144. Природа аэродинамических сил
Аэродинамические силы, действующие на тело, помещённое в воздушный поток, обусловлены двумя основными факторами — силами трения и силами давления.
Силы трения
Вследствие вязкости воздуха у поверхности обтекаемого тела образуется пограничный слой — тонкий приторможенный слой воздуха. В этом слое возникают силы трения, направленные по касательной к поверхности тела.
Эти силы зависят от:
- состояния пограничного слоя (ламинарный или турбулентный),
- шероховатости поверхности,
- скорости потока.
Силы давления
Силы давления определяются:
- формой тела,
- его ориентацией относительно набегающего потока,
- параметрами воздушного потока: скоростью, плотностью и давлением.
При обтекании тела поток деформируется. Например, при дозвуковой скорости обтекания профиля крыла поток разделяется у передней кромки на две части: одна часть движется над верхней поверхностью профиля, другая — под нижней. Такая деформация потока приводит к изменению скорости и плотности воздуха, а значит, и к изменению давления на поверхности тела.
Каждой точке профиля соответствует своё значение местной скорости и давления. Разность давлений между верхней и нижней поверхностями является одной из главных причин возникновения аэродинамических сил, таких как подъёмная сила.
Распределение давления
Распределение давления по поверхности тела обычно изображают графически методом эпюры.
При этом откладывается от хорды относительное давление, равное отношению избыточного давления к скоростному напору:
\[ P_{отн} = \frac{P_{\text{местн}} - P_{\infty}}{\frac{1}{2} \rho V^2} \]
где: - \(P_{\text{местн}}\) – местное давление, - \(P_{\infty}\) – давление невозмущённого потока, - \(\rho\) – плотность воздуха, - \(V\) – скорость потока.
Разрежение (отрицательное избыточное давление) откладывается вверх, а избыточное давление (положительное) — вниз.
Зависимость от скорости потока и угла атаки
Распределение давления, а значит, и величины аэродинамических сил, зависит от:
- скорости воздушного потока,
- угла атаки тела.
Дозвуковое обтекание (\( M_{\infty} < 1 \))
Если скорость полёта меньше скорости звука, различают два режима обтекания:
- Дозвуковое: во всех точках потока скорость меньше скорости звука. (рис 116, а)
- Смешанное: в отдельных точках около тела местная скорость достигает скорости звука. (рис 116, б)
Границей перехода служит критическое число Маха \( M_{\text{кр}} \).
При смешанном обтекании вблизи профиля появляются области сверхзвуковых скоростей, которые увеличиваются с ростом числа М. Эти области ограничены скачками уплотнения, где происходит резкий скачок давления (падение разрежения).
Интенсивное развитие сверхзвуковых зон вызывает увеличение разрежения в задней части профиля по сравнению с чисто дозвуковым режимом.
Сверхзвуковое обтекание (\( M_{\infty} > 1 \))
При числе М, немного большем единицы, перед телом образуется отсоединённый скачок уплотнения. За ним находится зона дозвукового потока, за которой следует основная область сверхзвукового потока. Хвостовые скачки уплотнения завершают картину обтекания.
Таким образом, даже при сверхзвуковой скорости обтекания имеет место смешанный режим, если головной скачок уплотнения отсоединён от тела.
При больших числах М у тел с острой передней кромкой скачок уплотнения примыкает к телу, а его наклон увеличивается. При этом скорость потока во всех точках становится больше скорости звука.
С ростом угла атаки на верхней поверхности профиля увеличивается разрежение, а на нижней части — возрастает положительное давление. Это явление существенно влияет на распределение аэродинамических нагрузок и формирование подъёмной силы при сверхзвуковых скоростях.