Повдигащата сила на крилото

лифт

Това може да се разглежда като реакция на въздух, което се случва по време на движението напред на крилото. Поради това, че винаги е перпендикулярна на скоростта вектор на необезпокоявано насрещното поток (вж. Risunok3.14-1).

Risunok3.14-1 подемна сила на крилото

Повдигащата сила може да бъде положителен, ако тя е насочена към положителната посока на вертикалната ос

(Risunok3.14-1, б) и отрицателен, ако тя е насочена в обратна посока (Risunok3.14-1 в). Възможно е отрицателен ъгъл на атака, например, в обърнат полет.

Причината за подемната сила е разликата davleniyavozduha на горните и долните повърхности на крилата (Risunok3.14-1, а).

Симетричните профили с нулев ъгъл на атака не генерират сили на издигане. В асиметрични профили подемна сила може да бъде нула само когато отрицателен ъгъл на атака

Горната формула се получава лифт.

Формулата показва, че асансьорът, зависи от:

За по-точно изчисляване на лифт крило използва "водовъртеж теория" крило. Тази теория е разработена от NE Жуковски през 1906 г. Тя дава възможност да се намери теоретично формата най-благоприятен профил на крилото и в плана.

Както се вижда от лифта при постоянно

и S лифт е пропорционална на квадрата на скоростта. Ако при тези условия скоростта на потока е постоянно, асансьор сила на крилото зависи само от ъгъла на атака и съответния коефициент стойност

При промяна на ъгъла на атака α ще се промени само коефициент лифт

Зависимостта на коефициента на ъгъл на повдигане на атака. Зависимост CY коефициент лифт е представена от ъгъла на атака график функция

= Ƒ (α) (Risunok3.15).

Преди нанасяне модел предварително чистка крило във въздушен тунел. За това крило е фиксиран в аеродинамичен тунел за аеродинамичен баланс и да постоянна скорост на потока в раздела за изпитване (sm.Risunok2.8).

Фигура 3.15. съотношение зависимост

ъгъл на атака

Тогава CY коефициенти на съответните ъгли на атака изчислява по формулата: CY =

където Y -podemnaya модел на крилото;

р -skorostnoy налягане на потока в аеродинамичен тунел;

S е площта на модела на крилото.

Анализът показва графиката:

-В малки ъгли на атака се поддържа постоянен въздушен поток около крилото, така че зависимостта

= Ƒ (α) праволинейни, има постоянен ъгъл на наклон

. Това означава, че коефициентът CY увеличава пропорционално на ъгъла на атака α.

-В големи ъгли на атака дифузьор ефект се засилва върху горната повърхност на крилото. Възниква спиране потока налягане се намалява бавно започва рязко покачване на налягането по протежение на крилото. Това причинява граница разделителен слой от повърхността на крилото (sm.Risunok2.4).

Прекъсване на потока започва на горната повърхност на крилото - първата седалка, а след това от общия брой. линейна зависимост

= Ƒ (α) е счупен, коефициентът

увеличава по-бавно, а след достигане на максимума (

макс) започва да намалява.

Ъгълът на атака, където съотношението

Той има максимална стойност, наречена критична ъгъла на атака αkr.

Критичната ъгъла на атака αkr модерни крила на самолети е от 15 до 20 °.

С помощта на графичен зависимост

= Ƒ (α) може също да се оцени ефекта на профила на кривина.

За асиметрични профили графика 1 се измества наляво по отношение на фигура 2 за симетричен профил. Това означава, че за всеки ъгъл на атака съотношение

за несиметричен профил по-голяма, отколкото за симетричен (вж. фигура 3.15).

Ъгълът на атака при което

= 0, т.е. повдигаща сила се създава, наречен на ъгъла на атака на нула асансьор α0.

За симетрични профили ъгъл α0 = 0. крива

= Ƒ (α) преминава през началото. За асиметрични профили нула асансьор сила ще бъде отрицателен ъгъл на атака, т.е. ugolα0<0 .