1.6.4. Подъемная сила

Рассмотрим обтекание двояковыпуклого симметричного профиля иде-

альным газом (см. рис. 25). Профиль считается симметричным, если он сим-

метричен относительно хорды. Пусть он сначала установлен под углом атаки

 = 0. В данном случае угол атаки равен углу между вектором скорости набе-

гающего потока V



и хордой профиля.31

Рис. 25. Обтекание симметричного профиля при  = 0

(без образования подъемной силы)

У носка профиля в передней критической точке A происходит полное

торможение потока, статическое давление в этой точке максимально и равно

полному давлению. Далее поток разделяется на два: один обтекает верхнюю

поверхность профиля, другой – нижнюю. У задней кромки профиля потоки

опять сливаются в задней критической точке B. В точке B также как и в точке

A скорость потока равна 0, потому что здесь сходятся линии тока, идущие по

верхней и нижней поверхностям профиля, а частица газа не может одновре-

менно двигаться по двум направлениям. Следовательно, в точке B статиче-

ское давление также как и в точке A максимально и равно полному давлению.

Но между точками A и B статическое давление отличается от полного давле-

ния. Это является следствием того, что в процессе движения от точки A к

точке B площади поперечных сечений струек сначала уменьшаются, а потом

растут. При этом в соответствии с уравнением неразрывности (10) скорость в

струйках будет соответственно сначала расти, а затем падать. Из закона со-

хранения энергии в аэродинамике (см. уравнение Бернулли (16)) следует, что

при увеличении скорости статическое давление уменьшается. Значит, от точ-

ки A до точки B на верхней и нижней поверхностях профиля будут распола-

гаться зоны относительного разрежения. Поскольку мы рассматриваем сим-

метричный профиль, то величины падения статического давления в этих зо-

нах будут одинаковыми. Это значит, что в направлении, перпендикулярном

вектору скорости набегающего потока, на профиль не будет воздействовать

составляющая аэродинамической силы, названная выше подъемной.

Очевидно, что для того, чтобы получить подъемную силу нужно сде-

лать профиль несимметричным или установить симметричный профиль под

некоторым углом атаки   0 (см. рис. 26).

Рассмотрим обтекание профиля потоком под углом атаки  > 0. В этом

случае струйка, обтекающая профиль сверху будет иметь большее сужение, 32

чем струйка, обтекающая профиль снизу, а значит скорость в верхней струй-

ке будет больше, чем в нижней (Vв > Vн). Это приведет к тому, что на верх-

ней поверхности профиля статическое давление будет меньше, чем на ниж-

ней (pв < pн). Из-за этой разности образуется аэродинамическая подъемная

сила, направленная вверх.

Рис. 26. Обтекание профилей с образованием подъемной силы

Естественно предположить, что чем больше угол атаки или вогнутость

профиля, тем больше будет и подъемная сила. Рассмотрим вначале влияние

угла атаки на подъемную силу симметричного профиля. В формуле подъем-

ной силы (35) имеется коэффициент, который зависит от угла атаки – это ко-

эффициент подъемной силы Cya. График зависимости Cya от  для симмет-

ричного и несимметричного профилей представлен на рис. 27, из которого

видно, что при малых углах атаки коэффициент подъемной силы зависит от

 линейно.33

Рис. 27. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки

Если профиль имеет положительную относительную вогнутость, то

кривая Cya  f  смещается плоскопараллельно вверх. Угол атаки, при ко-

тором Cya = 0 обозначается 0, в данном случае 0 < 0. Легко видеть, что при

одном и том же угле атаки профиль, имеющий большую относительную во-

гнутость, будет иметь больший коэффициент подъемной силы.

На больших углах атаки нарушается плавное обтекание профиля. Это

происходит из-за влияния вязкости на движение частиц в пограничном слое.

В процессе движения вдоль верхней поверхности профиля частицы воздуха

будут терять скорость. На каком-то этапе им не хватит кинетической энер-

гии, чтобы двигаться дальше вдоль поверхности. В итоге на некотором уча-

стке верхней поверхности профиля произойдет отрыв пограничного слоя.

Это явление приводит к нарушению линейности зависимости Cya  f .

При увеличении угла атаки зона отрыва также будет увеличиваться, но ко-

эффициент подъемной силы Cya при этом продолжает расти и достигает сво-

его максимального значения Cyamax. Угол атаки, который соответствует Cyamax,

называется к р и т и ч е с к и м у г л о м а т а к и кр (см. рис. 28). Величина

критического угла атаки, как правило, не превышает 20. При дальнейшем

увеличении угла атаки отрыв потока достигнет интенсивности, при которой

коэффициент подъемной силы будет резко падать.

Рис. 28. Соответствие максимального значения коэффициента подъемной

силы критическому углу атаки34