Физика процессов аэродинамики

Рассмотрим крыло, находящееся под небольшим углом атаки:

1. В результате взаимодействия крыла и потока создаются зоны:
a. Повышенное давление снизу (наветренной стороне крыла) из-за частичного торможения и изменения направления набегающего потока;
b. Пониженного давления сверху из-за эжекции газа из затенённой зоны проходящим рядом с ним;

2. Затем следует подсасывание проходящего сверху потока к хвостовой поверхности крыла в результате «эффекта Коандэ» и перетекание газа из зоны повышенного давления газа (снизу) в зону более низкого (наверх);

3. В результате перетекания зона повышенного давления локализуется под крылом, а пониженное давление смещается вперёд на носок крыла и перетекание становится устойчивым и интенсивным.

Перпендикулярный крылу поток движущийся снизу вверх поджимается набегающим потоком к носку крыла, что увеличивает его скорость и эжектирующую способность.

Моделирование показывает, что физически вокруг крыла не существует никаких циркуляционных процессов, кроме паразитных вихрей неудачной геометрии профиля крыла.

 

Модель струйного течения

Суммарная масса движущихся в струе частиц растёт, а их средняя скорость уменьшается. В окружающем струю пространстве создаётся зона с пониженным давлением. Она заполняется молекулами из более удалённых районов с нормальным давлением. Струя, находящаяся между зонами нормального и пониженного давления, под действием давления в окружающей среде будет отклоняться в область низкого давления, и прижиматься к обтекаемой поверхности. Это и есть эффект Анри Коанде, описавшем его в 1910 году. Этот эффект влияет на безотрывность обтекания потоком крыла, пока его скорость не станет равной нулю.

При безотрывном обтекании выпуклой поверхности крыла она испытывает действие подсасывающей силы со стороны потока.

 

Вертикальное струйное течение эжектирует набегающий поток. При этом происходит сложение скоростей взаимодействующих потоков одновременно с поджатием струйного течения набегающим и уменьшения его динамического давления на носок аэродинамического профиля.

Эжектирующий поток не только сносит набегающий поток, что уменьшает суммарное давление на носок и верхнюю поверхность крыла, но и сам поджимается к поверхности крыла набегающим потоком и давлением окружающей среды. Таким образом причиной появления подъёмной силы является эффект эжекции при обтекании выпуклой поверхности крыла.

Эжектирующий поток, вынужденный двигаться по кривой определенной формой поверхности, испытывает воздействие силы инерции (центробежной силы), пытающийся оторвать поток от поверхности крыла. Центробежная сила, действующая на обтекающий поток, через подсасывание в результате эжекции, передаётся поверхности крыла. Этот фактор вносит значительный вклад в уменьшение сопротивления крыла набегающему потоку и появления подъёмной силы на верхней поверхности крыла, которая на верхней поверхности крыла может в несколько раз превышать подъёмную силу, образуемую на нижней поверхности крыла.

К срыву может привести большой угол атаки крыла, что приводит к повышению давления под крылом, увеличения скорости потока и, как следствие – увеличение центробежной силы.

Возможность срыва с верхней, хвостовой, поверхности крыла возникает при потере скорости обтекающего потока и, как следствие, чрезмерном увеличении толщины пограничного слоя, что способствует вихреобразованию и срыву потока. Моделирование показало осуществимость бессрывного обтекания крыла специального профиля в широком диапазоне рабочих улов атаки.

 

Щелевое крыло

Продувки макета щелевого крыла показали увеличение подъёмной силы С_у до 2.2 при углах атаки до 26⁰. Катастрофического срыва не происходит при увеличении угла атаки до 35⁰.

Таким образом, физическими причинами появления подъёмной силы на крыла ЛА являются:
1. Повышение давления под крылом при наличии угла атаки;
2. Возникновение перетекающего потока перед носком крыла;
3. Эффект эжекции перетекающим потоком, взаимодействием перетекающего потока и давления окружающей среды (эффект Коанде);
4. Центробежные силы, действующие на обтекающие потоки и передающиеся на крыло через «эффект Коанде».