WPŁYW KSZTAŁTU STATKU POWIETRZNEGO NA WŁAŚCIWOŚCI AERODYNAMICZNE

WPŁYW KSZTAŁTU STATKU POWIETRZNEGO

NA WŁAŚCIWOŚCI AERODYNAMICZNE

Kształty aerodynamiczne, geometria profili

Wpływ poruszającego się powietrza na opływane przez nie ciało (lub
nieruchomego powietrza na ciało, które się w nim porusza -
pamiętajmy, ruch jest pojęciem względnym) można zaobserwować na
przykład wystawiając dłoń przez okno jadącego samochodu. To proste
doświadczenie pozwala zaobserwować kilka istotnych faktów i
wyciągnąć sporo ważnych wniosków. Im większa prędkość samochodu
(i jednocześnie powietrza), tym większe odczuwamy siły. Kierunek i
wartość siły zmienia się również w zależności od położenia dłoni: pęd
powietrza może ją ciągnąć w dół lub w górę i jednocześnie do tyłu -
albo wyłącznie do tyłu. Im większe pochylenie dłoni, tym bardziej
pionowo skierowana jest siła - ale po przekroczeniu pewnego kąta
pionowe działanie siły gwałtownie zanika. Ogólna wartość siły będzie
znacznie mniejsza, gdy zaciśniemy pięść - większa, gdy dłoń będzie
rozwarta. Taki „prywatny tunel aerodynamiczny” pozwolił nam właśnie
na własnej skórze zaobserwować działanie siły nośnej, oporu, wpływ
kąta natarcia i oderwanie strug.

Zachowanie się ciała w opływającym je powietrzu zależy przede

wszystkim od kształtu tego ciała. Kształty zapewniające pewne

pożądane właściwości (np. mały opór, dużą siłę nośną) nazywamy

kształtami aerodynamicznymi. W przypadku skrzydeł i usterzeń o

własnościach aerodynamicznych decyduje przede wszystkim kształt

przekroju równoległego do kierunku lotu, zwany profilem. W zależności

od przeznaczenia płata i pożądanych charakterystyk stosowane są różne

profile lotnicze - wklęsłowypukłe, płaskowypukłe, dwuwypukłe

niesymetryczne i symetryczne, laminarne itd.

Dla każdego profilu określa się pewne charakterystyczne

parametry. Są to:

- cięciwa (c) - odcinek określający długość profilu (szerokość płata),

łączący najbardziej wysunięte punkty profilu (dla profili

płaskowypukłych i wklęsłowypukłych jest to odcinek styczny do dolnych

części profilu),

- grubość profilu (g) - największa odległość między górnym a dolnym

obrysem profilu, mierzona prostopadle do cięciwy; najczęściej

podawana w procentach cięciwy,

- nosek - punkt profilu najbardziej wysunięty do przodu,

- ostrze - punkt profilu najbardziej wysunięty do tyłu,

- szkieletowa profilu - linia łącząca środki okręgów wpisanych w profil,

- strzałka (f) - największa odległość szkieletowej od cięciwy, również

podawana zwykle w procentach cięciwy,

- określa się także (w procentach cięciwy) położenie maksymalnej

grubości (X

) i strzałki profilu (X

) oraz promień zaokrąglenia noska i

ostrza.

Linia łącząca noski profili płata nazywa się krawędzią natarcia, zaś linia

łącząca ostrza profili to krawędź spływu.

Kąt zawarty między cięciwą a kierunkiem strug napływającego powietrza zwie

się kątem natarcia. Gdy krawędź natarcia skrzydła kieruje się ku górze,

kąt natarcia jest dodatni, gdy ku dołowi - ujemny.

Właściwości skrzydła zależą oczywiście nie tylko od jego profilu, ale również od

innych parametrów: powierzchni, rozpiętości, wydłużenia, obrysu, kąta

wzniosu i skosu, zbieżności, zwichrzenia geometrycznego.

Rozpiętość to odległość między końcówkami skrzydeł.
Obrys skrzydła może być prostokątny, trapezowy, eliptyczny, skośny, trójkątny

(delta) czy wreszcie mieszany (np. prostokątno-trapezowy).

Średnia cięciwa geometryczna to stosunek powierzchni płata do rozpiętości.
Wydłużenie to w przypadku skrzydła prostokątnego stosunek rozpiętości do

cięciwy, w przypadku skrzydeł o innych obrysach - stosunek kwadratu

rozpiętości do powierzchni.

Kąt wzniosu to kąt pomiędzy płaszczyzną prostopadłą do (podłużnej)

płaszczyzny symetrii szybowca a płaszczyzną cięciw.

Kąt skosu to dla skrzydła o stałej szerokości kąt między płaszczyzną

prostopadłą do cięciwy środkowego profilu a krawędzią natarcia (dla

skrzydła o zmiennej szerokości zamiast krawędzi natarcia bierzemy prostą

łącząca punkty znajdujące się w odległości ¼ cięciwy od krawędzi natarcia).

Zbieżność skrzydła to stosunek cięciwy końcówki skrzydła do cięciwy przy

kadłubie.

Ze zwichrzeniem skrzydła mamy do czynienia wtedy, gdy cięciwy profili w

różnych miejscach płata nie leżą na jednej płaszczyźnie.

Pod pojęciem sił aerodynamicznych rozumiemy siły i momenty

spowodowane poruszaniem się ciała w powietrzu.

Wartość i kierunek siły działającej na poruszające się w powietrzu

ciało - tzw. wypadkowej siły aerodynamicznej - zależy od
prędkości ruchu, wielkości (powierzchni) ciała, kształtu ciała i
jego ustawienia względem kierunku ruchu oraz od gęstości
powietrza. Dowiedziono, że wartość tej siły określa wzór:

R = ½ ρ S v² c

, gdzie

R - wypadkowa siła aerodynamiczna,

ρ - (ro) gęstość powietrza,
S - powierzchnia ciała,
v - prędkość ruchu,
c

- bezwymiarowy współczynnik siły aerodynamicznej.

Kierunek działania wypadkowej siły aerodynamicznej zależy
m.in. od aerodynamicznej charakterystyki profilu i kąta
natarcia. Siłę tę można jednak rozłożyć na dwie składowe:
prostopadłą do kierunku ruchu pożyteczną siłę nośną P

niekorzystną siłę oporu P

, równoległą do kierunku ruchu,

jednak skierowaną przeciwnie.

Wyobraźmy sobie skrzydło o profilu niesymetrycznym. Zauważmy,

że strumień powietrza opływający górną powierzchnię skrzydła
ma do pokonania drogę dłuższą niż dolny, zaś zgodnie z zasadą
ciągłości ruchu oba muszą to zrobić w tym samym czasie.
Wobec tego prędkość powietrza przemieszczającego się wzdłuż
górnej powierzchni skrzydła musi być większa, niż prędkość
strumienia opływającego jego dolną powierzchnię. Zgodnie z
prawem Bernoulliego, większej prędkości przepływu towarzyszy
mniejsze ciśnienie - i już mamy różnicę ciśnień na obu
powierzchniach skrzydła! Różnica ciśnień daje siłę nośną,
skierowaną do góry prostopadle do niezakłóconego kierunku
prędkości. Wspominając równanie Bernoulliego, możemy nawet
stwierdzić, że różnica ciśnień - i siła - jest zależna od gęstości
powietrza i kwadratu prędkości. Stąd już niedaleko do wzoru na
siłę nośną skrzydła:

= ½ ρ S v² c

, gdzie

- siła nośna,

ρ - (ro) gęstość powietrza,
S - powierzchnia skrzydła,
v - prędkość ruchu,
c

- bezwymiarowy współczynnik siły nośnej, zależny od kształtu

i kąta natarcia profilu.

Wspomniane na początku doświadczenie z dłonią wystawioną przez okno

jadącego samochodu pokazało, że siła nośna rośnie wraz ze wzrostem kąta

natarcia - spowodowane jest to rosnącą różnicą prędkości przepływów.

Zauważmy, że profil możemy również ustawić pod takim kątem, że

prędkości przepływów będą równe - zaniknie różnica ciśnień i siła nośna;

kąt taki zwany jest kątem zerowej siły nośnej. Przy kątach mniejszych

siła nośna będzie skierowana w dół. Niezerowe kąty natarcia spowodują

też powstawanie różnicy prędkości, ciśnień a więc i siły nośnej na profilu

symetrycznym.

Wracając do doświadczenia z dłonią, wzrost siły nośnej towarzyszy

wzrostowi kąta natarcia tylko do pewnego kąta, po przekroczeniu którego

siła nośna gwałtownie maleje. Spowodowane jest to oderwaniem strug

na górnej powierzchni profilu - kąt, przy którym siła nośna ma wartość

maksymalną, zwany jest kątem krytycznym. Warto dodać, że w

zależności od kształtu profilu, oderwanie strug może nastąpić stopniowo

bądź też bardzo gwałtownie - ten drugi przypadek jest typowy dla profili

laminarnych.

Opływowi powietrza wokół ciała towarzyszą także - niestety - opory, co

również łatwo stwierdzić doświadczalnie. Rozważmy najpierw opory

powstające na naszym nieskończenie długim skrzydle. Nietrudno sobie

uzmysłowić, że ciało o powierzchni gładkiej napotyka na opór mniejszy, niż

ciało chropowate, a ciało o kształtach bardziej zwartych stwarza mniejszy

opór niż ciało bardziej „rozłożyste”. Mamy więc do czynienia z oporem

tarcia i oporem kształtu.

Opór tarcia spowodowany jest lepkością opływającego skrzydło

powietrza - zauważmy, że cząsteczki powietrza stykające się ze skrzydłem

wskutek lepkości przylegają do niego, a więc mają względem niego

prędkość równą zeru; prędkość zbliżoną do prędkości przepływu

niezakłóconego mają dopiero cząsteczki znacznie od skrzydła oddalone.

W bezpośredniej bliskości powierzchni skrzydła znajduje się zatem

warstwa, w której prędkość powietrza rośnie od zera do prędkości

przepływu - jest to tzw. warstwa przyścienna. Jej grubość jest

najmniejsza na krawędzi natarcia i rośnie w stronę krawędzi spływu,

dochodząc do kilku milimetrów. Ze względu na różnice prędkości,

cząsteczki powietrza w warstwie przyściennej zderzają się ze sobą - tak

powstaje siła skierowana zgodnie z kierunkiem prędkości przepływu,

nazywana oporem tarcia.
Przepływ powietrza w warstwie przyściennej może mieć charakter

spokojny, warstwowy - czyli laminarny, dający mały opór, lub

turbulentny - czyli burzliwy, pełen zawirowań, powodujący opór

kilkakrotnie większy. Przepływ laminarny występuje zazwyczaj od

krawędzi natarcia skrzydła do maksymalnej grubości profilu, później zaś

staje się turbulentny. W celu zmniejszenia oporu tarcia stworzono więc

tzw. profile laminarne, odznaczające się przesunięciem maksimum

grubości do około połowy cięciwy (w profilach klasycznych maksimum

grubości znajduje się w ok. 1/4 cięciwy). Profile laminarne mają też

jednak swoje wady - wymagają utrzymania powierzchni skrzydła w

nienagannej czystości, a oderwanie strug następuje na nich bardzo

gwałtownie, nie są więc one stosowane w szybowcach szkolnych, a

jedynie w szybowcach wyczynowych.

Opór kształtu zależy od kształtu ciała (jak sama nazwa wskazuje), a

także od jego wielkości i położenia w stosunku do opływającego
powietrza. Oczywistą jego przyczyną są zderzenia cząsteczek
powietrza z czołową powierzchnią ciała oznaczające wzrost
ciśnienia, to jednak nie wszystko. Istotne jest również
ukształtowanie strony „zawietrznej” - bryły opływowe dają
minimalne zakłócenia przepływu, inne kształty wytwarzają za sobą
zawirowania, w których cząsteczki powietrza poruszają się ze
zwiększoną prędkością, a to, jak już wiemy, wiąże się ze spadkiem
ciśnienia. Zwiększona w ten sposób różnica ciśnień między
przednią a tylnią częścią ciała oznacza zwiększony opór.
Przykładem wpływu kształtu na opór niech będą współczynniki
oporu cx kilku brył: płaska płytka - 1,1, kula - 0,2, profil lotniczy -
0,04.

Wzór określający siłę oporu aerodynamicznego skrzydła ma postać:
P

=½ ρ S v² c

, gdzie

- siła oporu,

ρ - (ro) gęstość powietrza,
S - powierzchnia skrzydła,
v - prędkość ruchu,
c

- bezwymiarowy współczynnik siły oporu, zależny od kształtu i

kąta natarcia profilu.

Zauważmy, że w przypadku skrzydła o skończonej długości różnica

ciśnień na dolnej i górnej powierzchni skrzydła, konieczna dla

powstania siły nośnej, powoduje również przepływ powietrza z dołu

do góry wokół końcówki skrzydła. Towarzyszy temu

przemieszczanie się powietrza poprzecznie do kierunku ruchu

szybowca, wzdłuż skrzydła - na dolnej powierzchni w kierunku

końca, na górnej zaś w kierunku kadłuba. W wyniku tego

wypadkowy kierunek prędkości opływu skrzydła jest lekko

odchylony od kierunku ruchu szybowca, a za końcówkami skrzydła

powstają tzw. wiry brzegowe. Wprowadzenie powietrza w ruch

wirowy dokonuje się kosztem dodatkowego oporu, zwanego

oporem indukowanym. Podstawowym sposobem zmniejszenia

oporu indukowanego, stosowanym w szybowcach, jest duże

wydłużenie skrzydeł. Inny środek to dodatkowe, pionowe

powierzchnie aerodynamiczne na końcówkach skrzydeł,

wytwarzające różnicę ciśnień hamującą przepływ powietrza - tzw.

winglety - czy innego rodzaju rozpraszacze wirów brzegowych.
Oczywiście, skrzydło nie jest jedynym źródłem oporów szybowca -

opór stawia również kadłub, usterzenie, podwozie itd. Łączne

opory wszystkich części szybowca oprócz skrzydła nazywamy

oporem szkodliwym. Dodatkowo mamy do czynienia z tzw.

oporem interferencyjnym, wynikającym z wzajemnego

zakłócania opływów przez łączące się ze sobą elementy szybowca,

np. skrzydło i kadłub. Przy dużych - okołodźwiękowych -

prędkościach lotu w grę wchodzi jeszcze opór falowy.

Document Outline