ВОЗОБНОВЛЯЕМЫЕ ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПРОФИЛИ
Крылья самолета, лопасти вертолета, поверхности хвостового оперения ракет, лопасти пропеллера — все это примеры аэродинамических профилей. Аэродинамические профили должны обладать большой подъемной силой и небольшим коэффициентом сопротивления.
На рис. 13.10 показано сечение аэродинамического профиля. Линия АА' называется хордой профиля. Видно, что на рисунке участок профиля над хор-
|
Рис. 13.9. Основные размеры аэроди намического профиля |
дой отличается от участка под ней. Такие профили называются несимметричными. В симметричных профилях через хорду проходит секущая плоскость, разделяющая профиль на два симметричных участка над ней и под ней. При обтекании профиля потоком на него действует аэродинамическая сила, которую можно разделить на две составляющие: подъемную силу и силу сопротивления. Пол ьемная сила действует на профиль перпендикулярно направлению скорости натекания потока v. Сила сопротивления совпадает с направлением вектора скорости натекающего потока. Эти силы обычно обозначаются pL и pD соответственно. Угол между направлением скорости натекающего потока и хордой профиля а называется углом атаки.
|
Рис. 13.10. Действие давления на аэродинамический профиль |
|
ч А' |
Для каждого профиля значения сил pL и pD определяются экспериментально при продувке в аэродинамических трубах. Рассматриваемые давления соотносятся со значением динамического давления (l/2pv2), поэтому можно выделить коэффициенты пропорциональности CL (коэффициент подъемной силы) и CD (коэффициент сопротивления):
|
_ 1 2^-1 Pd ~ 2PV D ■ |
PL = pv2CL, (18)
Эти коэффициенты зависят от угла атаки'), и для каждого профиля существуют соответствующие таблицы, устанавливающие их зависимости от угла атаки. В США создана база данных характеристик профилей NACA (предшественник NASA). В Германии аналогичная база разработана для профилей Gottingen. Для самолетов наибольший практический интерес представляют значения аэродинамических коэффициентов при малых углах атаки. Однако для некоторых профилей табличные данные составлены для полного диапазона углов атаки (от нуля до 360°). На рис. 13.11 представлена зависимость аэродинамических коэффициентов CL и CD от угла атаки для профиля Gottingen 420.
|
С ^ Рис. 13.11. Коэффициенты подъемной силы и силы сопротивления для профиля 0 60 120 180 240 300 360 Угол атаки а, град. |
Gottingen 420
Заметим, что у данного профиля подъемная сила возникает даже при небольших отрицательных углах атаки. При нулевом угле атаки подъемная сила этого профиля в 16 раз больше силы сопротивления. Максимальное значение коэффициента подъемной силы имеет место при угле около 15°. При дальнейшем увеличении угла атаки подъемная составляющая действующей силы уменьшается, а сила сопротивления, наоборот, увеличивается. Причиной появления подъемной силы является уменьшение давления на спинке профиля и его увеличение под ним.
Зависимость аэродинамических коэффициентов от скорости натекающего на профиль потока и его свойств определяется числом Рейнольдса.
В действительности эти коэффициенты зависят еще от числа Рейнольдса Re и от относительного удлинения AR, которое будет определено позже.
|
Угол атаки а, град Рис. 13.12. Коэффициент подъемной силы для профиля Gottingen 420 |
