Особенностью воздуха в сравнении с жидкостями является большая сжимаемость воздуха. Учитывая эту особенность и повторяя рассуждения, которые были приведены в § 49, при выводе уравнения Бернулли, можно получить видоизмененное уравнение Бернулли, в котором сжимаемость воздуха заранее предусмотрена (§ 133). Оказывается, однако, что при не слишком больших скоростях практически нет надобности прибегать к этому уточнению уравнения Бернулли. Действительно, пусть течение воздуха нарушено каким-нибудь телом. Скорость воздуха вблизи тела обозначим через а на достаточно большом расстоянии от него - через По теореме Бернулли разность давлений обусловленная разностью скоростей, равна:
Пусть скорость воздуха вдали от тела а скорость близ него Тогда разность давлений
Если давление невозмущенного потока есть атмосферное давление то и по закону Бойля таково же сжатие воздуха. Следовательно, ошибка, которую мы совершим, считая в этом случае воздух несжимаемым, составит всего 6%. Скорость есть скорость Мы видим таким образом, что во многих приближенных расчетах, например в расчетах движения нескоростных самолетов, можно не учитывать сжимаемость воздуха и пользоваться простейшей формой уравнения Бернулли. Однако тот же рассмотренный нами пример показывает, что в расчетах движения скоростных самолетов пренебрегать
поправкой на сжимаемость воздуха недопустимо. Тем более эту поправку нужно учитывать в задачах баллистики (учения о полете снарядов), где приходится иметь дело со скоростями порядка
Силы, действующие на движущиеся в воздухе тела, называют аэродинамическими силами.
Когда аэродинамическая сила направлена под углом к движению, ее можно разложить на нормальную составляющую и на тангенциальную составляющую которая представляет собой лобовое сопротивление (рис. 116). Нормальная составляющая возникающая при движении самолетного крыла, является подъемной силой, поддерживающей самолет в воздухе.
Рис. 116. Аэродинамические силы а - угол атаки.
Рис. 117. Вихревая пелена позади несущей поверхности
Поперечное сечение крыла имеет характерную форму - так называемый профиль Чуковского (рис. 117).
Подъемная сила и лобовое сопротивление крыла возникают в результате взаимодействия с крылом вызванных его движением вихревых систем. Таких вихревых систем три:
1. Вихревая пелена, возникающая позади крыла, как и позади всякого тела (рис. 117). Существованием этой вихревой пелены и силами вязкости объясняется часть лобового сопротивления крыла - так называемое профильное сопротивление
2. Скорость потока, обтекающего острую заднюю кромку крыла, имеет очень большую величину (риск 118), поэтому в самом начале движения самолета тут возникает вихрь большой мощности - так называемый разгонный вихрь (рис. 119), который увлекается потоком, и после этого у задней кромки образуется точка срыва струй. А так как в замкнутой системе (крыло - воздух) момент вращения должен оставаться постоянным, то вокруг крыла устанавливается окружное течение В («циркуляция» воздуха), момент вращения которого равняется моменту вращения избыточного или разгонного вихря А (рис, 120).
Рис. 118. Скорость воздуха у задней кромки крыла очень велика (на рисунке показано уплотнение линий тока).
Это циркуляционное течение складывается с течением воздуха навстречу крылу, в результате чего скорость воздуха над крылом, оказывается больше, чем под крылом (рис. 121). На основании георемы Бернулли давление должно быть больше там, где меньше скорость. Поэтому под крылом образуется область повышенного давления, над крылом - пониженного: на крыло действует некоторая подъемная сила
На рис. 122 изображено распределение областей с повышенным и пониженным давлением по крылу. Из этого рисунка видно, что подъемная сила обусловливается не столько давлением на нижнюю часть крыла, сколько сосущим действием воздуха на его верхнюю поверхность.
Рис. 119. В начале движения у задней кромки возникает «разгонный вихрь» А.
Рис. 120, Окружное течение вокруг крыла (присоединенный вихрь).
Рис. 121. Наложение циркуляции на встречный поток, бкорость воздуха, пропорциональная густоте линий тока, над крылом оказывается больше, чем под крылом.
Рис. 122. Распределение давления на несущую поверхность.
3. Циркуляция вокруг крыла - несущий вихрь - не кончается концов, но сбегает с них. Кроме того, благодаря пониженному давлению над крылом воздух перетекаер как показано на рис. 123, с нижней поверхности крыла на верхнюю. Это течение воздуха, складываясь со сбегающим с концов крыла вихрем, образует? позади крыла так называемые вихревые или вихревые жгуты. Работа, идущая на создание этих вихрей, обусловливает существование добавочного сопротивления называемого индуктивным сопротивлением (рис. 124). Индуктивное сопротивление тем меньше, чем больше отношение длины крыла к его ширине, называемое удлинением крыла.
При больших скоростях движения сказывается затрата работы на волнообразование - волновое сопротивление
Подъемная сила, как показывают опыт а теория пропорциональна квадрату скорости движения о, площади несущей поверхности самолета и плотности воздуха аналогично формуле (10)
эдесь обозначает подъемную силу, а коэффициент называют коэффициентом подъемной силы. Профильное, индуктивное и волновое сопротивления крыла вместе дают лобовое сопротивление
Коэффициент есть коэффициент лобового сопротивления крыла. Величины коэффициентов зависят от формы крыла и от его положения относительно потока-угла атаки (рис. 116).
Рис. 123. Благодаря разности давлений воздух перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю.
Рис. 124. Нормальное давление лагается на подъемную силу и индуктивное сопротивление.
Рис. 125. Поляра самолета-истребителя конца второй мировой войны.
Теоретически коэффициент сопротивления и коэффициент подъемной силы могут быть вычислены для крыльев различной формы по формулам, предложенным Жуковским и Чаплыгиным, с достаточно большой степенью точности. Экспериментальным путем коэффициенты определяют в аэродинамических лабораториях. С этой целью модель крыла обдувают в аэродинамической трубе. Результаты опыта часто изображают графически в виде так называемых поляр (рис. 125). По оси х откладывают коэффициент лобового сопротивления по оси у - коэффициент подъемной силы
Координаты точек на кривой соответствуют коэффициентам подъемной силы и лобового сопротивления при различных углах атаки. Имея поляру для какого-нибудь крыла и зная скорость движения самолета, можно определить подъемную силу и лобовое сопротивление, а также угол атаки а, при котором отношение качество крыла - будет наибольшим. Для этого достаточно провести касательную к поляре из начала координат. На рис. представляют собой коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы всего самолета, а не одного только крыла.
Для примера, пользуясь приведенной на рис. 125 полярой самолета, вычислим площадь крыла и мощность мотора, необходимые для полета самолета весом в на высоте со скоростью при наивыгоднейшем угле атаки. Чтобы определить наивыгоднейший угол атаки, т. е. такой угол, котором отношение подъемной силы к сопротивлению будет наибольшим, проводим из начала координат касательную к поляре; для точки касания, которая, как легко сообразить, соответствует наибольшему отношению получается: При указанном угле атаки отношение подъемной силы к сопротивлению (это отношение называют качеством самолета) Принимая во внимание, что подъемная сила должна уравновешивать вес самолета находим необходимую площадь крыльев: где а - скоростной напор На высоте весовая плотность воздуха при скорости полета час скоростной напор и, стало быть, необходимая площадь крыла
Сопротивление при указанной площади крыла можно вычислить по формуле (10); но, поскольку выше уже было определено качество самолета то можно вычислить прямо из соотношения
Мощность мотора должна быть по меньшей мере такова, чтобы каждую секунду могла быть затрачена работа, равная произведению преодолеваемого сопротивления на перемещение самолета за 1 сек. Следовательно, необходимая мощность мотора при винта будет:
Такой поршневой мотор весит около и расходует бензина в час. Для повышения скорости в 1,5 раза пришлось бы увеличить мощность и вес мотора раза; такой мотор с винтом весил бы почти столько же, как и весь самолет. Вследствие большой потребной мощности и
большого веса поршневых двигателей винтомоторные самолеты никогда не могли достичь скорости в 800 км/час. Достижение больших скоростей затруднено и тем, что при увеличении скорости к. п. д. винта убывает.
Воздушный винт развивает тягу потому, что винт отбрасывает назад некоторую массу воздуха. Сила тяги винта при этом равна изменению количества движения воздуха за 1 сек.: В результате работы винта перед ним создается пониженное давление позади него - повышенное, и воздух, засасываясь передней частью винта и отталкиваясь его задней частью, половину добавочной скорости приобретает перед пропеллером и половину - за ним. Поэтому скорость воздуха, обтекающего винт, равна где скорость поступательного движения винта и добавочная скорость, которую винт сообщает воздуху.
Будет меньше, чем во втором, поэтому выгоонее пользоваться винтами большого диаметра и большого шага.
Работа винта зависит также от формы лопасти. С аэродинамической точки зрения наивыгоднейшим будет винт большого диаметра с узкой лопастью, вращающийся с большой скоростью Но соображения прочности не позволяют при постройке воздушных винтов идти в этом направлении слишком далеко.
Сила тяги винта используется на некоторых летательных аппаратах в качестве подъемной силы Такие аппараты называются вертолетами) или геликоптерами. За последние годы создано много удачных конструкций вертолетов» винты которых приводятся в движение поршневыми, газотурбинными или реактивными двигателями. Вертолеты могут подниматься и опускаться вертикально и не нуждаются в оборудованных посадочных площадках.
Основоположником теории подъемной силы крыла самолета и теории тяги винта был Николай Егорович Жуковский. Им была установлена фундаментальная теорема, определяющая величину подъемной силы, и им же была установлена зависимость подъемной силы от геометрической формы профиля крыла Теория подъемной силы при нестационарном движении была создана также нашим соотечественником - акад. Сергеем Алексеевичем Чаплыгиным; он же является родоначальником теории составных крыльев. Чаплыгин первый (в 1902 г.) разработал метод учета влияния сжимаемости воздуха.
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. 12).
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 13)
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 убе диться, 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 возникновенне 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 можетет привести к столкновению.Казалось бы, что вода, попадающая меж кораблями, должна действовать как клин и отталкивать их друг от друга, действительности же они притягиваются. Происходит это потому, что меж кораблями сжатие струй получается более сильным, чем у внешних их борте
Это ведет к увеличению скорости струй и уменьшению давления в струе меж. кораблями. Поэтому давление воды на внешние борта судов становит больше, чем на внутренние. Разность давлений и заставляет корабли сбли жаться. Рассмотрим природу возникновения подъемной силы. Опыты, проведенный в аэродинамических лабораториях, позволили установить, что при набегании 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. 14).
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. 15)
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. 16).
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. 17),
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 аэродинамическое 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. 18) 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 ка ется 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. 19).
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 квадрат 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
- Y - это подъёмная сила,
- P - это тяга ,
- - граница профиля,
- p - величина давления,
- n - нормаль к профилю
Коэффициент подъёмной силы
- подъёмная сила (Н) - коэффициент подъёмной силы=0,5...1,5 - плотность воздуха на высоте полёта (кг/м³) - скорость набегающего потока (м/с) - характерная площадь (м²)
Этот Коэффициент, значение которого по расчётам Смитона составляло 1.005, использовался более 100 лет, и только опыты Братьев Райт , в ходе которых они обнаружили, что подъёмная сила, действующая на планёры, была слабее расчётной, позволили уточнить «коэффициент Смитона» до значения 1.0033.
При расчётах по этой формуле важно не путать весовую и массовую плотность воздуха. Весовая плотность при стандартных атмосферных условиях (на уровне земли при температуре +15 °С) равна =1.225 кг/м 3 . Но в аэродинамических расчётах часто используют массовую плотность воздуха, которая равна 0.125 кГ*с 2 /м 4 . В этом случае подъёмная сила Y получается не в ньютонах (Н), а в килограммах (кг). В книгах по аэродинамике не всегда имеются уточнения, о какой плотности и размерности подъёмной силы идёт речь, поэтому в спорных ситуациях нужно проверять формулы, сокращая единицы измерения.
Мифы и заблуждения
Объяснение подъемной силы крыла в рамках популярного мифа выглядит следующим образом:
- Крыло имеет несимметричный профиль снизу и сверху
- Непрерывный поток воздуха разделяется крылом на две части, одна из которых проходит над крылом, а другая под ним
- Мы рассматриваем ламинарное обтекание, в котором поток воздуха плотно прилегает к поверхности крыла
- Поскольку профиль несимметричен, то для того чтобы снова сойтись за крылом в одной точке «верхнему» потоку нужно проделать больший путь, чем «нижнему», поэтому воздуху над крылом приходится двигаться с большей скоростью чем под ним
- Согласно закону Бернулли статическое давление в потоке уменьшается с ростом скорости потока, поэтому в потоке над крылом статическое давление будет ниже
- Разница давлений в потоке под крылом и над ним и составляет подъемную силу
Но все мы, наверное, видели на авиашоу летающие «вниз головой» самолёты в перевёрнутом положении. Они не падают, а перевёрнутое крыло по-прежнему создаёт подъёмную силу.
В чем же причина ошибки? Оказывается, что в приведенном рассуждении совершенно неверен (и вообще говоря, просто взят с потолка) пункт №4. Визуализация потока воздуха вокруг крыла в аэродинамической трубе показывает, что фронт потока, разделенный на две части крылом, вовсе не смыкается обратно за кромкой крыла.
Проще говоря, воздух «не знает», что ему нужно двигаться с какой-то определенной скоростью вокруг крыла, чтобы выполнить какое-то условие, которое нам кажется очевидным. И хотя скорость потока над крылом действительно выше, чем под ним, это является не причиной образования подъемной силы а следствием того, что над крылом существует область пониженного давления, а под крылом - область повышенного. Попадая из области нормального давления в разреженную область, воздух разгоняется перепадом давлений, а попадая в область с повышенным давлением - тормозится. Важный частный пример столь «не-бернуллевского» поведения наглядно демонстрируют экранопланы: при приближении крыла к земле его подъемная сила возрастает (область повышенного давления поджимается землей), тогда как в рамках «бернуллевских» рассуждений крыло на пару с землей формируют нечто вроде сужающегося тоннеля что в рамках наивных рассуждений должно было бы разгонять воздух и притягивать за счет этого крыло к земле подобно тому, как это делается в схожих по смыслу рассуждениях о «взаимном притяжении проходящих на параллельных курсах пароходах». Причем в случае экраноплана ситуация во многом даже хуже, поскольку одна из «стенок» этого тоннеля движется с высокой скоростью навстречу крылу, дополнительно «разгоняя» тем самым воздух и способствуя еще большему снижению подъемной силы. Однако реальная практика «экранного эффекта» демонстрирует прямо противоположную тенденцию, наглядно демонстрируя опасность логики рассуждений о подъемной силе построенных на наивных попытках угадать поле скоростей потока воздуха вокруг крыла.
Напишите отзыв о статье "Подъёмная сила"
Примечания
Ссылки
- копия из веб-архива
Отрывок, характеризующий Подъёмная сила
– Другой штраф за галлицизм, – сказал русский писатель, бывший в гостиной. – «Удовольствие быть не по русски.– Вы никому не делаете милости, – продолжала Жюли к ополченцу, не обращая внимания на замечание сочинителя. – За caustique виновата, – сказала она, – и плачу, но за удовольствие сказать вам правду я готова еще заплатить; за галлицизмы не отвечаю, – обратилась она к сочинителю: – у меня нет ни денег, ни времени, как у князя Голицына, взять учителя и учиться по русски. А вот и он, – сказала Жюли. – Quand on… [Когда.] Нет, нет, – обратилась она к ополченцу, – не поймаете. Когда говорят про солнце – видят его лучи, – сказала хозяйка, любезно улыбаясь Пьеру. – Мы только говорили о вас, – с свойственной светским женщинам свободой лжи сказала Жюли. – Мы говорили, что ваш полк, верно, будет лучше мамоновского.
– Ах, не говорите мне про мой полк, – отвечал Пьер, целуя руку хозяйке и садясь подле нее. – Он мне так надоел!
– Вы ведь, верно, сами будете командовать им? – сказала Жюли, хитро и насмешливо переглянувшись с ополченцем.
Ополченец в присутствии Пьера был уже не так caustique, и в лице его выразилось недоуменье к тому, что означала улыбка Жюли. Несмотря на свою рассеянность и добродушие, личность Пьера прекращала тотчас же всякие попытки на насмешку в его присутствии.
– Нет, – смеясь, отвечал Пьер, оглядывая свое большое, толстое тело. – В меня слишком легко попасть французам, да и я боюсь, что не влезу на лошадь…
В числе перебираемых лиц для предмета разговора общество Жюли попало на Ростовых.
– Очень, говорят, плохи дела их, – сказала Жюли. – И он так бестолков – сам граф. Разумовские хотели купить его дом и подмосковную, и все это тянется. Он дорожится.
– Нет, кажется, на днях состоится продажа, – сказал кто то. – Хотя теперь и безумно покупать что нибудь в Москве.
– Отчего? – сказала Жюли. – Неужели вы думаете, что есть опасность для Москвы?
– Отчего же вы едете?
– Я? Вот странно. Я еду, потому… ну потому, что все едут, и потом я не Иоанна д"Арк и не амазонка.
– Ну, да, да, дайте мне еще тряпочек.
– Ежели он сумеет повести дела, он может заплатить все долги, – продолжал ополченец про Ростова.
– Добрый старик, но очень pauvre sire [плох]. И зачем они живут тут так долго? Они давно хотели ехать в деревню. Натали, кажется, здорова теперь? – хитро улыбаясь, спросила Жюли у Пьера.
– Они ждут меньшого сына, – сказал Пьер. – Он поступил в казаки Оболенского и поехал в Белую Церковь. Там формируется полк. А теперь они перевели его в мой полк и ждут каждый день. Граф давно хотел ехать, но графиня ни за что не согласна выехать из Москвы, пока не приедет сын.
– Я их третьего дня видела у Архаровых. Натали опять похорошела и повеселела. Она пела один романс. Как все легко проходит у некоторых людей!
– Что проходит? – недовольно спросил Пьер. Жюли улыбнулась.
– Вы знаете, граф, что такие рыцари, как вы, бывают только в романах madame Suza.
– Какой рыцарь? Отчего? – краснея, спросил Пьер.
– Ну, полноте, милый граф, c"est la fable de tout Moscou. Je vous admire, ma parole d"honneur. [это вся Москва знает. Право, я вам удивляюсь.]
– Штраф! Штраф! – сказал ополченец.
– Ну, хорошо. Нельзя говорить, как скучно!
– Qu"est ce qui est la fable de tout Moscou? [Что знает вся Москва?] – вставая, сказал сердито Пьер.
– Полноте, граф. Вы знаете!
– Ничего не знаю, – сказал Пьер.
– Я знаю, что вы дружны были с Натали, и потому… Нет, я всегда дружнее с Верой. Cette chere Vera! [Эта милая Вера!]
– Non, madame, [Нет, сударыня.] – продолжал Пьер недовольным тоном. – Я вовсе не взял на себя роль рыцаря Ростовой, и я уже почти месяц не был у них. Но я не понимаю жестокость…
– Qui s"excuse – s"accuse, [Кто извиняется, тот обвиняет себя.] – улыбаясь и махая корпией, говорила Жюли и, чтобы за ней осталось последнее слово, сейчас же переменила разговор. – Каково, я нынче узнала: бедная Мари Волконская приехала вчера в Москву. Вы слышали, она потеряла отца?
– Неужели! Где она? Я бы очень желал увидать ее, – сказал Пьер.
– Я вчера провела с ней вечер. Она нынче или завтра утром едет в подмосковную с племянником.
– Ну что она, как? – сказал Пьер.
– Ничего, грустна. Но знаете, кто ее спас? Это целый роман. Nicolas Ростов. Ее окружили, хотели убить, ранили ее людей. Он бросился и спас ее…
– Еще роман, – сказал ополченец. – Решительно это общее бегство сделано, чтобы все старые невесты шли замуж. Catiche – одна, княжна Болконская – другая.
– Вы знаете, что я в самом деле думаю, что она un petit peu amoureuse du jeune homme. [немножечко влюблена в молодого человека.]
– Штраф! Штраф! Штраф!
– Но как же это по русски сказать?..
Когда Пьер вернулся домой, ему подали две принесенные в этот день афиши Растопчина.
В первой говорилось о том, что слух, будто графом Растопчиным запрещен выезд из Москвы, – несправедлив и что, напротив, граф Растопчин рад, что из Москвы уезжают барыни и купеческие жены. «Меньше страху, меньше новостей, – говорилось в афише, – но я жизнью отвечаю, что злодей в Москве не будет». Эти слова в первый раз ясно ыоказали Пьеру, что французы будут в Москве. Во второй афише говорилось, что главная квартира наша в Вязьме, что граф Витгснштейн победил французов, но что так как многие жители желают вооружиться, то для них есть приготовленное в арсенале оружие: сабли, пистолеты, ружья, которые жители могут получать по дешевой цене. Тон афиш был уже не такой шутливый, как в прежних чигиринских разговорах. Пьер задумался над этими афишами. Очевидно, та страшная грозовая туча, которую он призывал всеми силами своей души и которая вместе с тем возбуждала в нем невольный ужас, – очевидно, туча эта приближалась.
Самолет - летательный аппарат, который во много раз тяжелее воздуха. Для того чтобы он летал, нужна совокупность нескольких условий. Важно чтобы сочетался правильный угол атаки с множеством различных факторов.
Почему он летает
По сути, полет летательного аппарата является итогом действия нескольких сил на самолет. Силы, действующие на самолет, возникают при перемещении воздушных потоков навстречу крыльям. Они повернуты под определенным углом. Помимо этого, они всегда обладают особой обтекаемой формой. Благодаря этому они и «становятся на воздух».
На процесс влияет высота полета самолета, а разгоняют его двигатели. Сгорая, керосин провоцирует выброс газа, который вырывается с огромной силой. Винтовые двигатели поднимают летательный аппарат вверх.
Об угле
Еще в 19 веке исследователями было доказано, что подходящим углом атаки является показатель в 2-9 градусов. Если же он окажется меньше, то сопротивления будет мало. В то же время расчеты подъемной силы показывают, что показатель будет маленьким.
Если же угол окажется круче, то сопротивление станет большим, и это превратит крылья в паруса.
Один из самых главных критериев в самолете - отношение подъемной силы к сопротивлению. качество, и чем оно больше, тем меньше энергии потребуется самолету при полете.
О подъемной силе
Подъемная сила является составляющей аэродинамической силы, она перпендикулярна вектору движения самолета в потоке и возникает из-за того, что поток обтекает аппарат несимметрично. Формула подъемной силы выглядит так.
Как возникает подъемная сила
В нынешних летательных аппаратах крылья - это статичная конструкция. Она сама не создаст подъемной силы. Поднятие тяжелой машины вверх возможно благодаря постепенному разгону для набора высоты полета самолета. В таком случае крылья, которые ставятся под острым углом к потоку, формируют разное давление. Оно становится меньше над конструкцией и увеличивается под ней.
И благодаря разнице в давлении, по сути, и возникает аэродинамическая сила, набирается высота. Какие показатели представлены в формуле подъемной силы? Используется несимметричный профиль крыла. На данный момент угол атаки не бывает больше 3-5 градусов. И этого хватает для того, чтобы современные летательные аппараты взлетали.
С момента создания первых летательных аппаратов конструкция их была в значительной мере изменена. На данный момент крылья обладают несимметричным профилем, верхний металлический их лист выпуклый.
Нижние листы конструкции ровные. Это сделано для того, чтобы потоки воздуха проходили без особых препятствий. По сути, формула подъемной силы на практике реализуется таким образом: верхние потоки воздуха проходят долгую дорогу благодаря выпуклости крыльев по сравнению с нижними. А воздух за пластиной остается в том же количестве. В итоге верхний продвигается быстрее, и там образуется область с более низким давлением.
Разница в показателях давления над крыльями и под ними вместе с работой двигателей и ведет к набору нужной высоты. При этом важно, чтобы угол атаки был в норме. В противном случае подъемная сила будет падать.
Чем скорость у аппарата больше, тем, согласно формуле подъемной силы, показатель последней больше. Если же скорость сравнялась с массой, летательный аппарат переходит в горизонтальное направление. Скорость создается работой двигателей летательных аппаратов. А если давление над крылом упало, это видно сразу невооруженным глазом.
Если самолет маневрирует внезапно, то над крылом появляется белая струя. Это конденсат водяного пара, который образуется из-за того, что давление падает.
О коэффициенте
Коэффициент подъемной силы является безразмерной величиной. Она напрямую зависит от формы крыльев. Также влияет и угол атаки. Применяют его, рассчитывая подъемную силу, когда известна скорость, плотность воздуха. Зависимость коэффициента от угла атаки отображается наглядно при летных испытаниях.
Об аэродинамических законах
Когда летательный аппарат передвигается, его скорость, другие характеристики движения меняются, как и характеристики воздушных потоков, которые его обтекают. Вместе с тем меняются и спектры обтекания. Это неустановившееся движение.
Чтобы лучше это понять, нужны упрощения. Это в значительной мере упростит вывод, а инженерное значение останется прежним.
Во-первых, рассматривать лучше всего установившееся движение. Имеется в виду, что потоки воздуха не будут меняться со временем.
Во-вторых, лучше принять гипотезу неразрывности среды. То есть в расчет не берутся молекулярные движения воздуха. Воздух рассматривается в качестве неразрывной среды с постоянной плотностью.
В-третьих, лучше принять, что воздух не вязок. Фактически его вязкость равняется нулю, а силы внутреннего трения отсутствуют. То есть из спектра обтекания удаляется пограничный слой, не берется в расчет лобовое сопротивление.
Владение главными аэродинамическими законами позволяет выстроить математические модели того, как летательный аппарат обтекается воздушными потоками. Оно же позволяет вычислить показатель основных сил, которые зависят от того, как распределяется давление по самолету.
Как управляют самолетом
Безусловно, чтобы процесс полета был безопасным и комфортным, одних крыльев и двигателя будет мало. Важно управление многотонной машиной. И очень важна точность руления в процессе взлета и посадки.
У пилотов посадка считается контролируемым падением. В ее процессе происходит значительное снижение скорости, и в итоге машина теряет высоту. Важно чтобы скорость была подобрана максимально точно для обеспечения плавности падения. Именно это приводит к тому, чтобы шасси касались полосы мягко.
Управление летательным аппаратом в корне отличается от управления наземным транспортным средством. Штурвал нужен, чтобы отклонять машину вверх и вниз, создавать крен. «На себя» означает набирать высоту, а «от себя» означает пикировать. Чтобы менять курс, нужно нажимать на педали, а затем с помощью штурвала корректировать наклон. Этот маневр на языке летчиков называется «разворотом» либо «виражом».
Чтобы машина могла разворачиваться, стабилизировать полет, в хвосте аппарата присутствует вертикальный киль. Над ним расположены «крылья», которые являются горизонтальными стабилизаторами. Именно благодаря им самолет не снижается и не набирает высоту самопроизвольно.
На стабилизаторы помещают рули высоты. Чтобы управление двигателем было возможным, у кресел пилотов поместили рычаги. Когда самолет взлетает, их переводят вперед. Взлетный режим означает максимальную тягу. Он нужен для того, чтобы аппарат набрал взлетную скорость.
Если тяжелая машина садится, рычаги отводятся назад. Это является режимом минимальной тяги.
Можно наблюдать, как перед тем как садиться, задние части больших крыльев опускаются вниз. Они называются закрылками и выполняют ряд задач. Когда самолет снижается, выпущенные закрылки притормаживают машину. Это не позволяет ей разгоняться.
Если самолет садится, а скорость не слишком большая, закрылки выполняют задачу создания дополнительной подъемной силы. Тогда высота теряется достаточно плавно. Когда машина взлетает, закрылки способствуют тому, чтобы самолет держался в воздухе.
Заключение
Таким образом, современные самолеты являются настоящими воздушными кораблями. Они автоматизированы, надежны. Их траектории движения, весь полет поддается достаточно подробному расчету.
Подъемную силу a можно рассматривать как реакцию воздуха, возникающую при поступательном движении крыла. Поэтому она всегда перпендикулярна направлению вектора скорости невозмущенного набегающего потока (см. рис.3.14-1).
а)
Рис.3.14-1 Подъемная сила крыла
Подъемная сила может быть положительной, если она направлена в сторону положительного направления вертикальной оси (рис.3.14-1,б), и отрицательной, если она направлена в противоположную сторону (рис.3.14-1,в). Это возможно на отрицательном угле атаки, например, в перевернутом полете.
Причиной возникновения подъемной силы является разность давления воздуха на верхней и нижней поверхностях крыла (рис.3.14-1,а).
Симметричные профили при нулевом угле атаки не создают подъемной силы. У несимметричных профилей подъемная сила может быть равна нулю только при некотором отрицательном угле атаки .
Выше была приведена формула подъемной силы: 
.
Формула показывает, что подъемная сила зависит:
От коэффициента подъемной силы C Y ,
Плотности воздуха ρ ,
Скорости полета,
Площади крыла.
Для более точного расчета подъемной силы крыла используется “вихревая теория” крыла. Такая теория была разработана Н.Е. Жуковским в 1906 г. Она дает возможность найти теоретическим путем наиболее выгодные формы профиля и крыла в плане.
Как видно из формулы подъемной силы, при неизменных и S подъемная сила пропорциональна квадрату скорости потока. Если при этих же условиях скорость потока будет постоянной, то подъемная сила крыла зависит только от угла атаки и соответствующей ему величины коэффициента .
При изменении угла атаки α будет изменятся только коэффициент подъемной силы .
Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки . Зависимость коэффициента подъемной силы C Y от угла атаки изображается графиком функции =ƒ(α) (рис.3.15).
Перед построением графика проводится продувка модели крыла в аэродинамической трубе. Для этого крыло закрепляется в аэродинамической трубе на аэродинамических весах и устанавливается постоянная скорость потока в рабочей части трубы (см.рис.2.8).
Рис. 3.15. Зависимость коэффициента от угла атаки
Затем коэффициенты C Y на соответствующих углах атаки рассчитываются по формуле: C Y = ,
где Y -подъемная сила модели крыла;
q -скоростной напор потока в аэродинамической трубе;
S -площадь крыла модели.
Анализ графика показывает:
На малых углах атаки сохраняется безотрывное обтекание крыла, поэтому зависимость =ƒ(α) прямолинейная, имеет постоянный угол наклона . Это означает, что коэффициент C Y увеличивается пропорционально увеличению угла атаки α.
На больших углах атаки усиливается диффузорный эффект на верхней поверхности крыла. Происходит торможение потока, давление понижается медленнее, начинается более резкое повышение давления вдоль профиля крыла. Это вызывает отрыв пограничного слоя от поверхности крыла (см.рис.2.4).
Срыв потока начинается на верхней поверхности крыла – сначала местный, а затем общий. Линейная зависимость =ƒ(α) нарушается, коэффициент увеличивается медленнее, и после достижения максимума ( max) начинает уменьшаться.
