ВНИМАНИЕ! Сума всіх сил (сил тиску s сил тертя), що виникають при обтіканні тіла, називається повною аеродинамічною силою R.

Сума всіх сил (сил тиску s сил тертя), що виникають при обтіканні тіла, називається повною аеродинамічною силою R.

Точка куди прикладена повна аеродинамічна сила R називається центром тиску(Ц.Т.).

Частина повної аеродинамічної сили, перпендикулярна до напрямку польоту (н.п.), точніше, до вектора швидкості потоку, що набігає, є піднімальною силою Y.

Частина повної аеродинамічної сили X, паралельна вектору швидкості потоку, що набігає, є силою лобового опору (рис. 1).

Рис. 1. Аеродинамічні сили.

На аеродинамічні сили впливають різні фактори.

Сила тертя повітря об тіло реалізується повністю в межовому шарі й чим менше буде шорсткість обтічного тіла, тим далі по поверхні тіла буде зберігатися ламінарний межовий шар і менше буде сила опору тертя, оскільки менше енергії буде витрачатися на перемішування потоку в межовому шарі.

Конструктор завжди повинен думати про стан поверхні частин літака, що виступають в потік. Зокрема про конструкцію стику листів обшивки, що утворюють зовнішні обводи літака. На рис. 2 показані два варіанта конструкції стику листів обшивки. Стик листів обшивки 1 і 2 (рис. 2, а), з погляду аеродинаміки гірший, ніж стик, зображений на рис. 2, б, оскільки уступ в листах і напівкругла заставна головка заклепки 3 (рис. 2, а) виступають в потік і сприяють турбулізації межового шару. Однак кращий з погляду аеродинаміки стик (рис. 2, б) складніший технологічно, тому що потрібна обробка гнізд під потаємні закладні головки заклепок 4, важче, оскільки потрібна підкладна деталь 5 (рис. 2, б).

Рис. 2. Конструкції стику листів обшивки.

Істотно на аеродинамічні сили впливає й форма обтічного тіла (рис. 3).

Рис. 3. Вплив форми обтічного тіла на аеродинамічні сили

Якщо прийняти за одиницю повну аеродинамічну силу R(а) (в даному прикладі повна аеродинамічна сила – це сила лобового опору) пластинки, встановленої в потоці (рис. 3, а), то для тієї ж пластинки з носовим обтічником (рис. 3, б) R_a(б) = 0,25R_a(а).

Носовий обтічник забезпечує поступову деформацію струменів в процесі обтікання. Для пластинки з хвостовим обтічником (рис. 3, в) R_a(в) = 0,75R_a(a), тому що хвостовий обтічник сприяє плавному розширенню потоку, завихрена спутна струмінь стає менше.

Для удобообтичного (каплевидного, веретеноподібного) тіла (рис. 3, г), утвореного установкою на пластинку носового і хвостового обтічників R_a(г) = 0,05 R_a(a).

Установлено, що якщо збільшити в n разів площу максимального поперечного перетину (міделя, від голл. middel – середній) F обтічного тіла – площа міделя, зберігши схожість тіл, то в n раз збільшиться і повна аеродинамічна сила, тобто F₂=nF₁; R_a2=nR_a1 (рис. 4).

Рис. 4. Вплив розміру тіла на аеродинамічні сили

Розглянемо, як впливає на повну аеродинамічну силу положення обтічного тіла щодо потоку повітря, що набігає.

Кут α між напрямком вектора швидкості потоку, що набігає, і характерною віссю обтічного тіла (хордою профілю крила) називається кутом атаки.

На рис. 5 представлені графіки залежності складових повної аеродинамічної сили від кута атаки для профілю крила. Для профілів різної форми можна знайти деякий кут атаки (рис. 5, а), при якому розподіл тиску на поверхні профілю такий, що піднімальна сила Y_a відсутня, і кут атаки, при якому лобовий опір X_a мінімальний.

Зі збільшенням кута атаки (рис. 5, б) і (рис. 5, в) профіль обтикається плавно, збільшується розрідження на верхній поверхні, зона підвищеного тиску поширюється від крапки повного гальмування на всю нижню поверхню профілю. Піднімальна сила росте прямо пропорційно до збільшення кута атаки. Прямолінійна ділянка графіка відповідає безвідривному обтіканню крила, коли збільшення кута атаки α приводить до пропорційного збільшення піднімальної сили Y, оскільки при збільшенні кута атаки підсилюється деформація потоку і зростає різниця тисків під та над крилом.

Подальше збільшення кута атаки приводить до порушення прямо пропорційної залежності між α і Y, що пов'язане з початком зривного обтікання крила. При досягненні кута атаки критичного значення починається зрив потоку в кінці верхньої поверхні профілю крила (рис. 5, г), що викликає різке зменшення піднімальної сили Y, у літака погіршується стійкість і керованість.

На закритичних кутах атаки (при α > 20°) літак стає зовсім нестійким і некерованим, оскільки на верхній поверхні крила створюється сильне вихрове утворення зі зривом струменів повітря (рис. 5, д).

Рис. 5. Графіки залежності складових повної аеродинамічної сили від кута атаки.

ВНИМАНИЕ!