2.9. Положення крила у повітряному потоці. Кут атаки та його вплив на аеродинамічну якість крила

Як вже наголошувалося вище, аеродинамічна якість крила буде залежати від положення крила в потоці повітря, що визначається кутом атаки α.

Кут атаки крила α - це кут, утворений хордою крила і напрямком потоку повітря, що набігає (рис. 2.31).

Рис. 2.31. Кут атаки крила.

Кут атаки може бути як позитивним, так і негативним. Кут атаки вважається позитивним + α (рис. 2.31, а), коли потік повітря набігає на нижню поверхню крила, і негативним - α (рис. 2.31, в), коли потік повітря набігає на верхню поверхню крила. При нульовому куті атаки α = 0 напрям набігаючого потоку повітря співпадає з напрямом хорди крила.

Не слід плутати кут атаки α с кутом установки крила φ. Кут установки крила φ - це кут між хордою профілю крила і поздовжньою віссю літака (рис. 2.32).

Рис. 2.32. Кут установки крила.

Оскільки крило кріпиться до фюзеляжу літака жорстко, то для конкретного літака φ = const. З урахуванням вимог аеродинаміки величина кута φ зазвичай вибирається від 0° до 3°. У польоті кут установки крила залишаеться постійним, а кут атаки може бути змінений льотчиком у широких межах за допомогою відхилення керма висоти.

Якщо кути установки в різних перетинах крила різні, то хорди крила не лежать в одній площині. Таке крило називається геометрично закрученим.

Аеродинамічна крутка крила створюється за рахунок того, що профілі в різних перетинах крила мають різні значення відносної товщини і відносної кривизни. Геометрична і аеродинамічна крутки робляться для поліпшення аеродинамічних характеристик крила.

Аеродинамічними характеристиками називають графіки, що показують залежність аеродинамічних коефіцієнтів піднімальної сили С_y і сили лобового опору крила С_x від кута атаки α.

Графік залежності коефіцієнта С_y від кута атаки α [С_y = С_y(α)] показаний на рис. 2.33 (1 – несиметричний профіль; 2 – симетричний профіль).

Рис. 2.33. Залежність коефіцієнта С_y від кута атаки α.

За допомогою цієї характеристики можна визначити значення С_y для будь-якого кута атаки α. Прямолінійна ділянка графіка відповідає безвідривному обтіканню крила, коли збільшення кута атаки α приводить до пропорційного збільшення коефіцієнта С_y, оскільки при збільшенні кута атаки підсилюється деформація потоку і зростає різниця тисків під та над крилом.

Криволінійна ділянка свідчить про порушення прямо пропорційної залежності між α і С_y, що пов'язане з початком зривного обтікання крила. Подальше збільшення кута атаки підсилює зрив потоку і викликає зменшення С_y.

На графіку залежності коефіцієнта С_y від кута атаки α можна виділити дві характерні точки:

- точка А перетинання графіка з віссю абсцис відповідає куту атаки, при якому С_y = 0. Цей кут атаки позначається α_о і називається кутом атаки нульової піднімальної сили. Величина α_о залежить від кривизни профілю. Для симетричного профілю α_о = 0, тому крива залежності С_y = С_y(α) проходить через початок координат. При α = 0 скривлення струйок повітряного потоку, що набігає, на верхній і нижній поверхнях профілю буде однаковим (статичний тиск теж однаковий), повна аеродинамічна сила буде спрямована строго по потоку, тому піднімальна сила буде відсутня, тобто С_y = 0. Для несиметричних профілів кут α_о негатівний і становить мінус (1 ÷ 2)°.

- верхня точка графіка Б (точка торкання графіка з прямої, паралельної осі абсцис) відповідає куту атаки, при якому коефіцієнт піднімальної сили досягає максимального значення С_{y max}. Кут атаки, при якому С_y досягає максимального значення, називається критичним кутом атаки α_кр. Критичний кут атаки для сучасних цивільних літаків лежить у межах (16 ÷ 18)°. Польоти на кутах атаки, близьких до критичного, небезпечні, оскільки порушується плавність обтікання крила потоком повітря і починається зрив потоку з його поверхні. Через зривнє обтікання у літака погіршується стійкість і керованість. Зрив потоку починається на кутах атаки, трохи менших α_кр, але зони зриву на крилі ще невеликі, тому С_y продовжує повільно збільшуватися, досягаючи величини С_{y max}.

На закритичних кутах атаки (при α > α_кр) літак стає зовсім нестійким і некерованим, оскільки на верхній поверхні крила створюється сильне вихрове утворення зі зривом струменів повітря (рис. 2.34).

Рис. 2.34. Спектр обтікання крила при α_кр.

Кут атаки, відповідний початку зриву, позначають α_тр і називають кутом тряски, оскільки льотчик відчуває це явище, як тряску органів керування.

Діапазон кутів атаки від α_о до α_кр називається діапазоном льотних кутів атаки.

Коефіцієнт лобового опору С_х має більш складну залежність від кута атаки α (рис. 2.35.).

Рис. 2.35. Залежність коефіцієнта С_х від кута атаки α.

Коефіцієнт лобового опору крила С_х на жодному з кутів атаки не дорівнює нулю. Це пояснюється тим, що коефіцієнт профільного лобового опору С_хр не може бути рівний нулю, оскільки обтікання профілю без опору неможливо.

Характерною для кривій C_x = C_x(α) є точка В, відповідна куту атаки, при якому C_x = С_{x min}, і тому крило має найменший опір. Цей кут називається кутом атаки найменшого опору і позначається α_{Сх mіn}. Він майже дорівнює куту атаки нульової піднімальної сили, оскільки при α_о крило не має піднімальної сили і не створює індуктивного опору, а профільний опір є для крила найменшим С_{x min} = С_хр. При зміні кута атаки в обидва боки від α_{Сх mіn} коефіцієнт лобового опору крила C_x збільшується приблизно по параболі за рахунок збільшення індуктивного опору С_хi.

У міру наближення до критичного кута атаки зростання С_х прискорюється через зрив потоку, що починається. Максимального значення коефіцієнт лобового опору C_x досягає при куті атаки, близькому до 90°, коли крило перетворюється на пластинку, поставлену упоперек потоку. Для профілів крила сучасних літаків С_{x min} = 0,009 ÷ 0,01.

Маючи для крила криві C_y = C_y(α) і C_x = C_x(α), можна побудувати нову криву, відкладаючи для кожного кута атаки α по осі ординат значення коефіцієнта C_y, а по осі абсцис значення коефіцієнта С_х. Отриману криву залежності C_y = f (C_x), з нанесеними на неї значеннями кута атаки α (рис. 2.36), називають полярою крила.

Поляра крила є найважливішою аеродинамічною характеристикою крила і має велике практичне значення. Користуючись полярою крила, можна визначити характерні кути атаки й відповідні їм аеродинамічні дані:

- точка 1 перетинання поляри з віссю абсцис відповідає куту атаки нульової піднімальної сили α_о. При α = α_о коефіцієнт піднімальної сили C_y = 0. У сучасних пасажирських літаків α_о = (−2 ÷ 0)°;

-10°

Рис. 2.36. Поляра крила.

- точка 2 торкання поляри з прямої, проведеної з початку координат відповідає найвигіднішому куту атаки α_нв. Кут якості θ на цьому куті атаки мінімальний, а аеродинамічна якість К максимальна. У сучасних пасажирських літаків α_нв = (4 ÷ 8)°, К_мах = 15 ÷ 25;

- точка 3 торкання поляри з прямої, паралельної осі абсцис відповідає критичному куту атаки α_кр. При α = α_кр коефіцієнт піднімальної сили максимальний C_y = C_{y мах}. У сучасних пасажирських літаків α_кр = (16 ÷ 18)°, C_{y мах} = 0,9 ÷ 1,4;

- точка 4 торкання поляри з прямої, паралельної осі ординат відповідає куту атаки найменшого опору α_{Сх mіn}. У сучасних пасажирських літаків α_{Сх mіn} = (−1 ÷ 0)°.

Слід зазначити, що крива C_y = f (C_x) полярою може бути названа тільки в тому випадку, якщо коефіцієнти С_y і С_х відкладаються по осях у рівних масштабах. Оскільки коефіцієнт С_y у декілька разів більше коефіцієнта С_х, то масштаб С_х береться зазвичай в 5 або 10 разів крупніше масштабу С_y. Незважаючи на це, побудовану криву все одне називають полярою.