Аэродинамические  спектры обтекания тел потоком газа.

Спектры обтекания воздушным потоком тел разной формы:    а) плоская пластина, б) шар, в) профиль крыла.

Наиболее плавный спектр обтекания с небольшим завихрением за телом имеет каплеобразное тело. Такие тела в аэродинамике называются удобообтекаемыми.

Возникновение за телом области вихрей является одной из причин образования силы сопротивления, возникающей у тела в потоке воздуха.

Спектры обтекания зависят не только от формы и размеров тела, но от их ориентации по отношению к набегающему потоку.

Крыло в потоке.

Свойства летательного аппарата в значительной мере определяются аэродинамикой крыла.

Величина аэродинамического качества в первую очередь зависит от его геометрии, которая определяется формой профиля, формой в плане и поперечной стреловидностью.

Основные параметры, характеризующие форму профиля крыла:

Относительная толщина профиля (С) - отношение максимальной толщины профиля Сmax к его хорде B, измеряемое в процентах.

Хордой B называется отрезок, соединяющий концевые точки профиля.

Координата   максимальной толщины профиля  измеряется в процентах от хорды, считая от носка профиля:



Относительная кривизна (выпуклость) профиля ()  - отношение стрелы прогиба средней линии профиля  fmax  к его хорде, измеряемое в процентах:

Стрелой перегиба называется максимальное отклонение средней линии профиля от его хорды.

Средней линией профиля называется проходящая через середины отрезков, соединяющих точки с одинаковой координатой X на верхнем и нижнем обводах профиля.

Крылья, набранные из профилей с разной относительной толщиной называют аэродинамически закрученными.

Хорды профилей, составляющих крыло и имеющие разные углы по отношению к продольной оси летательного аппарата задают геометрическую крутку крыла. А крылья называют геометрически закрученными.

Форма крыла в плане - это вид на крыло сверху.

Параметры:

• Размах l - расстояние между концевыми точками крыла.
• Относительное удлинение   - отношение квадрата размаха к площади крыла:
• Сужение  - отклонение корневой хорды крыла bкорн к его концевой хорде bконц :
  
  
  
• Угол стреловидности X - угол заключенный между перпендикуляром к плоскости симметрии крыла и передней кромки крыла.

Поперечная стреловидность.

Многие крылья кроме стреловидности в плане имеют также поперечную стреловидность, при которой концы крыла подняты вверх (положительная стреловидность) или опущены вниз (отрицательная стреловидность). Поперечная стреловидность оценивается углом поперечного V крыла.

Угол атаки крыла.

(ориентировка крыла в воздушном потоке). Величина действующей на крыло аэродинамической силы зависит от угла, которым крыло встречает набегающий поток воздуха. Этот угол именуемый углом атаки a, определяется для изолированного профиля как угол между хордой профиля и вектором скорости набегающего потока.  Угол атаки может быть положительным, отрицательным и нулевым.

Полная аэродинамическая сила крыла.

Согласно третьему закону Ньютона сила воздействия крыла на воздух равна силе воздействия воздушного потока на крыло. Эта сила получила название полной аэродинамической силы R крыла.
Если обтекание крыла имеет симметричный характер, то направление силы R совпадает с направлением воздушного потока.

При несимметричном обтекании профиль крыла деформирует набегающий на него поток воздуха таким образом, что на верхней поверхности крыла скорость обтекания возрастает, а давление воздуха уменьшается. На нижней поверхности крыла скорость обтекания крыла уменьшается , а давление возрастает. Перед носом крыла поток тормозится, поэтому в данной зоне давление воздуха повышается, а за задней кромкой крыла, где поток воздуха отрывается, возникает область разряжения.

Силовое воздействие воздушного потока на крыло проявляется не только в виде давления, но также и в виде трения воздуха в пограничном слое. От общего воздействия разности давлений воздуха под и над крылом, перед крылом и за ним, а также трения в пограничном слое образуется полная аэродинамическая сила крыла.

Полную аэродинамическую силу R удобно разложить на два направления: вдоль потока и перпендикулярно ему. Составляющую R направленную вдоль потока воздуха в сторону, противоположную направлению движения крыла обозначают через Q и называю силой лобового сопротивления.

Составляющую полной аэродинамической силы, направленную перпендикулярно к набегающему потоку воздуха, обозначают через Y и называют подъемной силой.

Подъемная сила крыла.

Причиной возникновения подъемной силы является разность давлений воздуха на верхней и нижней поверхности крыла.

Формула подъемной силы крыла по структуре аналогична формуле полной аэродинамической силы R:

где Cy - коэффициент подъемной силы, учитывающий форму профиля, угол атаки и определяемый опытным путем в аэродинамической трубе или расчетным методом.

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки.

Угол атаки акр , при котором коэффициент подъемной силы достигает максимального значения, называют критическим углом атаки. На закритических углах, т. е. при а > aкр коэффициент Cy  уменьшается вследствие срыва потока с верхней поверхности крыла.

Сила лобового сопротивления крыла.

Сила лобового сопротивления крыла Q независимо от величины угла атаки всегда направлена против движения крыла. Лобовое сопротивление крыла является суммой сил вызываемых различными причинами.

Профильное сопротивление крыла.

Сопротивление крыла бесконечного размаха называется профильным сопротивлением и обозначается  Qp. Qp, вызываемое разностью давлений перед крылом и за ним, трением воздуха о его поверхность в пограничном слое, зависит только от формы профиля и шероховатости поверхности крыла:
где Сxp - коэффициент профильного сопротивления. В диапазоне летных углов Cpx » const.

Индуктивное сопротивление крыла.

При переходе от крыла бесконечного размаха к крылу конечного удлинения появляется новый вид сопротивления, величина которого резко повышается при увеличении угла атаки. Это сопротивление называется индуктивным и обозначается Qi

Это объясняется перетеканием воздуха по торцам крыла из области повышенного давления в область пониженного давления над крылом.      Так как разность давления на поверхности крыла определяет величину подъемной силы, то между подъемной силой и индуктивным сопротивлением имеется тесная связь. Если нет подъемной силы, индуктивное сопротивление отсутствует. Чем больше угол атаки, тем больше подъемная сила и, следовательно, индуктивное сопротивление.
Таким образом, лобовое сопротивление  крыла в общем случае складывается из профильного и индуктивного сопротивлений.
Q = Qp + Qi

Формула лобового сопротивления крыла аналогична по структуре формуле подъемной силы:

Зависимость коэффициента лобового сопротивления крыла от угла атаки.

На малых углах атаки основной частью лобового сопротивления является профильное. По мере увеличения угла атаки сопротивления в общем сопротивлении крыла уменьшается, а доля индуктивного - возрастает и на больших углах атаки составляет основную часть лобового сопротивления.

Аэродинамическое качество крыла.

Аэродинамическим качеством крыла К называют отношение подъемной силы к силу лобового сопротивления крыла. Качество крыла зависит от коэффициентов Су и Сх, учитывающих форму профиля, состояние поверхности и угол атаки крыла.

Угол атаки, при котором качество достигает максимального своего значения, называют наивыгоднейший угол атаки (анаив).

Аэродинамика гибкого крыла.

Основным элементом дельтаплана является гибкое крыло. Форма профиля гибкого крыла определяется раскроем паруса, геометрией жесткого каркаса и лат. Формообразование профиля происходит под действием скоростного напора набегающего потока.

Профиль крыльев первых дельтапланов имел небольшое значение относительной кривизны f=3-4% и в сочетании со значительной геометрической круткой обладая малой несущей способностью и небольшим значением аэродинамического качества. Применение более вогнутых профилей f=5-9% и уменьшение отрицательной геометрической крутки позволило повысить качество. Увеличение размеров бокового кармана  до величины 0,4 в и более (двойная обшивка) дает возможность повысить качество дельтаплана на больших скоростях полета. Сохранение формы профиля с двойной обшивкой достигается надувом бокового кармана или применением жестких лат или нервюр. S-образный профиль применяется в корневых сечениях крыла дельтаплана. Данный профиль создается с помощью килевого кармана и с помощью жестко изогнутых лат.

Аэродинамические характеристики гибкого крыла имеют некоторые особенности, отличающие его от жесткого крыла.

Угол атаки дельтаплана а определяется углом между направлением набегающего потока и корневой хордой крыла.

При малых значениях угла атаки давление перераспределяется по профилю таким образом, что гибкое крыло теряет форму. Потеря формы сопровождается волнообразной деформацией несущей поверхности (флаттер), при этом крыло дельтаплана практически не создает подъемной силы.

С увеличением угла атаки коэффициент подъемной силы крыла возрастает. Увеличение коэффициента Су  объясняется тем, что при вырастании угла атаки происходит увеличение деформации струи под крылом, вследствие чего увеличивается разность давлений на нижней и верхней поверхностях крыла. Для дельтапланов критический угол атаки лежит в диапазоне X= 24-350

Уменьшение коэффициента подъемной силы на углах атаки больше критического вызывается нарушением плавного обтекания крыла, в результате чего происходит срыв потока  с верхней части крыла.
Аэродинамическое качество крыла в основном зависит от следующих факторов: формы профиля, качества поверхности крыла, нахождения в потоке неудобообтекаемых  частей конструкции (аутриггеров, поперечной балки и т. п.), положения пилота, удлинения крыла и распределения нагрузки по размаху крыла.