Юный техник 1975-04, страница 68
Центр давления обычно сильно перемещается по поверхности профиля крыла при изменении его угла атаки, то есть Сд =f(а). Типичная диаграмма перемещения Ц. Д. вдоль хорды профиля крыла приведена на рисунке 2. Кривая имеет разрыв при угле атаки, соответствующем Су1 =0 (см. формулу 1). Ц. Д. уходит при этом в бесконечность. Происходит это потому, что при СУ1 = 0. коэффициент Стгф 0. Центр давления у крыла обычно смещеи немного вперед. Ои лежит где то в пределах Сд =25-ь 35% хорды профиля. Важное значение при отработке и испытании модели играют так называемые диаграммы устойчивости. Вид этих диаграмм зависит не только от формы н положения тела, но н от положения начала координат, относительно которого берется момент. Для реальной летающей модели начало координат берется в центре тяжести. Момент считается положительным, если он стремится повернуть летательный аппарат на пикирование, и отрицательным, если на кабрирование. На рисунке 3 приведена и кривая Су=ф(а). Из графика видно, что при Су =0 величина См не равна нулю. Она обозначается через СМо. Случай Су =0 соответствует отвесному пикированию модели самолета, при котором скорость V очень велика. Следовательно, при пикировании на крылья модели самолета действует скручивающий момент. pV2 МПИК — Сто ■ S 2 ' Ь> который вследствие большой вели- чины V бывает таким, что может даже сломать крылья. В авиации при расчете крыльев на прочность случаю пикирования уде- 5 «Юный техник* № 4 |
