Введение в авиационную технику и технологию. Рубцов Ю.Б - 63 стр.

Ю.Б.Рубцов               Введение в авиационную технику и технологию        Б.Н.Слюсарь

    Угол атаки α - угол между хордой крыла и вектором скорости (рис. 6.3, а).
    Угол скольжения β — угол между плоскостью симметрии крыла
(продольной осью) и вектором скорости (рис. 6.3., б).
    Число Маха M=V/a — отношение скорости полета (воздушного потока) к
скорости звука.
    Уравнение постоянства расхода определяет соотношение между
скоростью воздуха V, площадью сечения струйки f и плотностью воздуха ρ в
различных сечениях струйки. Так как при установившемся движении воздуха
через любое сечение струйки проходит одинаковая масса воздуха, то
уравнение постоянства расхода записывается следующим образом (рис. 6.1.):

                                        ρfV=ρ1f1V1=ρ2f2V2=const                   (6.6)

     Если сжимаемостью воздуха можно пренебречь (на малых скоростях), то
                               fV = f1V1 = f2V2                       (6.7)
т.е. чем больше сечение, тем меньше скорость.
     Уравнение энергии (уравнение Бернулли). При установившемся течении
воздуха без теплообмена с окружающей средой полная энергия воздуха в
каждом сечении струйки одинакова.
     Уравнение энергии (Бернулли) для случая, когда сжимаемостью, а также
изменением энергии веса воздуха можно пренебречь, записывается
следующим образом:
                                   2                     2
         ρV
                 2
                            ρ1V1                ρ 2 V2
                     + p=              + p1 =                + p2 = const         (6.8)
             2                2                   2
                 2
         ρV
   где               — скоростной напор; ρ— статическое давление.
             2
    Таким образом, при отсутствии влияния сжимаемости воздуха сумма
скоростного напора и статического давления в струйке есть величина
постоянная.

                        6.2. Физическая природа аэродинамических сил

    Аэродинамические силы, действующие на тело, помещенное в воздушный
поток, определяются силами трения и силами давления.
    Вследствие того, что имеется приторможенный слой воздуха
(обусловленный вязкостью) у поверхности обтекаемого воздухом тела,
называемый пограничным слоем, появляются силы трения, которые
направлены по касательной к поверхности тела.
    Силы давления зависят от формы тела, ориентации его относительно
потока, плотности, давления и скорости воздуха. Помещенное в воздушный
поток тело деформирует его. На рис.6.1 показана картина обтекания профиля