О физической природе возникновения подъемной силы

Тип работы:
Реферат
Предмет:
Физика


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

ФГОУ ВПО

Калининградский Государственный Технический Университет

Реферат на тему:

«О физической природе возникновения подъемной силы»

Выполнил:

Студент гр. 10-ТС

Жук А. А.

Проверил:

Юрков С. В.

2013

Содержание

1. Почему и как возникает подъемная сила

2. О физической природе подъемной силы

2.1 Что такое турбулентность

2.2 О всасывании воздуха

Список литературы

1. Почему и как возникает подъемная сила

Почему могут летать птицы, несмотря на то что они тяжелее воздуха? Какие силы поднимают огромный пассажирский самолет, который может летать быстрее, выше и дальше любой птицы, ведь крылья его неподвижны? Почему планер, не имеющий мотора, может парить в воздухе? На все эти и многие другие вопросы дает ответ аэродинамика -- наука, изучающая законы взаимодействия воздуха с движущимися в нем телами.

В развитии аэродинамики у нас в стране выдающуюся роль сыграл профессор Николай Егорович Жуковский (1847--1921) --«отец русской авиации». Заслуга Жуковского состоит в том, что он первый объяснил образование подъемной силы крыла и сформулировал теорему для вычисления этой силы. Им была решена и другая проблема теории полета -- объяснена сила тяги воздушного винта. Жуковский не только открыл законы, лежащие в основе теории полета, но и подготовил почву для бурного развития авиации в нашей стране. Он связал теоретическую аэродинамику с практикой авиации, дал возможность инженерам использовать достижения ученых-теоретиков

В основанных Жуковским лабораториях и в созданных при них кружках выросла целая плеяда ученых, исследователей и конструкторов, обогативших своими трудами и открытиями не только русскую, но и мировую науку. Под научным руководством Жуковского был организован под Москвой Аэрогидродинамический институт. В этом институте удалось провести много весьма ценных исследований. Основным приспособлением, служащим для изучения законов движения тел в воздухе, является аэродинамическая труба. Простейшая аэродинамическая труба представляет собой профилированный канал (рис. 1).

В одном конце трубы установлен мощный вентилятор, приводимый во вращение электродвигателем. Когда вентилятор начинает работать, в канале трубы образуется воздушный поток. В зависимости от диаметров канала трубы и воздушного винта и мощности двигателя вентилятора можно получить различные скорости воздушного потока вплоть до сверхзвуковых. Современные аэродинамические трубы достигают гигантских размеров.

В их каналах можно помещать для исследования не только модели, но и реальные самолеты. Важнейшими законами аэродинамики являются закон сохранения массы (уравнение неразрывности) и закон сохранения энергии (уравнение Бернулли). Оба эти закона справедливы и для движущегося газа (воздуха и для жидкости, поэтому проще будет ознакомиться с ними на примере движения воды. На (рис 2)

изображена схема прибора, состоящего из открытого резервуара с водой, соединенного с трубкой, имеющей разные сечения. Согласно закону постоянства массы через каждое из этих сечений будет протекать в одну секунду одинаковый объём воды. Но если через неравные сечения в единицу времени протекает одинаковый объем воды, то значит через эти сечения вода движется разными скоростями: чем меньше сечение, тем больше скорость воды (воздуха).

В этом можно также убедиться, наблюдая за течением рек Там, где русло узкое, течение вод быстрее. Если к потокам жидкости в разных сечениях трубки подключи манометры, то они покажут, что при сужении струи, т. е. при увеличении скорости воды (воздуха), давление в струе уменьшается, и наоборот. Это явление, описанное математиком Бернулли, позволяет установить связь между скоростью потока в данном сечении струн жидкости (газа) и давлением в этом же сечении. Описанное уравнением Бернулли явление позволяет объяснить возникновение аэродинамических сил, а главное подъемной силы крыла.

В литературе это уравнение иногда называют законом Бернулли. Уравнение Бернулли объясняет ряд явлений, долгое время казавших противоестественными. Например, если два корабля движутся параллельно на небольшом расстоянии друг от друга, они стремятся сблизиться, что может привести к столкновению. Казалось бы, что вода, попадающая меж кораблями, должна действовать как клин и отталкивать их друг от друга, в действительности же они притягиваются. Происходит это потому, что между кораблями сжатие струй получается более сильным, чем у внешних их бортов. Это ведет к увеличению скорости струй и уменьшению давления в струе между кораблями. Поэтому давление воды на внешние борта судов становится больше, чем на внутренние. Разность давлений и заставляет корабли сближаться. Рассмотрим природу возникновения подъемной силы. Опыты, проведенные в аэродинамических лабораториях, позволили установить, что при налегании на тело воздушного потока частицы воздуха обтекают тело.

Картину обтекания тела воздухом легко наблюдать, если поместить тело в аэродинамической трубе в покрашенном потоке воздуха, кроме того, ее можно сфотографировать. Полученный снимок называют спектром обтекания. Упрощенная схема спектра обтекания плоской пластинки, поставленной под углом 90° к направлению потока, изображена на (рис. 3).

Из рисунка видно, что в этом случае никакой подъемной силы не возникает. Воздух впереди пластинки создает подпор, плотность его струек повышается, а сзади пластинки воздух оказывается разреженным. Повышенное давление воздуха впереди пластинки и разрежение позади нее приводят к тому, что струйки воздуха с силой устремляются в разреженное пространство, закручиваются и образуют сзади пластинки те завихрения, которые мы и видим на спектре. На (рис. 4)

дано схематическое изображение спектра обтекания пластинки, поставленной под острым углом к потоку. Под пластинкой давление повышается, а над ней вследствие срыва струй получается разрежение воздуха, т. е. давление понижается. Благодаря образующейся разности давлений и возникает аэродинамическая сила. Она направлена в сторону меньшего давления, т. е. назад и вверх.

Отклонение аэродинамической силы от вертикали зависит от угла, под которым пластинка поставлена к потоку. Этот угол получил название угла атаки (его принято обозначать греческой буквой, а -- альфа). Свойство плоской пластинки создавать подъемную силу, если на нее набегает под острым углом воздух (или вода), известно уже с давних времен. Примером тому служит воздушный змей и руль корабля, время изобретения которых теряется в веках.

Подъемная сила крыла (обозначим ее Y) возникает не только за счет угла атаки а. но также и благодаря тому, что поперечное сечение крыла, представляет собой чаще всего несимметричный профиль с более выпуклой верхней частью. Крыло самолета или планера. перемещаясь, рассекает воздух. Одна часть струек встречного потока воздуха пойдет под крылом, другая--над ним (рис. 5).

У крыла верхняя часть более выпуклая, чем нижняя, следовательно, верхним струйкам придется пройти больший путь, чем нижним. Однако количество воздуха, набегающего на крыло и стекающего с него, одинаково. Значит, верхние струйки, чтобы не отстать от нижних, должны двигаться быстрее. В соответствии с уравнением Бернулли, если скорость воздушного потока под крылом меньше, чем над крылом, то давление под крылом, наоборот, будет больше, чем над ним. Эта разность давлений и создает аэродинамическую силу R (рис. 6),

одной из составляющих которой является подъемная сила Y. Подъемная сила крыла тем больше, чем больше угол атаки, кривизна профиля (его несущие свойства), площадь крыла, плотность воздуха и скорость полета V, причем от скорости подъемная сила зависит в квадрате. Но следует помнить, что угол атаки должен быть меньше некоторого критического значения а/кр при превышении которого подъемная сила падает.

Развивая подъемную силу, крыло всегда испытывает и лобовое сопротивление. Сила лобового сопротивления X направлена по потоку прямо против движения и, значит, тормозит его. Подъемная сила всегда перпендикулярна набегающему потоку. Из рисунка видно, что сила лобового сопротивления X и подъемная сила Y являются составляющими силы R по направлению скорости V и перпендикулярно ей. Сила R называется полной аэродинамической силой крыла. Точку приложения полной аэродинамической силы называю центром давления крыла (ЦД).

Подъемная сила летательного аппарата, уравновешивая его вес, даёт возможность осуществлять полет, лобовое же сопротивление тормозит его движение. Отсюда ясно, что крылу надо придать такую форму, чтобы оно развивало как можно большее значение подъемной силы и в то же время давало, малое лобовое сопротивление. Число, показывающее, во сколько раз подъемная сила больше лобового сопротивления, называется аэродинамическим качеством и обозначается буквой К. А теперь подробнее рассмотрим природу возникновения сил сопротивления.

Во время купания вы все, конечно, замечали, что в воде двигаться труднее. Это объясняется силой сопротивления воды. Как уже было сказано, воздух -- газообразная среда, которая имеет определенную плотность и массу. И, перемещаясь в воздухе, мы также встречаем его сопротивление. Сила, которая мешает нам передвигаться в воздухе, называется силой сопротивления воздуха.

Движется ли тело с некоторой скоростью в неподвижном воздухе или, наоборот, тело неподвижно, а на него набегает поток воздуха с той же скоростью, сила сопротивления воздуха в обоих случаях будет одинаковой. Все дело в том. что воздух и тело движутся один относительно другого. От каких же причин зависит сопротивление воздуха? Этих причин несколько.

На (рис. 7) изображена картина обтекания круглой пластинки. Если к этой пластинке спереди сделать конусообразную приставку, которая заполнила бы всю ту область перед пластинкой, где давление было повышено, то спереди давление значительно снизится. И хотя срыв струй и понижение давления позади составного тела будут такими же, как и за пластинкой, все же разность давлений и лобовое сопротивление значительно уменьшатся.

Чтобы избежать срыва струй, следует сделать еще и кормовую конусообразную приставку, заполнив ею всю область пониженного давления за пластиной. Одновременное использование носовой и кормовой приставок определенной формы позволяет резко снизить лобовое сопротивление по сравнению с лобовым сопротивлением пластинки (примерно в 20--25 раз). Таким образом, можно получить тело наиболее выгодной аэродинамической формы. В этом случае поток плавно разделяется передней частью тела, обтекает его и плавно стекает с кормовой части.

Тела подобной формы называют удобообтекаемыми. Они и получили наибольшее распространение в авиации Что касается влияния размеров тела на сопротивление воздуха, то кажется ясным: чем больше тело, тем сильнее сопротивление. > Однако здесь надо уточнить следующее: основной величиной, связанной с размерами тел и определяющей силу сопротивления при его движении, является наибольшая площадь сечения тела, перпендикулярного к направлению движения. Такое сечение называется миделевым (рис. 8).

Но еще большее влияние на сопротивление оказывает скорость движения тела в воздухе. При движении тела с небольшой скоростью это сопротивление мало, а с её увеличением быстро возрастает. При полете самолета на дозвуковых скоростях сопротивление растет прямо пропорционально квадрату скорости.

Это значит, что если, например, скорость движения увеличить два раза, то сопротивление возрастет в четыре раза, если скорость увеличить в три раза, то сопротивление возрастет в девять раз, и т. д. Аналогично, как об этом говорилось выше, скорость влияет и на значение подъемной силы. Однако, для скоростей, близких к скорости звука (340 м/с или 1224 км/ч), из-за влияния сжимаемости воздуха характер обтекания тел изменяется, сопротивление резко возрастает и этот закон уже не действует

Таким образом, как и подъемная сила, сила лобового сопротивления зависит от угла атаки, формы профиля, плотности воздуха, площади сечения и квадрата скорости, хотя эти зависимости и имеют свои особенности

2. О физической природе подъемной силы

2.1 Что такое турбулентность?

Рассмотрим снаряд, передвигающийся в неподвижной воздушной среде с некоторой скоростью V. (рис. 1).

Предположим, что за некоторое время он переместился в пространстве на расстояние S. Носовая часть снаряда, преодолевая сопротивление неподвижного воздуха, раздвигает его в вертикальном направлении. Задняя часть снаряда при этом освобождает от своего присутствия часть пространства, объем которого пропорционален размеру S. Если воздух, заполняющий освобожденное пространство со скоростью Vв, не успевает сомкнуться, то за снарядом образуется вакуумная зона, площадь которой характеризуется размером S1. Разница площадей, определенных размерами S и S1, обусловит такую физическую характеристику воздуха, как инертность. В данном случае инертность обусловлена скоростью перетекания неподвижного воздуха в вакуум. При малых скоростях снаряда вакуумная зона за ним не образуется. Снаряд в своем движении вперед преодолевает только сопротивление неподвижной атмосферы на носовой части. При этом давление воздуха на передней части снаряда равно величине Р1:

Р1 = Ратм + Ризб ,

где: Ратм — атмосферное давление неподвижного воздуха;

Ризб — избыточное давление, обусловленное уплотнением воздуха на передней части снаряда.

За снарядом давление воздуха равно величине Ратм. Перепад давлений на передней и задней частях снаряда обусловливает величину лобового сопротивления и равен величине Р2:

Р2 = Ратм + Ризб — Ратм = Ризб.

По мере роста скорости снаряда лобовое сопротивление возрастает в связи с тем, что носовая часть все сильнее уплотняет перед собой неподвижный воздух. С ростом скорости в тот критический момент, когда за снарядом образуется вакуумная зона толщиной S1 должно произойти значительное увеличение лобового сопротивления. Этому можно дать следующее объяснение. Если статическое давление на носовой части снаряда в этот момент равно величине (Ратм + Ризб'), то давление в вакуумной зоне равно нулю. Перепад давлений на передней и задней частях снаряда составит величину Р3:

Р3 = (Ратм + Ризб') — 0 ,

где Ризб' - избыточное давление, обусловленное уплотнением воздуха, на передней части снаряда при повышенной скорости.

Вакуумная зона начинает всасывать снаряд в себя. Величина всасывающей силы пропорциональна площади поперечного сечения снаряда (которое, в свою очередь, пропорционально высоте профиля б) и величине давления Р3. Разница величин Р2 и Р3, которая обусловливает увеличение сопротивления передвижению снаряда, определяется равенством:

Р3 — Р2 = Ратм — (Ризб' - Ризб).

Но возникает дополнительное сопротивление не на лобовой его части, а на задней. До тех пор, пока воздух успевает занять освободившееся пространство, определенное размером S, можно говорить о сохранении ламинарного характера течения потока в направлении вектора Vв. При возникновении вакуумной зоны в нее всасывается не только снаряд, но и уже сомкнувшийся за снарядом воздух. Поток начинает распространяться не только в направлении вектора Vв, но и в направлении горизонтального вектора Vг. Это ведет к возникновению завихрений, которые называют турбулентными. Но турбулентные завихрения — это след-ствие. Причину увеличения лобового сопротивления необходимо усматривать в образовании вакуумной зоны за снарядом. Разница размеров (S — S1) обусловливает объем пространства, в котором плотность воздуха меняется от плотности неподвижной атмосферы до нуля. Эту зарисованную точками зону можно назвать зоной пониженной плотности.

Авиация начала развиваться в результате борьбы именно с возникновением вакуумной зоны за плоским крылом. Результатом этой борьбы стало открытие аэродинамического профиля крыла.

Рассмотрим процесс возникновения зоны повышенной плотности на передней части снаряда. Пусть снаряд передвигается в пространстве со скоростью V и сталкивается при этом с условно неподвижными молекулами воздуха (рис. 2). Рассмотрим три молекулы. Первая из них сталкивается со снарядом в точке 1 под углом падения, равным нулю, и отлетает в направлении вектора V на некоторую величину S1. Вторая молекула сталкивается со снарядом в произвольной точке 2 и отлетает от него на расстояние S1 по траектории движения, которая определяется на основании закона физики о равенстве углов падения и отражения. Третья молекула не ударяется о снаряд, поскольку встречается с ним под углом падения 90° и остается неподвижной. Кривая, соединяющая положение трех молекул, ограничивает размеры зоны повышенной плотности. Повышение плотности воздуха объясняется тем, что в очерченной зоне одновременно сосредоточены и молекулы неподвижного воздуха, и принудительно втиснутые снарядом рассмотренные нами молекулы. Возмущение неподвижного воздуха, вызванное рассмотренными молекулами, может распространяться вверх сколь угодно высоко, но возникновение подъемной силы (п. с.) на этом участке невозможно в принципе. Можно лишь уменьшить степень уплотнения воздуха над верхней восходящей частью за счет использования угла атаки. Аэродинамический профиль традиционного крыла представляет собой снаряд со срезанной верхней поверхностью (рис. 2). Профиль этой поверхности позволяет неподвижной молекуле в третьей точке передвинуться в точку 4 без образования вакуумной зоны. Нисходящая поверхность этого профиля создает над собой вакуумную зону нулевой толщины. После того как крыло передвинется далее в направлении вектора V и освободит часть пространства над нисходящим участком профиля, уплотненный воздух начнет расширяться. На некоторой высоте б2 от верхней поверхности профиля величина плотности достигнет уровня, характерного для неподвижного воздуха. Ниже этой линии плотность воздуха постепенно падает вплоть до нуля, создавая п. с. Размер б2 при этом не может выходить за габариты аэродинамического профиля в точке 3. Зарисованный точками участок над нисходящей поверхностью представляет собой зону, где плотность воздуха меняется от нуля до плотности воздуха неподвижной атмосферы. Размеры б и L обусловливают объем зоны пониженной плотности, который создает п. с. на основании закона Архимеда. За пределами этой зоны до высоты б1 находится только уплотненный воздух, подброшенный вверх восходящим участком снаряда. Такой же участок повышенной плотности воздуха высотой б1 создается и под нижней частью летящего снаряда. Разворот профиля под углом атаки к направлению передвижения крыла меняет соотношение этих размеров и увеличивает суммарную п. с. за счет использования эффекта глиссирования. Но физической сущности механизма создания п. с. над верхней поверхностью крыла это не меняет. Увеличение скорости принудительного потока над верхней поверхностью аэродинамического профиля не может существенно повлиять на величину п. с., поскольку она зависит от геометрических размеров крыла б и L, а также от плотности воздуха (даже при достижении плотности, близкой к нулю, величина п. с. не может превышать величину 1,3 кг/м3). В этом плане все попытки конструкторов увеличить величину п. с. за счет принудительного обдувания верхней поверхности крыла были малоперспективными. Значительную по величине статическую п. с. можно создать, лишь изменив принцип формирования зоны пониженной плотности над верхней поверхностью летательного аппарата и ее размеры.

2.2 О всасывании воздуха

подъемный сила аэродинамика турбулентность

В ракетах, вертолетах и в конверто-планах энергия исходящего от двигателя потока непосредственно используется для создания п. с. Но в авиации не используется энергия, которую тратит двигатель при всасывании на создание входящего в двигатель потока. Если к этому утверждению применить закон сохранения количества движения, то необходимо сделать вывод: половину своей энергии двигатель тратит на всасывание воздуха. При этом он не создает п. с. Использование энергии входящего в двигатель потока на создание п. с. позволит повысить грузоподъемность летающего аппарата в два раза. Докажем возможность реализации такого принципа. С этой целью рассмотрим двигатель, представленный на рис. 3. За счет всасывающего эффекта двигателя в пространстве возникает принудительный поток, передвигающийся в направлении трех пространственных координат. Передвижение верхней части потока (над осью симметрии двигателя), направленное сверху вниз, способно вызвать возникновение ответной реакции в противоположном направлении. Использование этой части потока способно вызвать возникновение положительной п. с. В то время как передвижение потока в его нижней части, направленное снизу вверх, способно вызвать возникновение отрицательной п. с. Всасывание воздуха с боков в этом смысле является нейтральным, но снижает возможный КПД летательного аппарата. Так же осуществляется всасывание воздуха сзади: вдоль сектора, ограниченного углом В. Всасывание воздуха в этом направлении уменьшает скорость горизонтального передвижения аппарата.

Современная авиация исходит из принципа, что двигатель предназначен только для создания высокоскоростного потока, исходящего со скоростью V. При этом не имеет значения, в каком направлении осуществляется всасывание потока в двигатель. Между тем в авиации имеется пример весьма эффективного использования всасывающего эффекта сверху. Пример есть, но истолкован он неверно и самим изобретателем, и его критиками. Это арочное крыло Кастера. Бауэрс оказался прав, утверждая, что Кастер перепутал следствие и причину. Поэтому созданное им крыло оказалось низкоэффективным. Но об этом позже. Обратимся к схеме, представленной на рис. 4. На фюзеляже летательного аппарата перед двигателем 1 установлен вакуумный экран 2. Для винтового двигателя экран необходимо выполнить в виде полукольцевого канала с отогнутыми концами. Такой экран обеспечивает всасывание воздуха сверху, предотвращает его всасывание снизу, ограничивает всасывание сбоку и сзади от плоскости вращения винта (в нижней его части). Установка экрана под углом Е к оси двигателя позволяет еще больше ограничить пространственный угол, из которого осуществляется всасывание воздуха. Рассмотрим механизм возникновения статической п. с. в такой конструкции. В схеме, изображенной на рис. 3, всасывание воздуха осуществляется из пространственного угла величиной К1. Величина скорости входящего потока меняется от нуля до величины V по мере приближения к винту. Средняя величина этой скорости определяется как Vср'=V/2. В схеме, представленной на рис. 4, вакуумный экран обеспечивает уменьшение величины пространственного угла, из которого осуществляется всасывание воздуха до величины К2. На основании принципа неразрывности уменьшение площади поперечного сечения потока сопровождается увеличением его скорости. Поэтому величина средней скорости потока в этом случае характеризуется неравенством Vср''> Vср'. При этом направление вектора средней скорости относительно горизонтальной оси двигателя определяется некоторым углом б. Совпадение диаметра винта с диаметром вакуумного экрана обеспечивает принудительное отсасывание воздуха с верхней поверхности вакуумного экрана. Величина статического давления в потоке, на основании уравнения Бернулли, обратно пропорциональна скорости потока Vср'' и равна величине Рст.

В то время как давление на нижней поверхности экрана характеризуется давлением неподвижного воздуха Ратм. Разница этих давлений обеспечивает прижим экрана к потоку. Если попытаться поднять двигатель над землей, то эта сила увлечет за собой и экран. Такой эффект при уборке квартиры наблюдает домохозяйка, работающая с пылесосом, когда к патрубку пылесоса прилипнет лист бумаги. Но это еще не та сила, которая в состоянии поднять в воздух не только лист бумаги, но и сам пылесос. Такая сила возникает на основании действия закона Архимеда. Величина этой силы пропорциональна степени разреженности воздуха и объему зоны. Объем зоны, в свою очередь, характеризуется длиной экрана L и высотой зоны над экраном. Теоретически высота зоны не имеет границы: зона начинается там, где в результате всасывающего эффекта двигателя скорость воздуха перестает быть равной нулю. Уменьшение плотности воздуха достигается в результате принудительного передвижения воздуха в направлении трех пространственных координат.

Впрочем, если версия, основанная на изменении плотности воздуха или воды, для читателя неприемлема, то более убедительным может быть доказательство, основанное на втором и третьем законах Ньютона. Эти законы утверждают, что любое физическое действие вызывает противодействие. Ускоренное передвижение потока в направлении вектора V1 требует со стороны летательного аппарата приложить определяемую вторым законом Ньютона силу F=m·a, где m — масса всасываемого воздуха; а — сообщаемое этой массе ускорение. Напомню, что перемещение воздуха в потоке носит ускоренный характер, т. к. величина скорости меняется от нуля до значения V. Такое действие вызывает противодействие со стороны возмущенной атмосферы, и на вакуумном экране возникает статическая п. с. Как упоминалось выше, этому утверждению существует практическое подтверждение в виде арочного крыла Кастера. Вернемся к этому самолету с тем, чтобы выяснить: в чем ошибся Кастер? В статье «Способ номер полтора» уже приводились рассуждения о механизме возникновения статической п. с. в арочном крыле. Кастер пытался увеличить скорость принудительного обдувания верхней поверхности крыла. При этом он не принимал во внимание, что аэродинамический профиль крыла создает поток в вертикальном направлении. В свете традиционной теории создания аэродинамической п. с. объем зоны ограничивается размерами б и L. При плотности воздуха 1,3 кг/м3 и столь малом объеме зоны Кастер не мог получить сколь-нибудь заметное увеличение п. с. Но реальный результат был весьма существенным. Из этого следует, что физическая сущность создания статической п. с. в арочном крыле осталась для Кастера не раскрытой. При расчете п. с. он руководствовался формулой Бернулли.

Что же не позволило изобретателю арочного крыла добиться большего успеха? Из рис. 5 видно, что вертикальный импульс V2 (в режиме горизонтального полета) направлен на отрыв всасываемого двигателем потока от верхней поверхности крыла. К тому же этот импульс уплотняет достигнутое при всасывании разрежение. В то же время на участках «А» создается дополнительное сопротивление движению потока в направлении трех пространственных координат. Следовательно, это ведет к еще большему уплотнению потока. Что должен был сделать Кастер в свете предлагаемой теории для увеличения статической п. с. Очевидной является необходимость вынести корпус двигателя за пределы арочного полукольца. Такое решение устраняет сопротивление, которое оказывает корпус двигателя вертикальному передвижению потока в режиме всасывания. (Сравните векторы V3 данного рисунка с векторами V1 на рис. 4) Не очевидным, но в теоретическом плане более существенным является второй вывод. Если принять во внимание, что разрежение воздуха над верхней поверхностью крыла создавалось за счет всасывающего эффекта двигателя, то Кастеру следовало выполнить арочные участки в виде полуколец, как это предлагается на рис. 4 (без использования аэродинамического профиля). Это существенно упростило бы конструкцию самолета и уменьшило бы лобовое сопротивление. При этом можно не опасаться появления турбулентности потока над крылом в режиме горизонтального полета, т. к. двигатель отсасывает воздух от передней кромки полукольцевого канала, чем предупреждает появление завихрений воздуха. Сам того не ведая, Кастер за счет всасывающего эффекта двигателя увеличил высоту зоны с размера б до неопределенно большой величины. Высота и длина зоны могут быть неограниченно большими и обусловлены только мощностью двигателя (напомню, что зона начинается там, где скорость неподвижного атмосферного воздуха перестает быть равной нулю).

Можно провести следующий физический эксперимент с пылесосом. К цилиндрической трубке пылесоса в режиме всасывания поднесите горящую свечу, как это показано на рис. 6а. Пламя свечи наглядно продемонстрирует направление потока, в котором воздух всасывается в трубку (вектор V2'). Ранее говорилось, что всасывание в этом направлении уменьшает скорость горизонтального передвижения летательного аппарата. На предложенном рисунке патрубок пылесоса изображен, как кольцевой канал вокруг винта, который используется в авиации для создания статической п. с. Если рассматривать кольцевой канал, как предшественника вакуумного экрана, то становится логичной схема, представленная на рис. 6б. Здесь создается статическая п. с. за счет использования энергии потока, входящего под углом n1 к нижнему вакуумному экрану. Одной из составляющих этого потока является передвижение воздуха в направлении вектора V3 сзади от плоскости винта (по аналогии с вектором V2' на рис. 6а). Всасывание воздуха в этом направлении снижает скорость горизонтального передвижения самолета, а устранить его не представляется возможным. Поэтому с целью повышения КПД необходимо использовать этот поток для создания дополнительной статической п. с. Этой цели служит верхний вакуумный экран. Он не ограничивает нейтрального всасывания воздуха с боков и даже усиливает всасывание сзади в направлении вектора V3. Но при этом верхний вакуумный экран позволяет использовать энергию потока, направленного под углом n2 к горизонту для создания п. с. Механизм создания п. с. тот же, что описывался для нижнего вакуумного экрана. Однако перепад статических давлений по разные стороны этого экрана (на основании уравнения Бернулли) обеспечивает исходящий от двигателя поток. Как будет показано ниже, повышенное статическое давление под экраном создается за счет специальной формы поверхности «А». Эта поверхность использует эффект затухания принудительного потока в неподвижной атмосфере. Хотя с целью упрощения конструкции может быть использован и сегмент цилиндрического кольца. Таков механизм создания статической п. с. при горизонтальном расположении двигателя.

Далее рассмотрим возможность увеличения п. с. за счет использования эффекта всасывания воздуха вертолетным винтом. Вертолет для создания п. с. в основном использует глиссирующий эффект на нижней поверхности винта. Возле оси винта скорость отбрасывания потока близка к нулю, и поэтому на некотором участке od винт обладает низкой эффективностью (рис. 7). На левой стороне этого рисунка изображен винт вертолета традиционной конструкции. На правой стороне рисунка — винт, реализующий предложенный способ. В свете предложенной теории следует простой логический вывод: необходимо на винт сверху установить диск od. Диск уменьшает площадь поперечного сечения исходящего от винта потока. Это, во-первых, увеличивает скорость потока V1 за пределами мертвой зоны od. Во-вторых, диск являет собой вакуумный экран, который обеспечивает условия создания статической п. с. в соответствии с вышеприведенной теорией. Перепад скоростей над диском (V2) и под диском (V=O) обеспечивает прижатие потока к диску на основании уравнения Бернулли. Всасывание потока в направлении вектора Vср под углом n к горизонту обеспечивает возникновение п. с., приложенной к диску. Еще большего увеличения п. с. можно добиться установкой плоского кольца oD1 по наружному диаметру винта. На наружном кольце увеличение статической п. с. может быть достигнуто за счет предотвращения всасывания воздуха снизу (вектор V3) и за счет использования всасывающего эффекта сбоку от винта. При этом используется энергия потока, передвигающегося в направлении вектора Vср' под углом n1 к горизонту.

Таким может быть механизм создания статической п. с. за счет энергии всасываемого двигателем потока. Причем эффективность этого способа (как доказывает арочное крыло Кастера) соизмерима с величиной п. с., возникающей за счет использования глиссирующего эффекта крыла. Существуют и другие способы создания статической п. с., но для этого надо ответить на вопрос: «Почему летает жук?»

Список литературы

1. Сивухин Д. В. Общий курс физики. Том 1. Механика. 2005 стр. 536 — 539

2. Даффи П., Кандалов А. А. Н. Туполев: Человек и его самолёты. — М.: «Московский рабочий», 1999. — С. 176−183.

3. Краснов Н. Ф. «Аэродинамика» Часть 1. Основы теории. Аэродинамика профиля и крыла. Москва, 1976 г.

4. Двоеносов Д. Л., Замятин В. И, Снежко О. К. «Нагрузки, действующие на планер в полёте» Москва, 1963

5. http: //www. rcdesign. ru/articles/avia/wings_profile, Несущие крылья. Часть 1. Профиль крыла.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой