книги из ГПНТБ / Микерин, И. К. Аэродинамика летательных аппаратов

нового кризиса,

поэтому положение центра давления

существенно

зависит от формы профиля и его относительной толщины

^

Универсальной кривой

х% =

^

^.'при закритических

числах

М „ не

существует.'Поскольку

t

зависит

от

^

и

с У ,

С

он будет

также

претерпевать резкие

изменения

при

M

> M кр^

К сожалению,

в закритическом

диапазоне

скоростей

нет

обтекания такого крыла является наиболее простой,

так как

поток,

обтекающий крыло, плоскопараллельный- В действитель­

ности

крылья имеют конечный

размах (или удлинение), что вносит

особенности

в схему обтекания крыла конечного размаха.

Так,

например, если

рассмотреть

обтекание

прямоугольно­

го крыла бесконечного размаха под углом атаки, то перепад

коэффициентов давлений между нижней и

верхней поверхностями

крыла

по размаху (рис. 6.20)

остается

величиной постоянной.

при

положительном

оС под крылом создается повышенное давле­

ние,

а над крылом -

пониженное. Так как по концам крыльев

н е т

никаких

перегородок, разделяющих нижнюю поверхность

от в е р х н е й ,

воздух

беспрепятственно будет перетекать из области

повышенно ­

го давления в зону

разрежения через боковую кромку к р ы л а ,

с п о ­

собствуя

тем самым .шравняваяию давления. Н е п о с р е д с т в е н н о

у

выравниваются полностью и перепад

коэффициентов давлений а Р =0.

Чем дальше сечение крыла отстоит

от концевой

хорды,тем

м е д л е н н е е

будет происходить процесс выравнивания давлений и т е м

больше

д Р = Р н - Р в (рис.6.20).Наибольшее

эначениедР

будет п о с е р е д и н е

Таким

образом,

скорость потока,

набегающего на крыло

конечного

размаха

V

отличается

от

Ѵ^,

по величине

и направлению. Величина

V

незначительно

отличается

от

Ѵ~. ,

так как

V -

— ^ — s= V

Однако

изменение

направления потока

приводит

к появлению

индуктивного

сопротивления.

На

основании

теоремы

Н.Е, Жуковского на крыло действует

сила

R

,

перпендикулярная

V

. Разложим ее на

составляющие:

У 1

и

Хі

по вектору V«* ( р и с . 6 . 2 4 ) .

Действительно

несущей силой

является

подъемная

сила

У

,

а сила

У і

направлена против движения крыла и является

составляющей

силы лобового

сопротивления. Так как ее

образо­

вание

связано

с

наличием

скорости,

индукцируемой вихрями,

то ее

называют индуктивным сопротивлением.

Следовательно, в отличие от обтекания прямоугольного

крыла

бесконечного

размаха

при обтекании

прямоугольного

кры­

ла конечного размаха дозвуковым потоком одновременно с воз ­

никновением подъемной силы

возникает

и сила лобового

сопротив­

ления

(не обусловленная вязкостью).

Определим

коэффициент

индуктивного

сопротивления

C^i'

Из

рис. 6.2"

У

=

R СОІ&

;

Xi

-

R

S i n ê .

При небольших

значениях

можно

положить:

с о ь а ъ і , • s i n e .

т о г д а

У * * ; * і * * б . * У е ,

Выразив

У

и

X і

через

аэродинамические

коэффициен­

ты,

получим

*і

=

« * L

^

* S

= C y £ ^ S f e

a

Çxi-Cy

£v

Заменим

£

на основании соотношения

(6.15)

к у^тем,

что

яо

теореме

Жуковского

и -

-

Э \/ г-Р - с н

—

Ь

а

, откуда

г-

=

Су

s

У -

Ѵ,_І 1

-

С У

Г

Подставив

значение

Г

в выраж.еыіе

для

6

,

а последнее-

в

С эс ;

, получим

Су

Су

£

t p î f l '

С х \ = Т Х

-

.

Однако

эти соотношения .справедлизы для

эллиптически

и

трапециевидных

крыльев. В

общем случае

можно

записать

e

c

p

= ^ ^ +

r

j

.

с х і

=

(иs),(6.164

где

_Д, = - g -

-

удлинение

кры/а,

T u

-

г справочные коэффициенты,

считывающие

форму крыла в плане. 1

Величины

Т

и

В

небольшие. Так

••.

для. прямо­

угольного

крыла

1 Гер-=е

0,18,

5" -^. 0,05.

Для

крыл1 -

ев другэй формы в плане эти коэффициенты меньше, чем для

прямоугольного.

Таким образом,

величина

пряио üp опорой овальна

и

обратно пропорциональна удлинению крыла.

Однако удлинение

крыла

оказывает

также

влияние на

M *Р

и

С ее 4

при

околозвуковых

скоростях

полета.

Это влиляие .

особенно

ощутимо

для

крыльев малых удлинений ( X

- 5.

) .

Так как у этих крыльев перетекание воздуха

распространяется

по

всему

размаху

крыла,.то давление в

местах наибольшего

Если

учесть, что

С.

у,

•

,

то выражение для

у f -

М^э

С у

преобразуется

к виду

С и

=

-

С

? ^

где

*

*

fèDZ]

Çy_^H.c.

(.6.18)

Соотношения

' б . 17) и (S.I3)

показывают,

что крі.вая

с У

имеет линейную зависимость,

а производная

Су падает при

уменьшении

'. Но эти соотношения

не позволяют устано­

вить

всю сложность зависимости

Су ( Д. ) . На рис. 6.26

при­

ведены

экспериментальные кривые

С! у ( Д )

для крыльев

различ­

1. Для крыльев больших удлинений

( J^-2 ) сохраняется

линейный характер зависимости коэффициента подъемной

силы

от угла атаки,

однако у крыльев

малых

удлинений эта

зависи­

мость нарушается. Для них кривые

Су

( оі )

приобретаю?

некоторую

5

- образность. Это объясняется

тем, что вслед­

силы. При больших

оС

торцевой

эффект приводит к

срыву

пото­

ка» который создает вихревое разрежение (подсос),

увеличиваю­

щее подъемную

силу.

2. При постоянном

значений

^

коэффициент

Су

падае*

с уменьшением

_д

(это следует

и из соотношения (6.17).

Причиной

падения Су является

торцевой эффект, в -резул*-

поверхностях

крыла. При уменьшении

Л

выравнивание

давле­

ния происходит более интенсивно и распространяется

на большую

часть поверхности

крыла.

3. В результате торцевого эффекта отрыв пограничного

слоя

затягивается

на большие

углы

атаки. Происходит «STO пото­

му,

что основной

поток как бы прижимается индуцируемым пото­

ком к поверхности

крыла и отрыв пограничного слоя

начинается

при большей его толщине. В результате

затягивания

отрыве

пограничного

слоя

увеличивается

°^кр , а при % >• \

с

уменьшением

%

растет

С-9так..

Однако при Д. -é I выравнивание

давления" происходит

настоль­

ко интенсивно, что С углах

падает

несмотря на увеличение

§ 6.14.

Влияние

угла

стреловидности передней

КРОМКИ

К

на аэродинамические ха ­

рактеристики

крала

При рассмотрении аэродинамических характеристик профиля

было установлено,

что на закритических

числах

происхо­

дит

интенсивный

рост

Сое

за счет волнового

сопротивления.

Уменьшение

С

и

%

приводит к некоторому увеличению Икр

и уменьшению

Схі,

. Однако

наиболее

эффективным

средством

преодоления волнового кризиса является применение стреловид­

ных крыльев.

Для выяснения особенностей обтекания стреловидных крыль­

ев рассмотрим скользящее кры?о бесконечного размаха

( р и с . 6 . 2 7 ) ,

то есть такое крыло, продольная

ось которого

Q0.1

составляет

2 И

'

N

угол

X

с перпендикуляром к вектору

скорости набегаю­

щего

потока

Ѵ<*,

.

Будем полагать, что

крыло набрано из оди­

наковых профилей.

Разложим ско^осѵь

на составляющие:

нормальную

Ѵ П

= MUCOSA

и касательную

W -

ѵ/^ Sin X"

к передней

кромке

и

будем рассматривать поток,

обтекающий

к р л о , состоящим

из

двух

течений: нормального и

скользящего

(касательного).

Скользящее

течение

со скоростью

V f

везде бучет равно­

меняться не

будут, следовательно, оно не

повлияет

и на

распре­

деление давлений. Течение со скоростью

Ѵ<г

окажет

влияние

лишь на сопротивление

трения.

Напротив, нормальное течение с° скоростью

Ѵгт

не

будет

равномерным,

так как

оно будет изменять

скорость

и давление

в зависимости от формы профиля и угла атаки в сечении по

нормали к Û Û ( ,

Однако

профиль

и , ? гол атаки в нормальном сечении

отли­

чаются от профиля и угла атаки, взятых

по потоку

( ~ и с . 6 . 2 8 ) .

нию

h

передней громки

над задней ( р и с . 6 . 2 8 ) .

Видно,

что W „

-jrn--itfx "

*** Ы*^сп*'

Таким образо* , аэродиьамические характеристикг скользяще­

го крыла будут создаваться в результате обтекания профиля

крыла под углом

атаки оі

/•

потоком со

скоростью Ѵп ,

Так

как скорость

V ц

,

влияющая па

характер распределения

потока

, то

я

проявление сжимаемости

у скользящего

крыла

начинается

при

больших числах

,

чем у прямого к р -

245