Основы теории крыла

Гребные винты, рули, и другие судовые устройства имеют общий принцип действия, рассматриваемый в теории крыла. Для изучения работы этих устройств необходимо иметь представление о силах, действующих на крыло при движении.

Геометрические характеристики крыла определяются (рис.5.):

- площадью крыла F и формой проекции крыла в плане;

- длиной (размахом) крыла l - размером крыла в направлении,

перпендикулярном набегающему потоку;

- профилем крыла - сечением крыла плоскостью, перпендикулярной его размаху;

- хордой крыла b (шириной крыла) – отрезком прямой, соединяющей крайние точки профиля; при переменной по размаху крыла хорде вводится понятие средней хорды:

b_ср = F / l;

- максимальной толщиной профиля t – расстоянием между крайними точками профиля перпендикулярно хорде.

Часто пользуются безразмерными геометрическими характеристиками крыла:

- удлинением (относительным размахом) крыла λ = l /b_ср = l² /F или (для прямоугольного крыла) λ = l / b;

- относительной толщиной = 100 t / b - отношением наибольшей толщины профиля к длине хорды.

Гидродинамические характеристики крыла (рис.6.) определяются его геометрией и углом α между хордой профиля крыла и направлением скорости движения его, называемым углом атаки. Поток, набегающий на крыло со скоростью υ под углом атаки α, на верхней поверхности крыла ускоряется, а на нижней - замедляется. Согласно уравнению Бернулли, на нижней поверхности создается повышенное давление, а на верхней - пониженное. Кроме сил давления, на движущееся в вязкой жидкости крыло действуют касательные силы трения. Силы гидродинамического давления и касательные силы трения приводятся к главному вектору гидродинамических сил Р.

Рис.6. Схема действия потока жидкости на крыло

Спроектировав главный вектор на направление движения и перпендикулярное ему направление, получим силу профильного Р_x и подъемную силу крыла Р_у:

Р_x = Р cos(Р, x); Р_у= Р cos(Р, y).

Также можно определить составляющие силы Р направленных по нормали и по касательной к крылу. Нормальная составляющая силы Р:

Р_n = Р_y cos α + Р_х sin α;

Тангенциальная составляющая силы Р:

Р_t = Р_x cos α - Р_y sin α;

Точка приложения силы Р называется центром давления. Центр давления отстоит от передней кромки крыла на расстоянии х_р. Момент относительно передней кромки крыла М = Р_n х_р.

Отношение подъемной силы крыла к его сопротивлению называется коэффициентом гидродинамического качества крыла

К = Р_y / Р_х = С _y / С_х.

Коэффициент обратного качества ε = Р_х/ Р_y.

В соответствии с общей формулой для гидродинамических сил определяется силы и моменты, действующих на крыло при движении:

Р_y = 0,5 С _y ρ υ² F; Р_x = 0,5 С _x ρ υ² F;

Р_n = 0,5 С _n ρ υ² F; Р_t = 0,5 С _t ρ υ² F;

M = 0,5 С _m ρ υ² F b,

где С_y, С_x, С_n, С_t, С_m - безразмерные коэффициенты подъемной силы, сопротивления, нормальной силы, касательной силы и момента. Отношение абсциссы центра давления крыла к длине хорды х_р / b = С _р, называется коэффициентом центра давления крыла, тогда

С _m = С _n С _р.

Безразмерные коэффициенты определяют гидродинамические характеристики крыла. Обычно задают независимые коэффициенты: С_y, С_x , С_m (С_р), так как остальные коэффициенты являются зависимыми.

Для данного крыла коэффициенты С_y,С_x, С_n,С_t, С_р,С_m , К(ε) зависят от угла атаки α, чисел Рейнольдса Re, Фруда Fr, а также от условий движения крыла (в безграничной жидкости, вблизи свободной поверхности жидкости, кавитации и т.п.). Они определяются теоретическим или чаще экспериментальным путем, поэтому для геометрически подобных крыльев они задаются в функции от угла атаки при установившемся обтекании потоком жидкости с некоторым числом Re. Значения гидродинамических коэффициентов крыла, в общем случае завися от числа Re, однако, при обтекании крыла без кавитации безграничным потоком несжимаемой жидкости с числом Re > (1,31,5) 10⁶ коэффициенты оказываются в автомодельной области и их можно считать независимыми от Re.

На рис.7. приведены кривые зависимости гидродинамических характеристик крыла от углов атаки. Из рисунка видно, что коэффициент подъемной силы с увеличением угла атаки вначале возрастает, а затем, достигнув максимума при так называемом критическом угле атаки α_кр, начинает резко падать. Для симметричного профиля подъемная сила становится равной нулю при нулевом угле атаки, для несимметричного -при значениях α, отличных от нуля. Угол атаки, при котором С_y обращается в нуль, называют углом нулевой подъемной силы α₀, а угол α_i = α + α₀ - гидродинамическим углом атаки. Направление потока, соответствующее углу α₀, называется направлением нулевой подъемной силы.

Рис.7. Кривые зависимости гидроди-намических характеристик крыла от углов атаки

Из рис.7. следует, что существует такое значение угла атаки, при котором коэффициент обратного качества минимальный. Этот угол называют наивыгоднейшим углом атаки α_орt.

Рис.8. Графики влияния твердой стенки и свободной поверхности жидкости на С _y прямоугольных крыльев.

Поиск по сайту: