Нефть и песок О стали Компрессор - подбор и ошибки Из истории стандартизации резьб Соперник ксерокса - гектограф Новые технологии производства стали Экспорт проволоки из России Прогрессивная технологическая оснастка Цитадель сварки с полувековой историей Упрочнение пружин Способы обогрева Назначение, структура, характеристики анализаторов Промышленные пылесосы Штампованные гайки из пружинной стали Консервация САУ Стандарты и качество Технология производства Водород Выбор материала для крепежных деталей Токарный резец в миниатюре Производство проволоки Адгезия резины к металлокорду Электролитическое фосфатирование проволоки Восстановление корпусных деталей двигателей Новая бескислотная технология производства проката Синие кристаллы Автоклав Нормирование шумов связи Газосварочный аппарат для тугоплавких припоев
Главная --> Промиздат -->  Абразионные материалы 

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 102 103 104 105 106 107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122 123 124 125 126 127 128 129 130 131 132 133 134 135 136 137 138 ( 139 ) 140 141 142 143

наклон и место приложения на профиле. Для удобства исследования обыкновенно рассматривают на крыле не самую силу, а соответствующий коэффициент сопротивления, который ей пропорционален. Таким образом имеем:

R=C,QSb, (5)

PCyQSv (6)

§=C(.6V, (7)

где Са называется коэфф-том полной силы, Су-коэфф-том подъемной силы, С,-коэфф. лобового сопротивления и S - площадь крыльев, то есть в случае цилиндрических крыльев-площадь, получаемая умножением ширины крыла (т. е. длины отрезка хорды, отсекаемого перпендикулярами к хорде, касающимися передней и задней кромок крыла) на размах (то есть длину между крайними точками крыла, измеряемую параллельно образующим). Рассмотрим изменение величины этих коэфф-тов в зависимости от угла атаки. - Подъемная сила с увеличением угла атаки увеличивается до некоторого максимального значения, а потом снова начинает падать; угол, соответствующий максимальной подъемной силе, называется критическим углом; величина его для различных профилей разная (примерно около 15-20°). На фиг. 11


10 с t

о 01

Фиг. 11. Характеристика крыла.

представлена указанная зависимость; как видим, закон изменения Су, почти точно прямолинейный до критического угла, при больших углах атаки нарушается, вследствие появления срыва струив При угле атаки 0° для несимметрич. профиля имеется некоторая подъемная сила. Линия, фиксированная на профиле и параллельная дви-лсению потока при нуле подъемной силы, иногда называется нулевой линией. Для симметричны, же профилей подъемная сила при угле атаки 0° равна нулю. Для авиации обычно бывает интересен лишь небольшой диапазон т. н. летных углов, примерно от -10° до -Ь20°, поэтому


Фиг. 12. Положения равнодействующей на профиле крыла.

и эксперименты делаются обычно в этих пределах и только для каких-либо специальных целей находят зависимость подъемной силы или полной силы от углов атаки в пределах от 0° до 360°.

Сила лобового сопротивления с увеличением угла атаки тоже увеличивается, имея минимум на углах около 0°, при чем увеличение это близко подходит к параболическому закону. В авиации важно ил1еть возможно ббльшую подъемную силу и возможно меньшее лобовое сопротивление; таким образом качество крыла оценивается

величиной На

фиг. 11 показано также изменение качества с углом атаки. Из фиг. 10 видно, что величина, обрати.

качеству, т. е.

есть tg угла наклона вектора полной силы к подъемной силе; этот наклон имеет

нек-рый минимум, соответствующий наибольшему качеству, после чего он начинает опять увеличиваться. При угле атаки, соответствующем нулю подъемной силы, вектор полнойсилы обращается в лобовое сопротивление и направлен по потоку. Центр прило-лсения вектора полной силы таклсе меняет свое положение, при чем при наибольшей подъемной силе, т. е. при критическом угле, оп распололсен обычно в наиболее переднем положении (обычно около Vs от передней кромки), с уменьшением же угла атаки точка прилолсения отходит назад (фиг. 12). Полная сила сопротивления образуется за счет разных скоростей по профилю крыла, а следовательно, и разных давлений в этих местах. Как показывает опьгг, давление по профилю распределено т. о., что разрелсение с верхней стороны больше, чем давление снизу; т. о. крыло поддерживается в воздухе главн. обр. не давлением снизу, а присасьшанием сверху, С уменьшением угла атаки в передней части профиля начинает появляться сила, противоположная получающейся в задней, и при угле атаки, соответствующем нулю подъемной силы, эти две силы становятся равными и противоположными, Сяедовательно, при нуле подъемной силы имеется не только лобовое сопротивление, но также и еще пара сил, к-рая стремится повернуть крыло на еще меньшие углы, Т. о. мы видим, что при набегании на крыло потока с определенной скоростью на крыле получается сила сопротивления, которая относительно какой-либо точки на крыле дает момент. Обычно для удобства этот момент относят к носику профиля, т. е. при цилиндрическом крыле - к точке пересечения хорды



профиля с перпендикуляром к ней, касающимся передней кромки. Момент относительно передней кромки будет

31 - C ,QSbv (8)

где С--т.н. коэфф. момента, а Ь - длина хорды профи.71я - ширина крыла (в случае неци.линдрических крыльев момент относят к какой-либо точке крыла, например к наиболее выступающей вперед кромке и т. п.). Коэфф. момента наносится на общую диаграмму. Эта диаграмма, на к-рой нанесены в зависимости от углов атаки коэфф-ты подъемной силы, лобового сопротивления, момента и иногда качество, гшзывается характеристикой данного крыла. Иногда более удобными бывают характеристики несколько иного вида: по оси абсцисс откладывается коэффициент лобового сопротивления, а по оси ординат - коэффиц. подъемной си.ты, углы же атаки наносятся на самохг кривой как параметры; такого вида характеристика называется полярой Лилиенталя 1-го

рода; она представляет удобства в том отношении, что на ней сразу находятся и полная сила, и ее направление, и качество; последнее будет tg угла наклона прямой, проведенной из начала координат к определенной точке кривой, соответствующей данному углу атаки (см. фиг. 13). Очень часто, для удобства построе- , ния поляры, масштабы осей орди-Фиг. 13. поляра лилиен- нат И абсцисс при-таля 1-го рода. нимают разными

(обычно масштаб Org берут в пять раз больше, чем масштаб Су); в этом случае при нахождении качества и вектора полной силы приходится принимать во внимание разные масштабы. В вопросах устойчивости аэропланов часто приходится находить коэфф-ты сопротивления компонентов сил не по направлению потока и ему перпендику.ляриому, а по хорде крыла. В этом случав ,получаются два компонента:

где первая сила направлена по перпендикуляру к хорде, а вторая-по хорде. Если построить диаграмму, исходя из этих сил, т.е. откладывая их соответственно по оси ординат и абсцисс, то получится поляра Лилиенталя 2-го рода. Также и здесь, для удобства построения, масштабы осей координат иногда принимаются разными.

Вид характеристики в значительной мере зависит от формы профиля, однако можно подметить некоторую закономерность в течении того или иного элемента характеристики. Так, напр., профиля с большой кри-


визной обьгано имеют ббльшую подъемную силу, следовательно и ббльшую максимальную подъемную силу; последняя величина чрезвычайно важна для аэропланных крыльев; с другой стороны, тонкие кривые профиля имеют быстрый срыв струй на отрицательных углах. Толщина профиля играет до некоторой степени роль кривизны, т. е. можно сказать, что толстый профиль, имеющий одинаковую среднюю кривизну (т. е. кривизну линии, делящей пополам разность ординат верхней и нижней линий очертания профиля), до некоторой степени подобен тонкому профилю с такой же средней кривизной; однако толстые профиля обычно имеют более плавную поляру в диапазоне практически применяемых углов атаки. Профиля симметричные, т. е. с нулевой средней кривизной, имеют сравнительно небольшой прямолинейный участок на кривой подъемной силы, т. е. срыв струй у них наступает уже при сравнительно малых углах. Помещение на одном крыле разных по размаху профилей, а также установка этих профилей под разными углами (слолс-ные крылья) могут значительно изменять аэродинамич. характеристику всего крыла по отношению к характеристикам входящих в это крыло профилей. К этому виду сложных крыльев относятся также и сдвоенные или строенные крылья, расположенные или одно над другим, или одно сзади другого; в первом случае мы имеем бипланы и трипланы, а во втором - тендемы. За последнее время теория таких сложных крыльев довольно хорошо разработана (см. Индуктивное сопротивление), и поэтому систематического испытания их в аэродинамических трубах почти не производят, кроме испытаний в улсе готовых аггрегатах - моделях аэропланов.

Аэродинамические исследования разделяются на два типа: на качественные и количественные. В первом случае явление исследуется с чисто формальной стороны, не затрагивая измерения элементов, вызывающих или сопутствующих данному явлению. К ним относится снятие аэродинамических спектров. Во втором случае измеряются те силы и скорости, которые в данном объекте исследования появляются. Снятие спектров производится различными способами. Пуская цветной дым в поток, набегающий на исследуемую модель, можно соответствующим образом зафиксировать на фотографической пластинке линии токов этого течения. В 1909 г. японский проф. Танака-дате производил опыты со снятием спектров потока вокруг вращающегося винта, впуская к лопастям нагретый воздух и фотографируя видимые вихри. За последнее время в Америке были получены спектры потоков, обтекающих модели крыльев с почти звуковой скоростью. Фотография получалась благодаря большому изменению плотности вокруг крыла и конденсации водяных паров, содержащихся в воздухе. Д. П. Рябушинский в Аэродинамической лаборатории в Кучине получал спектры помощью ликоподия (фиг. 14). Одним из наиболее простых способов



получения спектров является помещение в потоке ряда маленьких флалжов и фотографирование их направления. Кроме получения спектров в воздухе, гораздо легче получаются спектры в воде путем подкрашивания впускаемых струек (Хейль-ilIay-Карефоли).

количественные исследования могут производиться двумя путями. Для определения величины сопротивления потока на


Фиг. 14. Спектр Рябушипского. Обтекание плоской пластинки.

тело МОЖНО или тело двигать в жидкости, или, наоборот, создавать движущийся поток, набегающий на неподвижное тело. В первом случае необходимо испытуемое тело двигать или прямолинейно, например на какой-нибудь тележке, поставленной на рельсовый путь (тележка Saint-Syr), или же на автомобиле (опыты Due de Guiche), или по кругам, - вращая его на конце рычага около укрепленного центра (ротативная машина). (Однако такого рода исследования на открытом воздухе распрострапения не получили, вследствие того, что двшкение тела в неспокойном воздухе не позволяет создать обстановки, в которой можно было бы учесть влияние различных факторов на точность измерения,- в закрытом лш помещении трудно создать необходимые скорости. Поэтому в настоящее время при аэродинамич. исследованиях почти всегда пользуются вторым путем, оставляя тело неподвилсным и создавая движущийся поток. Этот поток получается в аэродинамических трубах (см. ниже), и самые исспедования производятся в аэродинамических лабораториях. В виду того, что создание в аэродинамич. трубе цилиндрического потока большого диаметра и бо.тьшой скорости требует затраты большой мощности, исследования в аэродинамнческ. трубах ведутся обычно на сравнительно малых моделях. Т. к. весьма часто аэродинамич. исследования, произведенные на моделях, приходится применять на практике д.тя больших объектов, должен возникнуть вопрос о возможности применения выведенных здйвисимостей к большим объектам. Закон аэродинамическ. подобия говорит, что при соблюдении одинаковости числа Рейнольдса можно считать течения подобными, а следовательно, и коэфф-ты сопротивления, найденные в одном случае, применять в другом. Оперируя в одной и той же среде, числитель дроби, выражающей число Рейнольдса, vl, называют характеристикой опы-

т а. Обычно в аэродинамических трубах ис-пытывается модель аэропланного крыла в Vio-V20 натуральной величины; следовательно, чтобы выдерлсать числа Рейнольдса, получающиеся в натуре, необходимо иметь скорость в трубе в 10-20 раз бо.льшую, что, конечно, чрезвычайно затрудните.тьно. Т. о., с точки зрения применения экспериментальной А. для практических це.тей авиации, можно говорить лишь о пределах чисел Рейнольдса, при которых следует производить аэродинамич. испытания. Вопрос еще ус.толсняется при испытании моделей, имеющих различные линейные размеры своих элементов, - в этом случае модели испытываются по большей части без мелких деталей (например без проволок-растяжек, тонких стоек и т. п.); эти детали испытываются в натуральную величину при скоростях полета аэроштана, и их сопротив.тение прибавляется к сопротивлению, полученному при иснытании модели. Этим делается допущение независимости аэродинамического де11ствия отдельных дета-тхей. В натуре характеристики опыта для аэропланных крыльев обычно бывают в пределах 50-150 м/ск, в аэродинамич. лее трубах - ок. 6-30 м/ск; следовательно, эти числа далеки от действительно наблюдаемых. Для выяснения пределов применимости испытаний при малых характеристиках опыта, производятся также испытаиия целых аэропланов в полете. Как оказывается, наибольшее расхождение получается при углах атаки, близких к критическим, при чем б. ч. наблюдается в моделях более раннее наступление срыва струй, чем в натуре, а следовательно, и меньшее значение максима-льной подъемной силы для тонких крыльев, и обратное- для то.лстых. Д.ЛЯ соблюдения числа Рейно.льдса, в Америке была выстроена аэродинамическ. труба с слсатым воздухом, где давление доводилось до 20 aim и этим увеличива.лась плотность воздуха. Вследствие уменьшения кинематического коэффициента вязкости воздуха с увеличением плотности, в этой трубе достигались характеристики опыта порядка 50 лг*/ск. Как показывают имеющиеся в настояшее время исследования, при характеристиках опыта приблизительно в два-три раза меньших, чем в натуре, расхоладение получается, повидимому, порядка 10% на участках характеристик крыльев, не близких к критическим пололсеииям (малые и большие углы атаки). Что касается лобового сопротив.ления различных тел, то д.ля хорошо обтекаемых те.л пределы чисел Рейнольдса гораздо значительнее, чем для тел плохо обтекаемых. Вообще зависимость сопротивления от числа Рейнольдса недостаточно хорошо изучена, и поэтому в настоящее время нет еще достаточно четкого критерия для перехода от модели к натуре. Обычно полагают, что модели, испытанные при характеристиках опыта выше 6 м/ск, дают результаты, которые можно применять и к аэропланам в натуре.

В связи с запросами конструирования новых типов аэропланов, аэродинамич. исследования моделей широко применяются



1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 102 103 104 105 106 107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122 123 124 125 126 127 128 129 130 131 132 133 134 135 136 137 138 ( 139 ) 140 141 142 143