ВУЗ:
Составители:
32
к длине – относительной толщиной крылового профиля. Угол, образован-
ный вектором скорости набегающего потока вдалеке от профиля (вектором
скорости «на бесконечности») и направлением хорды, носит наименование
угла атаки.
Подъемную силу крыла с достаточной степенью точности можно рас-
сматривать как силу, происходящую от давлений, проложенных к поверх-
ности крыла (составляющая подъёмной силы от
касательных напряжений
пренебрежительно мала). Как показывают опыты, типичная картина рас-
пределения давления имеет вид, представленный на рис. 10,
а.
а
б в
Рис. 10
Видно, что на нижней дужке крылового профиля местное давление p
2
больше атмосферного давления
∞
p
(
)
0pp
2
>
−
∞
, на верхней дужке местное
давление p
1
меньше атмосферного
(
)
0pp
1
<
−
∞
, то есть наблюдается раз-
режение. Можно отметить также, что абсолютные величины подсасывания
на верхней дужке крылового профиля значительно больше величины дав-
лений на нижней дужке, следовательно, подъёмная сила профиля образу-
ется главным образом за счет разрежения на верхней его дужке. О кинема-
тической картине обтекания профиля можно судить по эпюре
распределе-
ния давления. Применим уравнение Бернулли
const
2
p
2
=
ρυ
+ к двум
струйкам; одной, идущей из бесконечности и обтекающей нижнюю дужку
крылового профиля (рис. 10,
б), и другой, идущей тоже из бесконечности и
обтекающей верхнюю дужку. Тогда получим, что на нижней дужке, где
давление р
2
будет больше давления на бесконечности
∞
p (атмосферного),
скорость υ
2
меньше скорости потока на бесконечности
∞
υ
; а на верхней
дужке, где
∞
< pp
1
, скорость
υ
1
будет больше
∞
υ
. Аналогичные заключе-
Страницы
- « первая
- ‹ предыдущая
- …
- 30
- 31
- 32
- 33
- 34
- …
- следующая ›
- последняя »
