Введение в авиационную технику и технологию. Рубцов Ю.Б - 64 стр.

UptoLike

ВУЗ: 

ДГТУ | Ростов-на-Дону

Составители: 

Рубрика: 

Ю.Б.Рубцов Введение в авиационную технику и технологию Б.Н.Слюсарь
крыла при дозвуковой скорости потока. Вблизи передней кромки поток
разделяется на две области (границей раздела является критическая точка К).
Струйки воздуха деформируются, что приводит согласно уравнению
постоянства расхода к изменению скорости и плотности, а, следовательно, и
давления на поверхности тела.
Каждой точке профиля соответствуют свои, называемые местными,
скорость и давление. Разность
давлений на верхней и нижней поверхностях
профиля является одной из причин возникновения аэродинамических сил.
6.3. Подъемная сила
Полная аэродинамическая сила Ra (рис. 6.4.) — результирующая всех сил
давления и трения — определяется по формуле
2
2
V
ScR
Ra
ρ
=
(6.9)
где с
R
- коэффициент полной аэродинамической силы; S — площадь
крыла.
Подъемная сила Ya — проекция полной аэродинамической силы на
перпендикуляр к скорости воздушного потока. Подъемная сила определяется
по формуле
2
2
V
ScY
ya
ρ
=
(6.10)
где Су — коэффициент подъемной силы.
Величина подъемной силы при одном и том же коэффициенте C
y
зависит
от высоты и скорости полета.
Рис. 6.4. Аэродинамические силы Рис.6.5. Влияние угла атаки на
коэффициент подъемной силы
На коэффициент подъемной силы крыла данной формы влияет угол атаки
и число М полета. С увеличением угла атаки коэффициент подъемной силы
растет (рис. 6.5.); по достижении критического угла атаки α
крит
коэффициент 
Ю.Б.Рубцов        Введение в авиационную технику и технологию    Б.Н.Слюсарь

крыла при дозвуковой скорости потока. Вблизи передней кромки поток
разделяется на две области (границей раздела является критическая точка К).
Струйки воздуха деформируются, что приводит согласно уравнению
постоянства расхода к изменению скорости и плотности, а, следовательно, и
давления на поверхности тела.
    Каждой точке профиля соответствуют свои, называемые местными,
скорость и давление. Разность давлений на верхней и нижней поверхностях
профиля является одной из причин возникновения аэродинамических сил.

                               6.3. Подъемная сила
    Полная аэродинамическая сила Ra (рис. 6.4.) — результирующая всех сил
давления и трения — определяется по формуле
                                                 2
                                           ρV
                               Ra = cR S                                 (6.9)
                                             2
    где сR - коэффициент полной аэродинамической силы; S — площадь
крыла.
    Подъемная сила Ya — проекция полной аэродинамической силы на
перпендикуляр к скорости воздушного потока. Подъемная сила определяется
по формуле
                                                 2
                                           ρV
                             Ya = c y S                               (6.10)
                                             2
    где Су — коэффициент подъемной силы.
    Величина подъемной силы при одном и том же коэффициенте Cy зависит
от высоты и скорости полета.




Рис. 6.4. Аэродинамические силы            Рис.6.5. Влияние угла атаки     на
                                           коэффициент подъемной силы

    На коэффициент подъемной силы крыла данной формы влияет угол атаки
и число М полета. С увеличением угла атаки коэффициент подъемной силы
растет (рис. 6.5.); по достижении критического угла атаки αкрит коэффициент

Страницы