Алексей Жабров - Почему и как летает самолет [Изд. 2-е]

Таким образом, воздушный поток стремится здесь отнести пластину не только назад, но одновременно и вверх.

Поэтому для наглядности мы можем здесь заменить полную аэродинамическую силу Р двумя силами — Л и П, из которых первая направлена прямо назад (сила лобового сопротивления), а вторая направлена вертикально вверх (подъемная сила) [11] Такая замена называется разложением одной силы на две по правилу параллелограмма. .

Возникновение аэродинамических сил при несимметричном обтекании можно хорошо видеть у воздушного змея, сделанного, например, из листа бумаги с двумя диагональными рейками и одной поперечной.

Если уздечку змея, к которой прикрепляется леер (нить, на которой запускают змей), построить из ниток равной длины, прикрепленных к концам диагональных реек, то змей летать не будет. Побежав с таким змеем против ветра (рис. 13 внизу), вы увидите, что змей будет нестись на высоте вашей руки, стоя в воздухе перпендикулярно к ветру.

Рис. 13. Полет воздушного змея: внизу — с неправильно построенной уздечкой, вверху — с правильно построенной уздечкой.

Такая замена называется разложением одной силы на две по правилу параллелограмма.

По натяжению леера вы будете чувствовать, что змей сопротивляется движению, но и только. Это и понятно, так как в этом случае аэродинамическая сила будет только лобовой.

Но если вы сделаете уздечку так, что две верхние нитки будут равной длины, а третья (нижняя) чуть покороче, и прикрепите ее к центру змея, то змей, при наличии правильно сделанного хвоста, легко взмоет и будет устойчиво летать (рис. 13 вверху). В этом случае змей «атакует» воздух под углом 40–60 градусов и в результате несимметричного обтекания возникает подъемная сила.

Подъемная сила крыла самолета, как мы сейчас увидим, возникает, однако, несколько иначе, чем подъемная сила пластины, или воздушного змея.

И изобретатели первых летательных машин строили крылья в виде плоских или немного изогнутых поверхностей. Позже выяснилось, что выгоднее придавать крылу самолета обтекаемую форму — такую, какая в поперечном сечении изображена на рис. 14, а.

Рис. 14. Различные формы крыла самолета: а) профиль крыла, линия ЛБ — хорда профиля, б) вид крыла сверху.

Это сечение называется профилем крыла.

Существует много профилей крыльев. На нашем рисунке изображены наиболее типичные. Линия АБ, соединяющая носок и хвостик профиля, называется его хордой.

Вид крыла сверху тоже бывает различным, но чаще конструкторы применяют только три формы: прямоугольную, трапециевидную и стреловидную (рис. 14, б). Концы прямоугольных и трапециевидных крыльев обычно закругляются.

При выборе формы крыла и его профиля конструктор руководствуется их аэродинамической выгодностью. Крыло работает выгодно, когда оно развивает большую подъемную силу, но дает малое лобовое сопротивление.

Крыло самолета, само по себе неподвижное, создает подъемную силу благодаря поступательному движению самолета, которое сообщает ему силовая установка. Встречный воздушный поток обтекает крыло несимметрично. Аэродинамическая сила благодаря специальному профилю крыла отклоняется еще больше вверх, чем у плоской пластины, поставленной под острым углом к потоку. Несимметричное обтекание крыла вызывается несимметричной формой профиля или наличием угла атаки, а чаще — тем и другим вместе.

Углом атаки крыла условились считать угол между хордой профиля и направлением воздушного потока.

Обычно самолет имеет в полете очень малый угол атаки крыла — около 3–5 градусов, а скоростные самолеты — еще меньше. Уже одно это показывает, что крыло самолета создает подъемную силу несколько иначе, чем воздушный змей, который летает, как мы видели, при угле атаки в 40–60 градусов.

Каким же образом при таком малом угле атаки возникает подъемная сила, способная поддерживать в воздухе очень тяжелую машину?

Посмотрите внимательно на рис. 15, а, на котором изображена схема обтекания крыла воздухом при малом угле атаки.

Рис. 15. Обтекание крыла воздушным потоком и возникновение подъемной силы: а) при небольшом угле атаки; б) скорость воздуха над крылом больше, чем под крылом; в) обтекание крыла при нулевом угле атаки и г) при критическом угле атаки.

Струйки воздуха обтекают крыло несимметрично, больше отклоняясь сверху, чем снизу. Сверху струйкам приходится огибать выпуклую часть крыла, поэтому они сжаты и, следовательно, по закону неразрывности скорость течения воздуха здесь больше, чем вдали от крыла. Под крылом же, наоборот, скорость течения воздуха меньше, так как здесь происходит некоторое торможение воздушного потока (благодаря углу атаки).

Таким образом, скорость воздуха над крылом получается больше, чем под крылом (рис. 15, б ).

По закону Бернулли, чем больше скорость потока, тем меньше в нем давление. Следовательно, над крылом образуется пониженное давление, а под крылом — повышенное; к этому добавляется трение воздуха в пограничном слое и в результате возникает сила Р, направленная в сторону меньшего давления, — полная аэродинамическая сила крыла. Конечно, воздух давит снизу вверх не в одной точке крыла, как изображено на нашем рисунке, а на всю площадь крыла. Но давление воздуха на все крыло, то есть полную аэродинамическую силу, можно изобразить одной стрелкой Р, как бы приложенной в центре давления (сокращенно: Ц. Д.).

Полную аэродинамическую силу Р мы можем заменить, как уже делали раньше, двумя силами Л и П, направленными по потоку и перпендикулярно к нему. Сила Л — лобовое сопротивление крыла, а сила П — его подъемная сила.

У хороших крыльев подъемная сила при самом выгодном угле атаки бывает примерно в 20 раз больше силы лобового сопротивления. Таким образом, главная доля полной аэродинамической силы крыла идет на поддержание самолета.

Интересно, что многие крылья развивают подъемную силу даже при нулевом угле атаки, то есть когда воздух набегает на крыло параллельно хорде профиля (рис. 15, в). На первый взгляд это кажется совершенно непонятным, так как при нулевом угле атаки давление под крылом повышено немного (по сравнению с давлением вдали от крыла). Зато над крылом благодаря увеличению скорости струек при обтекании верхней выпуклой часта давление воздуха значительно понижено. Выходит, что и в этом случае благодаря несимметричности профиля разность давлений под крылом и над крылом все-таки имеется.