| |
кривизна профиля. Под кривизной профиля крыла обычно понимают кривизну его
средний линии. К. п. один из основных геометричских параметров несимметричного
профиля, классическим примером которого является Жуковского профиль (со средней
линией, близкой к дуге окружности). К. п. принято характеризовать вогнутостью
профиля, определяемой стрелой прогиба средний линии (см. рис. к статье Профиль
крыла), то есть расстоянием по вертикали от хорды до средней линии; К. п.
считается положительной, если средний линия лежит выше хорды. Вогнутость
профиля изменяется по хорде и может даже менять знак для профилей с S-образной
средний линией. Максимальная относительная вогнутость профиля {{f}}max равна
отношению максимальной стрелы прогиба fmах средней линии к хорде b профиля:
{{f}}max = fmax/b.
При дозвуковых скоростях полёта положительная вогнутость профиля создаёт не
зависящие от угла атаки приращения коэффициента подъёмной силы cy и момента
тангажа mz, (см. Аэродинамические коэффициенты). В несжимаемой жидкости для
тонкого профиля с параболической средний линией эти приращения равны {{?}}сya
= 4{{?}}fmax и {{?}}mza = -{{?}}{{f}}max. Эффект увеличения подъемной силы
при наличии положительной вогнутости профиля широко используется в авиации.
Например, на взлётно-посадочных режимах полёта для увеличения подъёмной силы
при фиксированных углах атаки изменяют кривизну (вогнутость) профилей крыла
путём отклонения закрылков. К. п. применяют также в сочетании с
соответствующими углами геометрической крутки крыла для получения
эллиптического распределения циркуляции скорости по размаху крыла,
обеспечивающего минимальное индуктивное сопротивление при дозвуковых скоростях
полёта. Максимальные относительные вогнутости профилей, оптимальных для
дозвуковых скоростей полёта, достигают значения fmax = 1,5—2,5%. При этом
максимальная вогнутость для классических дозвуковых профилей находится на
расстоянии 30—50% хорды от носка крыла. Для сверхкритических профилей,
рассчитанных на трансзвуковые скорости полёта, характерно более заднее ее
положение по хорде (70—80%). Этим достигается уменьшение кривизны верхней
образующей в носовой и центральных частях профиля и дополнительное подгружение
хвостовой части профиля.
При сверхзвуковых скоростях полёта наличие вогнутости практически не создаёт
приращения подъёмной силы. Тем не менее К. п. используется для минимизации
сопротивления сверхзвуковых крыльев и получения заданного значения коэффициента
момента тангажа при нулевой подъёмной силе.
Л. Е. Васильев.
кризис сопротивления — уменьшение сопротивления шара с возрастанием скорости
набегающего потока при Рейнольдса числах Re, близких к критическому значению Re.
{{~}} 1,5*105. Явление было установлено в 1912 А. Г. Эйфелем, объяснено в 1914
Л. Прандтлем. Поскольку оно противоречит известному факту о возрастании
сопротивления тела пропорционально квадрату скорости, то его называют также
парадоксом Эйфеля — Прандтля.
При Re < Re* на поверхности шара развивается ламинарный пограничный слой,
который отрывается в окрестности миделевого сечения, при этом срывная зона
охватывает всю кормовую часть шара, что обусловливает значительное
сопротивление давления.
При Re > Re* ламинарный режим течения в окрестности миделя сменяется
турбулентным (точка Т на рис.); турбулентный пограничный слой по сравнению с
ламинарным имеет более наполненный профиль скорости и может выдержать большие
положительные градиенты давления. Вследствие этого точка 5 отрыва пограничного
слоя смещается вниз по потоку, сокращаются поперечные размеры застойной зоны, и,
хотя при этом сопротивление трения несколько возрастает, полное сопротивление
аэродинамическое шара уменьшается из-за существенного снижения сопротивления
давления. Своё объяснение Прандтль подтвердил результатами экспериментальных
исследования обтекания двух шаров, один из которых имел гладкую поверхность, а
на лобовой поверхности другого было установлено тонкое проволочное кольцо для
искусственной турбулизации течения. Установка кольца (турбулизатора) привела к
смещению точки отрыва потока вниз по течению с сечения {{?}} ? 80{{°}} при
ламинарном пограничном слое в сечение {{?}} ? 100—120{{°}} и уменьшению полного
сопротивления шара.
К. с. имеет место также при движении с дозвуковыми скоростями других плохо
обтекаемых тел с гладким контуром: круговой цилиндр, эллипсоиды и т. д. Для
хорошо обтекаемых тел (аэродинамические профили и другие) он практически не
наблюдается.
В. А. Башкин.
Распределение коэффициента давления сp = 2(р - p{{?}})/{{?}}u2{{?}} (р —
давление на поверхности шара, p{{?}} — давление в набегающем потоке, u{{?}} —
скорость потока, {{?}} — плотность среды вдоль образующей шара: 1 — Re =
157200, cx = 0.471; 2 — Re = 251300, cx = 0,313; 3 — Re = 298500, cx =
0,151; 4 — Re = 424500, cx = 0,143; штриховая кривая — идеальная жидкость
при безотрывном обтекании; М — положение максимума скорости среды, cx —
безразмерный коэффициент полного аэродинамического сопротивления.
Крикун Александр Филиппович (1909—1970) — советский воздухоплаватель. Окончил
Московскую воздухоплавательную школу ГВФ (1936). Выполнял полеты на свободных
аэростатах для тренировок лётного состава и научно-исследовательских целей
(налетал свыше 2500 ч); совершил ряд рекордных полётов на аэростатах разных
объёмов. В 1938 вместе с А. А. Фоминым и Г. И. Голышевым выполнил полёт на
субстратостате с планёром, отцепленным на высоте 5100 м. Выполнил ряд полётов
для отработки прыжков с парашютом с аэростата, Помощник командира
стратостата-парашюта ВР-60 «Комсомол», совершившего 12 октября 1939 полёт на
|
|
