Загадка крыла. Статья №50. 01.08.17.


Когда морской офицер А.Можайский в 1885 г. подготовил к первому полёту свой аэроплан с плоскими крыльями, он даже и не подозревал об аэродинамическом превосходстве вогнутого профиля крыла над плоской пластиной.

В то далёкое время аэродинамическая наука делала свои первые робкие шаги, и результаты проводимых опытов были крайне противоречивы.

Конструкторы первых планеров брали за основу воздушные змеи и крылья птиц, например, тот же А.Можайский совершал полёты на построенном им планере-змее, буксируемом тройкой лошадей.

Природа подъёмной силы крыла была не ясна, а зависимость этой силы от угла атаки оставалась мало изученной, поскольку большинство аэродинамических опытов проводилось путём сбрасывания макетов с высоких башен, в том числе с Эйфелевой.

Серьёзные сдвиги начались лишь на рубеже XIX – XX веков, когда в физических лабораториях появились аэродинамические трубы. В России первую аэродинамическую трубу построил Н.Жуковский в 1902 г. в стенах Московского университета. Ему же принадлежит первая научная модель процесса обтекания крыла, объясняющая возникновение на крыле подъёмной силы. Главная идея Н.Жуковского состоит в том, что подъёмная сила возникает благодаря разнице скоростей обтекания нижней и верхней поверхности крыла. По его представлению, вокруг крыла возникает круговая циркуляция (присоединённый вихрь), которая, накладываясь на равномерный набегающий поток, приводит к искажению поля скоростей на крыле, и как следствие – к появлению силы, перпендикулярной потоку. Для расчёта подъёмной силы Н.Жуковский ввёл новый физический параметр “циркуляция”, обозначив его буквой Г.

Однако, величина циркуляции трудно поддается теоретическому прогнозу, и её приходится принимать по результатам аэродинамических продувок.

Другая модель расчёта подъёмной силы на крыле, также основанная на разнице скоростей обтекания верхней и нижней поверхности крыла, исходит из закона Д.Бернулли, согласно которому при увеличении скорости потока жидкости, давление в жидкости падает. Соответственно, на верхней поверхности крыла, где скорость потока выше, давление падает больше, чем на нижней поверхности.

Так же, как и в модели Н.Жуковского, в модели, основанной на законе Д.Бернулли, невозможно теоретически предсказать разницу скоростей обтекания для конкретного профиля крыла. Приходится оперировать эмпирическими коэффициентами, выведеными в ходе лабораторных продувок различных крыльевых профилей.

Фактически, любой аэродинамический расчёт крыла сводится к использованию экспериментальных данных, полученных в результате огромного количества реальных продувок в аэродинамических трубах всего мира. Лидеры здесь – центр NASA (США), Гёттинген (Германия) и ЦАГИ (Россия).

Пожалуй, главным свойством подъёмной силы является её квадратичная зависимость от скорости обтекания. Отсюда, при увеличении скорости обтекания вдвое, сила на крыле увеличивается в четыре раза. Ещё одной особенностью можно считать неравномерный вклад верхней и нижней поверхностей крыла в создание результирующей аэродинамической силы. Как правило, падение давления (разрежение) на верхней поверхности крыла в несколько раз превышает прирост давления (подпор) на нижней поверхности. Такого рода несимметричность плохо стыкуется с вихревой моделью Н.Жуковского и уж, тем более, не вяжется с моделью Бернулли, по которой никакого подпора на нижней поверхности крыла не должно быть, в принципе.

Строго говоря, физическая природа возникновения необъяснимо большой подъёмной силы на крыле, при очень малых углах атаки, остаётся неразгаданной по сей день. Но это не мешает полезно использовать эту чудесную силу, как в самолётостроении, так и в турбиностроении.

Чтобы понять, почему аэродинамическая сила на крыле считается аномально большой, рассмотрим простейший случай набегания потока воздуха на плоскую пластину с площадью один квадратный метр, установленную под прямым углом к потоку (рис. 1).


При произвольной скорости потока, равной V, результирующая сила потока на пластину, оказывается равной: F = Сх•ρ•V2/2, где ρ – плотность воздуха ≈ 1,2 кг/куб.м, Сх – коэффициент аэродинамического сопротивления. Для квадратной пластины Сх = 1,2.

Многочлен ρ•V2/2 - это, так называемый, скоростной или динамический напор. Это – то самое давление, которое создаёт набегающий поток на передней поверхности пластины.

Но почему же в формуле аэродинамической силы имеется повышающий коэффициент Сх = 1,2 ?

Дело в том, что помимо напора на передней поверхности, поток создаёт некоторое разрежение на задней поверхности пластины. В результате этого и происходит увеличение суммарной аэродинамической силы.

А что, если пластину расположить под некоторым углом к потоку ? Как это скажется на величине и направлении аэродинамической силы ?


Казалось бы, аэродинамическая сила, действующая на пластину, должна убывать в соответствии с уменьшением угла атаки потока, поскольку на установленную под углом пластину попадает только часть прежнего потока. Но, вопреки ожиданию, сила воздействия на пластину растёт, и при угле атаки 38 градусов почти в полтора раза превосходит силу, действующую при 90 градусах. При этом сила, по-прежнему, направлена перпендикулярно пластине (рис. 2).

Данная аномалия объясняется тем, что при обтекании наклонной пластины значительно возрастает разрежение на её задней поверхности. Его рост с лихвой перекрывает падение напора на передней поверхности.


Ещё более неожиданный результат получается при обтекании жёлоба (рис. 3). Максимальное значение аэродинамической силы наблюдается при угле атаки 15 градусов, когда сечение потока, попадающего на жёлобковое крыло, уменьшено в четыре раза, в сравнении с перпендикулярным расположением. Величина этой силы в полтора раза превышает скоростной напор.

На некоторых самолётных профилях крыла максимум аэродинамической силы наблюдается при очень малых углах атаки порядка 3 – 5 градусов.

При этом вертикальная проекция аэродинамической силы (подъёмная сила) также максимальна. А отношение вертикальной проекции к горизонтальной – минимально, что и обеспечивает огромное превосходство самолётного профиля над плоским крылом.

Крыло, расположенное с малым углом атаки (почти что – вдоль потока), создаёт столь же большую силу, как и крыло расположенное строго поперёк потока.

Причину, по которой разрежение на верхней поверхности крыла в несколько раз превышает прирост давления на внутренней поверхности, никто толком не знает.

Необъяснимыми остаются и странные изменения аэродинамических свойств крыла, при нарушении его гладкой поверхности. Так, например, продольные выступы на нижней поверхности крыла и продольные канавки на его нижней поверхности заметно увеличивают подъёмную силу крыла, практически не влияя на величину силы сопротивления.

Именно такая необычная поверхность крыла наблюдается у некоторых видов птиц, считающихся отменным летунами.

Авиационные инженеры подсмотрели у природы множество секретов, связанных с формой крыла, но пока что им удаётся удачно использовать только несущую способность крыла, обеспечивающую требуемую подъёмную силу. А вот использование крыла в качестве движителя летательного аппарата, пока что ограничивается игрушками и спортивными моделями.

А между тем, КПД крыльевого движителя птиц в разы превосходит КПД воздушного пропеллера.

Аналогичная картина наблюдается и в области судовых движителей.

Общее здесь то, что крыло птицы или хвост акулы перемещаются поперёк потока со скоростью на порядок меньшей, чем скорость линейного движения птицы или рыбы. А поскольку, от скорости напрямую зависит затрачиваемая мощность, то отсюда и результат. Например, рыба-меч расходует при своём стремительном движении в десятки раз меньше энергии, чем классическая торпеда аналогичных размеров.

У крыла есть ещё одно полезное применение, которому нет аналогов в природе. Речь идёт о крыльевых лопастях турбин. Но об этом мы поговорим в отдельной статье.

Игорь Юрьевич Куликов


Поможем с оформлением патента
на ваше изобретение.

Телефон: +7 (495) 737-63-77 доб. 4020
Надежда Станиславовна Ковальчук.



Автор:  Игорь Юрьевич Куликов. Видео - Николай Геннадьевич Соков.

Возврат к списку