На заре авиации, будучи не в состоянии объяснить процессы образования подъемной силы, люди при создании крыльев искали подсказки у природы и копировали ее. Первое, на что обратили внимание, - это особенности строения крыльев птиц.
Было замечено, что все они имеют выпуклую поверхность наверху и плоскую или вогнутую внизу (см. рис. 34). Почему же природа придала птичьим крыльям такую форму? Поиски ответа на этот вопрос легли в основу дальнейших исследований.
Рис. 34. Крыло птицы
На малых скоростях полета воздушную среду можно считать несжимаемой. Если воздушный поток является ламинарным (безвихревым), то его можно разбить на бесконечное множество элементарных, не сообщающихся между собой струек воздуха.
В этом случае, в соответствии с законом сохранения материи, через каждое поперечное сечение изолированной струйки при установившемся движении в единицу времени протекает одна и та же масса воздуха. Площадь сечения струек может меняться. Если оно уменьшается, то скорость потока в струйке увеличивается. Если сечение струйки увеличивается, то скорость потока уменьшается (см. рис. 35).
Рис. 35. Увеличение скорости потока при уменьшении сечения струйки газа
Швейцарский математик и инженер Даниил Бернулли вывел закон, ставший одним из базовых законов аэродинамики и носящий ныне его имя: при установившемся движении идеального несжимаемого газа сумма кинетической и потенциальной энергий единицы его объема есть величина постоянная для всех сечений одной и той же струйки.
Р - давление в потоке (потенциальная энергия),
- динамический
напор (кинетическая энергия).
Из приведенной формулы видно, что если скорость потока в струйке воздуха увеличивается, то давление в ней уменьшается. И наоборот: если скорость струйки уменьшается, то давление в ней увеличивается (см. рис. 35). V1 < V2, значит P1 > P2.
Теперь рассмотрим подробнее процесс обтекания крыла. Верхняя поверхность крыла выгнута значительно больше, чем нижняя. Это самое важное обстоятельство (см. рис. 36).
Рассмотрим струйки воздуха, обтекающие верхнюю и нижнюю поверхности профиля. Профиль обтекается без завихрений. Молекулы воздуха в струйках, подходящие одновременно к передней кромке крыла, должны также одновременно отойти от задней кромки.
На рис. 36 видно, что длина траектории струйки воздуха, обтекающей верхнюю поверхность профиля, больше, чем длина траектории обтекания нижней поверхности. Над верхней поверхностью молекулы воздуха движутся быстрее и располагаются реже, чем внизу. Возникает разрежение.
Разница давлений под нижней и над верхней поверхностями крыла приводит к появлению дополнительной подъемной силы. В отличие от пластины, при нулевом угле атаки на крыле с подобным профилем подъемная сила нулевой не будет.
Рис. 36. Обтекание несимметричного профиля
Наибольшее ускорение обтекающего профиль потока возникает над верхней поверхностью вблизи передней кромки. Соответственно там же наблюдается и максимальное разрежение. На рис. 37 показаны эпюры распределения давления по поверхности профиля.
Рис. 37. Эпюры распределения давления по поверхности профиля
Ср - коэффициент давления; Р - давление в потоке; Р∞ - давление в невозмущенном потоке; q∞ - скоростной напор невозмущенного потока; ρ∞ - плотность воздуха в невозмущенном потоке; V∞ - скорость невозмущенного потока.
Твердое тело, взаимодействуя с потоком воздуха, изменяет его характеристики (давление, плотность, скорость). Под характеристиками невозмущенного потока мы понимаем характеристики потока на бесконечно большом удалении от исследуемого тела, т.е. там, где оно с потоком не взаимодействует - не возмущает его.
Коэффициент Ср показывает относительную разницу между давлением воздушного потока на крыло и атмосферным давлением в невозмущенном потоке. Там, где Ср< 0, поток разрежен. Там, где Ср> 0, поток испытывает сжатие.
Особо отметим точку А. Это критическая точка. В ней происходит разделение потока. В этом месте скорость потока равна нулю и давление максимально. Оно равно давлению торможения, а коэффициент давления Ср= 1.
P0 = P∞+ q∞
Р0 - давление торможения; Р∞ - давление в невозмущенном потоке; q∞ - скоростной напор невозмущенного потока.
Распределение давлений по профилю зависит от формы профиля, угла атаки и может существенно отличаться от приведенного на рисунке, но нам важно запомнить, что на малых (дозвуковых) скоростях основной вклад в создание подъемной силы вносит разрежение, образующееся над верхней поверхностью крыла на первых 25% хорды профиля.
По этой причине в «большой» авиации стараются не нарушать форму верхних поверхностей крыла, не размещать там места подвески грузов, эксплуатационные лючки. Нам также следует особенно внимательно относиться к сохранению целостности верхних поверхностей крыльев аппаратов, т.к. износ и неаккуратно поставленные заплатки существенно ухудшают их летные характеристики. А это не просто уменьшение летучести аппарата. Это еще и вопрос обеспечения безопасности полетов.
На рис. 38 показаны поляры двух несимметричных профилей. Нетрудно заметить, что эти поляры несколько отличаются от поляры пластины. Это объясняется тем, что при нулевом угле атаки на таких крыльях подъемная сила будет ненулевой. На поляре профиля А отмечены точки, соответствующие экономическому (1), наивыгоднейшему (2) и критическому (3) углам атаки.
Рис. 38. Поляры несимметричных профилей крыльев
Возникает вопрос: какой профиль лучше? Ответить на него однозначно невозможно. Профиль [А] имеет меньшее сопротивление, у него большее, чем у [Б], аэродинамическое качество. Крыло с профилем [А] будет летать быстрее и дальше крыла [Б]. Но есть и другие аргументы. Профиль [Б] имеет большие значения Су. Крыло с профилем [Б] сможет удерживаться в воздухе на меньших скоростях, чем крыло с профилем [А].
На практике у каждого профиля есть своя область применения. Профиль [А] выгоден в дальних перелетах, там, где нужны скорость и летучесть. Профиль [Б] полезнее там, где возникает необходимость удержаться в воздухе на минимальной скорости. Например, при заходе на посадку.
В «большой» авиации, особенно при проектировании тяжелых самолетов, идут на существенные усложнения конструкции крыла ради улучшения его взлетно-посадочных характеристик. Ведь большая посадочная скорость тянет за собой целый комплекс проблем, начиная от значительного усложнения процессов взлета и посадки и кончая необходимостью постройки все более длинных и дорогостоящих взлетных полос на аэродромах. На рис. 39 изображен профиль крыла, оснащенного предкрылком и двухщелевым закрылком.
Рис. 39. Механизация крыла
