Ћекции.ќрг


ѕоиск:




 атегории:

јстрономи€
Ѕиологи€
√еографи€
ƒругие €зыки
»нтернет
»нформатика
»стори€
 ультура
Ћитература
Ћогика
ћатематика
ћедицина
ћеханика
ќхрана труда
ѕедагогика
ѕолитика
ѕраво
ѕсихологи€
–елиги€
–иторика
—оциологи€
—порт
—троительство
“ехнологи€
“ранспорт
‘изика
‘илософи€
‘инансы
’ими€
Ёкологи€
Ёкономика
Ёлектроника

 

 

 

 


—ила лобового сопротивлени€




 

¬ыше мы отметили, что сила лобового сопротивлени€ складываетс€ из сил, действующих на все части самолета, обтекаемые потоком. Ќо дл€ упрощени€ и сокращени€ объема излагаемого материала рассмотрим только силу лобового сопротивлени€, возникающую на крыле самолета. —оответственно в качестве характерной площади будем использовать площадь крыла.

—ила лобового сопротивлени€ крыла складываетс€ из сил различной природы. ¬ общем случае силу лобового сопротивлени€ можно представить в виде следующей суммы:

(40)

где Ц сила сопротивлени€ трени€;

Ц сила сопротивлени€ давлени€;

Ц сила индуктивного сопротивлени€;

Ц сила волнового сопротивлени€.

 

—ила сопротивлени€ трени€ возникает из-за в€зкости воздуха. ¬ыше мы рассматривали это свойство воздуха и вы€снили, что у поверхности обтекаемого тела образуетс€ тонкий пограничный слой, в котором возникают касательные напр€жени€ трени€ t (см. формулу (3)). »з-за действи€ этих напр€жений и возникает сила сопротивлени€ трени€.

 оэффициент сопротивлени€ трени€ будет равен:

. (41)

—ила сопротивлени€ давлени€ возникает из-за разности давлений, действующих на носовую и хвостовую части обтекаемого тела. «десь также играет роль в€зкость. ¬ процессе обтекани€ профил€ крыла (см. рис. 29), толщина пограничного сло€ d постепенно нарастает от 0 (в передней критической точке ј) до некоторого значени€ у задней кромки крыла. ¬ результате задн€€ критическа€ точка ¬ не реализуетс€, т.е. скорость потока на задней кромке не равна 0, как это имеет место быть в случае идеального газа. ¬следствие этого статическое давление здесь будет несколько меньше полного давлени€, т.е. давлени€ в точке ј. “аким образом, возникнет перепад давлений, действующих на носовую и хвостовую части профил€. –езультирующа€ сила будет направлена в сторону хвостовой части, а значит будет создавать сопротивление движению летательного аппарата.

 

 

–ис. 29. ќбтекание профил€ крыла в€зким газом

 

 оэффициент сопротивлени€ давлени€ будет равен:

. (42)

—ила индуктивного сопротивлени€ по€вл€етс€, когда на крыле самолета возникает подъемна€ сила. –еальное крыло самолета имеет конечный размах. ѕоэтому при возникновении перепада давлений над крылом и под ним частицы воздуха из зоны повышенного давлени€ под крылом перетекают через боковые кромки в зону пониженного давлени€ над крылом (см. рис. 30). ¬ результате возникают вихри, уносимые набегающим потоком. ѕомимо уменьшени€ подъемной силы эти вихри создают также дополнительное лобовое сопротивление, называемое индуктивным, т.е. индуцируемым подъемной силой.

 

 

 

–ис. 30. ќбразование концевых вихрей на крыле конечного размаха

 

ѕон€ть природу возникновени€ силы индуктивного сопротивлени€ можно, использовав энергетический подход. ƒвига€сь вперед, крыло отдает воздуху часть своей кинетической энергии, соверша€ работу по закручиванию масс воздуха. Ёто эквивалентно воздействию на крыло некоторой силы, котора€ совершает равную по величине работу, создава€ сопротивление движению крыла.  оэффициент индуктивного сопротивлени€ в первом приближении можно оценить по формуле:

. (43)

—ила волнового сопротивлени€ возникает при полетах самолетов на околозвуковых и сверхзвуковых скорост€х. ¬ данном курсе мы не будем рассматривать физику образовани€ силы волнового сопротивлени€. ѕриведем лишь формулу дл€ расчета коэффициента силы волнового сопротивлени€:

. (44)

ѕерепишем формулу (40), перейд€ к коэффициентам сил и прин€в при этом, что полеты происход€т на дозвуковых скорост€х, т.е. без образовани€ силы волнового сопротивлени€:

. (45)

—умма первых двух слагаемых называетс€ коэффициентом профильного сопротивлени€ и обозначаетс€ Cxa пр. “огда выражение (45), учитыва€ формулу дл€ коэффициента индуктивного сопротивлени€ (43), можно записать в виде:

. (46)

 оэффициенты профильного и индуктивного сопротивлени€ завис€т от угла атаки (последний в гораздо большей степени). ѕоэтому и коэффициент силы лобового сопротивлени€ также зависит от угла атаки. √рафик зависимости дл€ симметричного и несимметричного профилей показан на рис. 31.

 

 

–ис. 31. «ависимость коэффициента силы лобового сопротивлени€ от угла атаки

”гол атаки, при котором коэффициент силы лобового сопротивлени€ минимален, обозначаетс€ a Cxa min.

 





ѕоделитьс€ с друзь€ми:


ƒата добавлени€: 2015-05-06; ћы поможем в написании ваших работ!; просмотров: 4966 | Ќарушение авторских прав


ѕоиск на сайте:

Ћучшие изречени€:

≈сли вы думаете, что на что-то способны, вы правы; если думаете, что у вас ничего не получитс€ - вы тоже правы. © √енри ‘орд
==> читать все изречени€...

2032 - | 1995 -


© 2015-2024 lektsii.org -  онтакты - ѕоследнее добавление

√ен: 0.01 с.