А - прямоточная
Б – циркуляционная
Рис.1 Аэродинамические трубы. 1 - Сужающееся сопло.
2 - решётки; 3 - рабочая камера; 4 – испытываемая модель;
5 – диффузор; 6 – вентилятор; 7 - эл. двигатель.
Наглядным примером является полёт воздушного змея. Ветер дует, а человек удерживает нить, соединённую со змеем, и стоит на месте в результате змей парит в воздухе.
Или наоборрт, в безветренную погоду человек бежит и тащит за нить змея, который удерживается в воздухе.
Нить указывает направление возникающей при этом полной а/д силы, а натяжение нити, величину этой силы. Плоская конструкция змея устанавливается под некоторым углом к набегающему потоку и за счёт этого отбрасывается поток воздуха вниз, а змей стремится улететь вверх, т. е. по направлению нити.
У R
→ Х
Рис. 2 Силы действующие на змея.
R - полная а/д сила; У - а/д подъёмная сила; X - сила лобового сопротивления; N - сила натяжения нити; α- угол атаки змея; GB - масса отброшенного потока воздуха.
Также создаёт а/д силу крыло самолёта движущегося в воздухе.
Xцд - точка центра давления; X f - точка а/д фокуса; Хцт - точка центра тяжести
с-та; b - хорда крыла - отрезок прямой соединяющий крайние точки профиля
крыла; bсах - хорда условного крыла.
Рис.3. Профиль крыла
- центр давления это точка приложения подъёмной силы;
- центр тяжести это точка приложения силы веса самолёта (крыла);
- f - а/д фокус - это точка, относительно которой создаётся момент полной а/д силы;
Положение фокуса не зависит от угла атаки.
САХ - средняя а/д хорда - это хорда условного крыла, которое имеет такие же моментные характеристики как и исходное крыло.
Физический смысл создания подъёмной силы на крыле.
ℓв  Vв Pв
ℓн Vн Pн
| ℓв - длина пути над крылом ℓн – длина пути под крылом Vв -скорость потока над крылом Vн -скорость потока под крылом Pв –давлениенад крылом Pн- давление под крылом |
Рис. 4. Картина обтекания.
В результате обтекания профиля крыла воздушным потоком появляются соотношения параметров:
ℓв > ℓн значит Vв > Vн, по закону Б ернули, где скорость больше, там давление меньше, значит: рн> pв,. тогда Рн-Рв= ∆Р → У.
При обтекании крыла потоком относительная скорость потока над крылом больше скорости под крылом, т. к. поток за одно и то же время проходит больший путь над крылом, чем под крылом.
Согласно закону Бернули Д. при увеличении скорости потока давление в нём уменьшается, а при уменьшении скорости - увеличивается.
Следовательно давление в потоке над крылом меньше давления под крылом. Разность этих давлений создаёт а/д силу крыла направленную вверх.
Что такое угол атаки α крыла? Угол атаки - это угол, заключённый между хордой и направлением вектора скорости набегающего потока.
α > 0 α < 0
при наборе высоты
в горизонтальном полете α = 0 при снижении
Рис.5. Понятие об угле атаки
При определённой величине угла атаки α кр возникает срыв потока на верхней поверхности крыла, это приводит к резкому увеличению давления, а значит, к падению подьемной силы.
Рис 6.К понятию α кр
