Аэродинамические силы. Аэродинамический фокус крыла Выполнила Несина С. гр. 192А Полная аэродинамическая сила Полная аэродинамическая сила (𝑅) возникает по причине разности давлений перед крылом и за ним, под крылом и над крылом, а также в результате трения воздуха в пограничном слое. Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления (ц. д.). Полная аэродинамическая сила • 1) скоростная система координат • Ya подъемная сила, которая направлена ┴ вектору скорости набегающего потока • Хa сила лобового сопротивления, которая направлена по скорости набегающего потока • 2) связанная система координат • Y нормальная сила, которая ┴ хорде крыла • Х продольная сила, которая направлена вдоль хорды крыла Полная аэродинамическая сила • 𝜌 − плотность воздуха, • 𝑆 − площадь крыла, в плане • 𝑉 − скорость набегающего потока • Сya/Cха – коэффициенты подъемной силы и силы лобового сопротивления • Коэффициенты учитывают влияние следующих факторов: • 1. геометрические характеристики крыла • 2. углы, определяющие положение крыла по отношению к набегающему потоку ( угол атаки) • 3. Состояние поверхности крыла Коэффициент подъемной силы • 𝛼0 - угол нулевой подъемной силы • 𝛼нс − угол начала срыва потока • 𝛼кр − критический угол атаки 𝛼 с𝑦𝑎 = 𝑐𝑦𝑎 (𝛼 − 𝛼0 ) 𝛼 𝜕с𝑦𝑎 𝑐𝑦𝑎 = 𝜕𝛼 Сила лобового сопротивления • Лобовое сопротивление крыла – это составляющая полной аэродинамической силы (𝑅), направленная против движения параллельно потоку. Xпроф возникает вследствие разности давлений перед крылом и за крылом и вследствие трения частиц воздуха о поверхность крыла в пограничном слое. Индуктивное сопротивление возникает вследствие разности давлений под крылом и над крылом. Индуктивное сопротивление сх𝑎 = спроф + синд Полная аэродинамическая сила Механическое воздействие набегающего потока на самолет сводится к нагрузкам, непрерывно распределённым по его поверхности. Для удобства изучения их приводят к результирующей силе, приложенной в центре масс. Полная аэродинамическая сила Фокус крыла • Фокус крыла – это точка на хорде приложения приращения подъёмной силы крыла, относительно которой момент крыла при изменении угла атаки не изменяется. 𝑌1 ∙ 𝑙1 =𝑌2 ∙ 𝑙2 = 𝑀 = const
