Скачать 12.08 Kb.


Дата29.09.2017
Размер12.08 Kb.

Скачать 12.08 Kb.

Способ увеличение угла атаки



Способ увеличение угла атаки.
Крыло под некоторым углом атаки. Вследствие изменения направления воздушного потока и его некоторого торможения, у нижней плоскости повышенное давление. Над верхней плоскостью пониженное давление. Поэтому газ перетекает из зоны повышенного давления в зону пониженного по носку крыла. При этом на перетекающий поток действует центробежная сила, стремящаяся оторвать перетекающий поток от плоскости. Но набегающий поток воздуха прижимает перетекающий поток к носку крыла, что увеличивает его скорость. Область пониженного давления смещается вперёд, к носку крыла. Рис.1.

При увеличении угла атаки, скорость перетекающего потока увеличивается. Из-за увеличения угла атаки точка отрыва сдвигается к носку, радиус обтекания перетекающего потока уменьшается. В результате набегающий поток воздуха уже не может прижать перетекающий поток к плоскости крыла и происходит срыв потока. Чтобы этого не происходило надо уменьшить центробежную силу, действующую на перетекающий поток F = mv2/r. И чтобы уменьшить центробежную силу необходимо уменьшить массу перетекающего потока. Для этого в носке крыла делается щель. Рис.2.



В нормальном состоянии эта щель закрыта. При увеличении угла атаки, эта щель приоткрывается. Часть перетекающего потока попадает в щель и выходит через щель в задней части крыла. Так как часть перетекающего потока уходит, то масса оставшегося уменьшается. Уменьшается центробежная сила и срыва потока не происходит. При дальнейшем увеличении угла атаки весь перетекающий поток уходит в крыло. При уменьшении угла атаки щель постепенно закрывается. И в нормальном полёте она полностью закрыта и не влияет на аэродинамику крыла. Может это уже предлагалось. Но я не встречал.

Коьрта
Контакты

    Главная страница


Способ увеличение угла атаки

Скачать 12.08 Kb.