Чому літає літак
Джон Сенкер, вчений і пілот
Вступ.
Ця сторінка містить лише декілька уривків із третього розділу Інтернет-книги Подивіться, як воно летить з
Джон С. Денкер який ви можете знайти на https://www.av8n.com/how/
Потік повітря навколо крила.
Я поясню вам, як поводиться повітряний потік навколо крила.
Кілька ілюстрацій, таких як Рисунок 3.1, були створені симулятором аеродинамічної труби, програмою, яку я написав для свого комп’ютера. Крило нерухомо посередині аеродинамічної труби, а потік повітря спрямований зліва направо. Перед крилом (біля лівого краю фігури) я розмістив кілька димових форсунок. Сім з них працюють безперервно, впорскуючи тонкі потоки фіолетового диму. Дим надходить навколо повітряного змія і після повітряного змія, роблячи поточні лінії очевидними.
Рисунок 3.1: Обтікання крила
Потім, на вертикальному відстані в п’ять разів вужчим, я впорскую пучки пульсуючого диму. Дим надсилається протягом 10 мілісекунд кожні 20 мілісекунд. На малюнку синій дим почав впорскувати 70 мілісекунд тому, зелений дим почав впорскувати 50 мілісекунд тому, помаранчевий дим почав впорскувати 30 мілісекунд тому, а червоний дим почав впорскувати сюди 10 мілісекунд. Укол червоного диму припинявся, коли було зроблено знімок.
Малюнок 3.2: змив - змив.
Рисунок 3.3: Потік повітря навколо крила
Рисунок 3.4: Затримка потоку
Подумайте про сценарій, зображений на малюнку 3.4, як про річку, що тече зліва направо. Поклавши кінець шматка садового шланга в річку, я зливаю воду, дозволяю їй витрачати час, проходячи через кілька дюймів намотаного шланга, а потім повертаюся до річки через інший кінець. Вода, яка проходить по трубі, буде затримуватися. Затримана порція води ніколи не наздожене решту течії; а крім того, вона навіть не намагатиметься його зловити.
Зверніть увагу, що затримка води не вимагає стиснення або тертя.
А тепер давайте вивчимо поведінку повітря біля крила. Ми можемо розбити його на дві частини:
- Ефект перешкоди;
- Ефект дорожнього руху.
Частина перша: ефект перешкоди
Крило є перешкодою для повітря. Потік повітря, що проходить поблизу такої перешкоди, буде затриманий. Це пояснюється тим, що повітря, яке довільно наближається до лінії застою, буде затримуватися з часом. Молекули повітря, що лежать біля лінії застою, змушують замислитися над прислів'ям осла на півдорозі між двома тюками сіна, не маючи можливості вирішити, який варіант вибрати.
Повітря біля крила затримується відносно непорушеного повітря, що проходить далі. Ефект перешкоди є фактично однаковим для частини, що проходить над крилом, як і для частини, що проходить під крилом. Цей ефект дуже швидко зменшується залежно від відстані від повітряного змія. З трьох панелей на малюнку 3.5 видно, що повітря потрапляє на лінію застою (передній край), але ніколи не потрапляє на задню лінію застою (задній край). Коли крило знаходиться під нульовим кутом підйому, цей ефект перешкоди є суттєвим, як показано на першому малюнку 3.5 .
Рисунок 3.5: Потік повітря під різними кутами атаки
Частина друга: ефект дорожнього руху
Тиск навколо крила
На рисунку 3.6 показані графіки різних тисків навколо крила. Всі тиски вимірюються щодо атмосферного тиску у вільному потоці. Сині області позначають западини, тобто тиск, нижчий за тиск навколишнього середовища, тоді як червоні ділянки вказують на надлишковий тиск, тобто тиск вищий за тиск навколишнього середовища. Лінія поділу між тиском і депресією також показана на малюнку.
Рисунок 3.6: Тиск навколо крила
Потік повітря і тиск навколо крила
На рисунку 3.7 показано, що відбувається навколо крила при зміні кута атаки. Ви бачите, що при зміні швидкості змінюється і тиск.
Рисунок 3.7: Потік повітря і тиск навколо крила
Виявляється, враховуючи поле швидкості, розрахувати поле тиску досить просто. Дійсно, це можна зробити двома способами, один із них ми побачимо нижче.
Ми знаємо, що повітря має масу. Повітря, що рухається, продовжує свій імпульс. Якщо повітряна частина йде по вигнутому шляху, на неї потрібна чиста сила, як того вимагають закони Ньютона.
Тільки тиск не створює чистої сили, вам потрібна різниця тисків, щоб одна сторона повітряної частини була більш стиснутою, ніж інша. Отже, правило таке: якщо в будь-якій точці лінії струму зігнуті, тиск у сусідніх місцях різний.
На кресленнях видно, що щільні та криволінійні потоки відповідають великим градієнтам тиску і навпаки.
Якщо ви хочете знати тиск скрізь, ви можете десь почати і просто додати всі зміни, пересуваючись з місця на місце. Це математично нудно, але це працює. Це працює навіть у ситуаціях, коли принцип Бернуллі не застосовується відразу.
Перевернутий політ із симетричними або асиметричними крилами
Вам, мабуть, казали, що крило виробляє підйом, оскільки воно вигнуте у верхній частині (верхня поверхня) і плоске в нижній частині (нижня поверхня). Це “загальновідомо”. але на жаль це неправда. Перш за все, не вірте.
Ви напевно всі бачили на авіашоу, що пілоти регулярно літають тривалий час догори ногами, тобто на спині. Хіба це не підозріло в історії крила, вигнутого зверху і плоского знизу ?
Будь-яке регулярне крило летить догори ногами, навіть крило, яке є плоским з одного боку і вигнутим з іншого. Як показано на малюнку 3.11. Це може здатися дивним, і все ж це працює.
Малюнок 3.11: Зворотний політ
Це хибне уявлення про те, що крила повинні бути зігнуті зверху і пласко знизу, часто асоціюється з раніше обговорюваною помилкою, що повітря повинно обов’язково проходити над і під крилом одночасно. Насправді крило "догори ногами" виробляє підйом так само, як крило "догори ногами".
Рисунок 3.12: Термінологія
На допомогу нам Рисунок 3.12 ілюструє корисну термінологію.
"Лінія хорди" - це пряма лінія, яка приєднує передній край до заднього краю.
"Середня лінія розвалу" або середня лінія французькою мовою - це розташування точок, рівновіддалених від внутрішнього до екстрадосу.
"Кількість розвалу" або стрілка французькою мовою - це точка від середньої лінії до хорди.
Симетричне крило - це крило, де верхня поверхня (верхня поверхня) є дзеркальним відображенням нижньої поверхні (нижня поверхня). У такому крилі розвал дорівнює нулю. Режими потоку повітря та тиску для цього типу крил показані на малюнку 3.13 .
Малюнок 3.13: Симетричне крило
При малих кутах атаки симетричне крило працює краще, ніж дуже криволінійне крило. І навпаки, при великих кутах атаки вигнутий аеродинамічний профіль працює краще, ніж відповідна симетрична поверхня. Приклад цього наведено на малюнку 3.14. Профіль, позначений "631-012", є симетричним, тоді як профіль, позначений "631-412", є асиметричним. В іншому випадку два профілі майже однакові. При нормальних кутах атаки (до 12 градусів) два профілі виробляють практично однаковий підйом. Поза цим пунктом криволінійний навіс має велику перевагу, оскільки він зупиняється під відносно набагато вищим кутом атаки. Як результат, його максимальний коефіцієнт підйому набагато більший.
Рисунок 3.14: Кут атаки
Ми бачили, що в нормальних умовах величина підйому, яке виробляє крило, залежить від кута атаки, але навряд чи залежить від величини кривизни крила. Це має сенс. Насправді літак не був би придатним для польоту, якби коефіцієнт підйому визначався виключно формою крила. Оскільки кривизна не змінюється під час польоту, не було б можливості змінити коефіцієнт підйому, і літак міг літати лише з однією швидкістю.
Тонкі крила
Крило нижче, яке брати Райт використовували для свого першого літака.
Рисунок 3.15: Крило братів Райт 1903
Крило тонке, сильно зігнуте, ззаду увігнуте. Немає суттєвої різниці між верхньою та нижньою поверхнями, однаковою довжиною та однаковою кривизною. Тим не менше, повітряний змій виробляє підйом за тим же принципом, щоб виробляти його, як будь-який інший повітряний змій. Це повинно повністю розвіяти думку про те, що крила виробляють підйом через різницю в довжині між верхньою поверхнею (верхня поверхня) і нижньою поверхнею (нижня поверхня).
Подібні зауваження стосуються вітрила вітрильника. Це дуже тонке крило, орієнтоване більш-менш вертикально, створюючи підйом.
Навіть плоский тонкий предмет, такий як плоска дошка, спричинить підйом, якщо вітер потрапляє на нього під відповідним кутом атаки. Модель (трохи ідеалізованого) повітряного потоку для плоскої дошки наведена на рисунку 3.16. Механізм виробництва ліфта ідентичний.
Циркуляція потоку
Можливо, вам цікаво, чи конфігурації потоку, показані на рисунку 3.16, є єдиними, дозволеними законами гідродинаміки. Відповідь майже, але не зовсім.
На рисунку 3.17 показано плоску дошку, що працює з однаковим кутом атаки та швидкістю, як на малюнку 3.16, але потік повітря відрізняється.
Рисунок 3.16: Планка
Рисунок 3.17: Планка
Рисунок 3.18: Планка
Рисунок 3.19: Планка
Малюнок 3.20: Планка
Малюнок 3.21: Планка
Малюнок 3.23: Планка
Різким прискоренням крила з місця, початковий потік повітря не буде циркулювати, як показано на малюнку 3.20. На наше щастя, повітря абсолютно ненавидить цю ситуацію, і до того моменту, коли крило пройшло невелику відстань, розвивається достатня циркуляція, щоб забезпечити нормальний потік повітря, показаний на малюнку 3.22. .
Для отримання додаткової інформації див. Державу Кутти, або Теорему Кутти-Юковського та теорію руху, або Кутту та Юковського
Ви можете спостерігати за полем швидкості та візуалізувати дорожній рух. На малюнку 3.23, права сторона блакитних розтяжок показує положення повітря через 70 мілісекунд після проходження контрольної точки. Для порівняння, вертикальна чорна лінія вказує, де була б шкала часу в 70 мілісекунд, якби крило повністю відсутнє.
Малюнок 3.23: Тираж
Через внесок у швидкість кровообігу стрімери над крилом перебувають у відносно висунутому положенні, тоді як стримери під крилом у відносно відсталому положенні.
Якщо порівняти малюнки 3.20 та 3.23, ви зможете побачити, що трафік пропорційний куту атаки. А коли крило не створює підйомної сили, руху немає, і верхні імпульсні розтяжки не випереджають нижні розтяжки.