построении теории обтекания. Помимо изучения спектров, производятся измерения давления в различных точках обтекаемых поверхностей и получаются кривые давлений, подобные изображенным на рис. 5, где верхний рис. представляет распределение давлений на аэропл анное крыло, а \ нижний — давление \\ \ \ ветра на модель до\\ \ ма, при чем 4 — озна\\\ _ К. чает давления, 66 л ь\\\ J J LJZLTx шие атмосферного, а — меньшие (или разрежения).
Для измерения скорости движения воз/ Тх духа применяются Л~ \ манометры и другие — Ч/ \ прибо; ы.
А В результате опыCJ U тов, производимых — — J J в аэродинамических — и d лабораториях, нахо__ — 7_______ |d дятся коэффициенты Рис> 5# сопротивлений различных тел, необходимые как для оживления и проверки теоретической А., так и для предоставления конструкторам необходимого расчетного материала.
Опытным путем найдено, что величина сопротивления движения различных тел зависит от следующих факторов: 1) от плотности той среды, в к-рой происходит движение; силы тем больше, чем больше плотность, т. — е. ей прямо пропорциональны, 2) от формы движущегося тела, 3) от его величины, возрастая пропорционально площади сечения тела, и 4) от скорости движения, при чем здесь наблюдается увеличение сил, пропорциональное квадрату скорости. Коэффициент сопротивления есть величина сопротивления тела при плотности р — 1, площади s = 1 м2 и скорости v = 1 л/сек.
Он зависит исключительно от формы тела, его положения в потоке и дает характеристику самого тела.
Величина этого коэффициента тем меньше, чем плавнее тело обтекается воздухом и чем меньше происходит завихрений последнего. Если мы посмотрим на рис. 4, на к-ром представлен спектр обтекания плоской пластинки, то заметим за ней сильное вихревое движение. На образование этих вихрей затрачивается известная механическая работа, что и выражается величиной сопротивления. Чем меньше будет возникать вихрей при обтекании тела, тем меньше будет его сопротивление. На рис. 6 представлены в одном масштабе плоская квадратная пластинка, диск, полые полушария, цилиндр, цилиндр с полушариями и тела хорошо обтекаемой формы, дающие при одной и той же скорости и плотности одно и то же сопротивление, несмотря на столь разные их размеры. Из рисунка наглядно видно, какое влияние имеет форма тела на величину его сопротивления.
До сих пор мы имели в виду лишь ту аэродинамическую силу, к-рая направлена как раз против направления движения тела.Во всех случаях, когда ось или плоскость симметрии тела не совпадает с осью потока, или при теле несимметричной формы, а также у вращающегося тела, возникают си — Рис. 6.
лы, направленные под углом к потоку. При испытаниях в аэродинамических лабораториях профилей аэропланных крыльев, обычно полную силу воздушного сопротивления R дают в виде двух ее слагающих — силы лобового сопротивления, направленной по потоку, и силы подъемной, перпендикулярной к последнему. Результаты испытаний представляются обычно на графике (рис. 7) в виде кривой — поляры Лилиенталя, называемой так по имени германского ученого, впервые ее предложившего. Здесь по горизонтальной оси (оси абсцисс) отложены величины коэффициентов лобового сопротивления Сд., а по вертикал ьной (оси ординат) — коэффиц иенты подъемной силы Су. На различных точках самой кривой отмечены углы атаки (угол Рис. 7. между направлением потока воздуха при полете и касательной к нижней поверхности крыла), при к-рых они получены. Как видно из рис. 7, Сд. имеет минимальное значение на малых углах, Су — максимальное на углах 16—18°, с дальнейшим же увеличением углов атаки — Су падает. Нуль подъемной силы приходится от 0 до — 5, — 6° угла атаки, в зависимости от формы крыла. Величиной, характеризующей до известной степени
