книги из ГПНТБ / Павловский К.М. Практическая аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов учебное пособие
.pdf
|
|
|
|
- |
50 |
|
|
|
|
|
видной |
кромкой позже. |
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
Коэффициент |
Су |
при |
|||
|
|
|
|
|
М>-1 |
|
для |
тонкой пластин- |
||
|
|
|
|
|
ки (сверхзвукового профи |
|||||
|
|
|
|
|
ля )' определяется по фор |
|||||
|
|
|
|
|
муле: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
„ |
_ |
JdL |
0,01U° |
||
|
|
|
|
|
Gy |
|
|
==,^/лйT7’ |
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(2.14) |
|
|
|
|
|
Коэффициент бх |
равный |
||||
|
|
|
|
|
сумме С х в с / Сх т р е н |
|||||
|
|
|
|
|
при Ы>1 в основном за |
|||||
|
|
|
|
|
висит от волновой состав |
|||||
|
|
|
|
|
ляющей, которая опреде |
|||||
|
|
|
|
|
ляется |
по формуле: |
||||
|
|
|
|
|
„ • |
_ |
|
* |
|
|
|
|
|
|
|
ХВолн |
|
УА1* ~ ? |
(2.15) |
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
где С = |
-§ |
(рис. 2 .4 ) ; |
|
|
|
|
|
|
||
. Ид |
- коэффициент, |
зависящий от формы профиля |
(рис, 2.19), |
|||||||
На больших углах атаки уже при небольших сверхкритических |
||||||||||
числах М ввзникает интенсивный волновой кризис, |
сопровожда |
|||||||||
емый резким увеличкением Сх . Это является причиной того, |
||||||||||
что каждому числу М> |
МКр соответствует своя поляра, кото |
|||||||||
рая после соответствующего угла о£ (или Су |
) |
отклоняется |
||||||||
вправо |
(рис. |
2 ,1 6 ). |
При тех |
числах М, |
при |
которых волновой |
||||
кризис |
возникает уже |
на |
любом угле атаки |
, |
Сх восзрастает |
|||||
при всех значениях Су , |
т .е . поляра отходит |
вправо |
с |
|||||||
самого начала, так как |
каждому числу М соответствует своя |
|||||||||
величина Сх |
о |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
- SI -
|
Изгиб поляры определяется коэффициентам отвала 'А. По- |
|||
|
|
|
. кольну CL |
и А опреде |
|
|
|
ли |
|
|
|
|
ляют величину аэродина |
|
|
|
|
мического |
качества |
|
|
|
К moL% , ю |
о ростом чи |
|
|
|
сла М оно изменяется |
|
|
|
|
и особенно резко в тран |
|
|
|
|
сзвуковой зоне (рис. |
|
|
|
|
2*17), |
|
|
|
|
Критический угол атаки |
|
|
|
•^ис. 2.17 |
и угол начала тряски, а |
|
|
|
вместе с ними СутС1Х |
||
|
|
|
||
■\ С |
|
значительно снижаются. |
|
|
"Утр |
|
|
|
-52 -
§13. ВЛИЯНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОФИЛЯ
НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Как известно, основными геометрическими характеристиками профиля являются: относительная толщина С, относительная кривизна у 1- , очертания кромок и форма обводов профиля.
От величины относительной толщины зависит деформация струек воздушного потока.Малые значения -С у профилей крыла сверхзвуковых самолетов (С =0,06* 0,04 и менее) вызы
вают небольшие деформации струек, что способствует повышению Мкр (р и с .2 .1 8 ).и снижению СХо за счет волновой составляющей (формула 2 .1 5 ). Недостатком малых С является интенсивное снижение C-v и С„__ , а также уменьшение жесткости крыла.
Чем больше относительная кривизна, то есть, чем больше несимметрич ность профиля, тем большая его несущая способность и более вы сок Суи<хх. Но одновременно уве
личивается Сх и сильно смещает ся назад ЦД и фокус при увели чении угла атаки, что влечет нарушение пилотажных характери стик. У симметричного профиля эти смещения значительно мень
ше, а поэтому профили с малыми f широко применяются на сверхзвуковых самолетах. Однако низкие Су т ^при этом ухуд шают взлетно-посадочные, маневренные и некоторые другие летные характеристики.
Закругленная передняя кромка способствует образованию подсасывающей силы, что снижает Сх и до 30 % повышает Сул^ ,
по сравнению с заостренной кромкой.Но на сверхзвуке перед ней возникает мощный прямой скачок, резко повышающий Сх .
- 53 - |
|
Заостренная передняя кромка снижает С„ |
rtUQ |
Хволн |
’ но она не |
создает подсасывающей силы и влечет ранние срывы потока при
увеличении угла атаки. |
Однако этот недостаток может быть сни |
||||||
жен применением геометрической крутки, использованием авто |
|||||||
матически отклоняющегося носка крыла при увеличиении угла |
|||||||
|
|
ка~ & |
Задняя кромка кры |
||||
-=а32777777т^Д-_^ |
■1ГУЧ ■—О ■ |
ла обычно |
заострен |
||||
|
|
|
ная, но при числах |
||||
I к я~4й |
|
Кв=9,5& |
М>2 |
могут |
оказа- |
||
—т-г-гг7Т~?7777>-1, |
ться |
более |
выгод- |
||||
|
|||||||
|
|
|
ними закруглен- |
||||
Кя =533 |
|
Ка=10,67 |
ные |
задние |
кромки, |
||
/ / / / / |
■**г~ГТ (/{//'/ /.Тттт^ |
позволяющие |
при |
||||
|
|
|
менить более |
зао- |
|||
Рис. |
2.19 |
|
стренную переднюю |
||||
|
кромку без |
сниже- |
|||||
ния жесткости и прочности крыла. |
Очертания |
обводов профиля |
|||||
выбирают, исходя из желательного |
распределения давления по |
профилю, а также при.учете коэффициента Кв , от которого за висит Сх (формула 2 .1 5 ).
Минимальное значение Кв = 4 получается у ромбовидного профиля (рис. 2 .1 9 ). У чечевицеобразного-Кв = 5,33, но зато он обеспечивает увеличенные внутренние объемы крыла, оолъшую жесткость и прочность.
§ 14. ВЛИЯНИЕ УДЛИНЕНИЯ КРЫЛА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Уменьшение скоса потока при увеличении |
|
Л 1 |
|
удлинения |
|||
снижает Cx t и позволяет получить необходимый Су |
при мень |
||
шем угле |
атаки, то есть крутизна кривой Су |
( |
) и коэф |
фициент |
увеличивается ( с м .§ ,П ). Поляра |
крыла большего |
удлинения имеет меньший наклон вправо. Это означает, что аэро
- 5 4 -
динамическое качество (дозвукового самолета) при большем удлинении повышается. Но увеличивать удлинение беспредель
но нельзя по |
сообраиениям |
жесткости |
и веса |
конструкции. |
||||
|
При М >1, |
как уже отмечалось в § |
10, рациональными яв |
|||||
ляются крылья малых удлинений. Им присущи некоторые важ |
||||||||
ные |
достоинства. П р о с т р а н с т в е н н ы й |
х а |
||||||
р а к т е р |
о б т е к а н и я |
способствует |
выравниванию |
|||||
|
|
|
|
давлений |
как на |
поверхностях |
||
|
|
|
|
крыла, так и между нижней и |
||||
|
|
|
|
верхней поверхностями.Это затя |
||||
|
|
|
|
гивает |
срыв потока на |
большие |
||
|
|
|
|
углы атаки, повышаем МКр ,сни- |
||||
|
|
|
|
жает |
(рис. 2 .2 0 ), спо |
|||
|
|
|
|
собствует более |
благоприятному |
|||
|
|
|
|
протеканию кривой С? (М) в транс |
||||
|
|
|
|
звуковой зоне. Наряду с этим |
||||
|
|
|
|
крылья малых удлинений |
обладают |
|||
|
|
|
|
высокой жесткостью. |
|
|||
|
Основными недостатками таких крыльев являются: енаде- |
|||||||
ние |
сУтяхи увеличение |
<2i |
при М< I . |
|
|
|
||
|
Надо иметь в виду, что большие значения и Кр , допуска |
|||||||
емые |
аэродинамикой Д - |
крыла, |
не всегда могут быть |
исполь |
зованы, поскольку при них в полете ухудшается обзор , а при
посадке требуются длинные стойки |
шасси. |
|
|||
§ 15. ВЛИЯНИЕ СТРЕЛОВИДНОСТИ КРЫЛА НА |
|||||
|
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ |
||||
Воздушный поток |
набегает на |
крыло |
со |
скоростью. V . |
|
Однако картина давлений на профиле зависит.от нормальной |
|||||
к передней кромке составляющей Y |
(рис. |
2,21)., называемой |
|||
эффективной |
скоростью обтекания. |
|
|
|
|
Если |
Vft < CL , |
то говорят, |
что |
крыло имеет дозвуковую |
|
аэродинамическую кромку, а если |
\/n > |
СС |
~ сверхзвуковую. |
||
Из рис, 2,21 а |
видны следующие зависимости: |
Ч г = V /c,05/ = = \/ sm (tlO -X j = \/ sL n $ = а А /Sin
55 |
- |
|
Отсюда следует, что если Msmi)< 1 |
, то кромка будет |
|
дозвуковой, а при M sim )> d |
- сверхзвуковой. |
Таким образом, чем боль ше стреловидность, тем до больших скоростей по лета картина обтекания будет дозвуковой.
Это позволяет у стрело видных и треугольных кры льев применять закруг ленную переднюю кромку и использовать ее досто инства при значительных, сверхзвуковых скоростях. Концевой эффект перете кания воздуха и взаимо влияние обтекания (ин терференция) крыла и
фюзеляжа несколько умень шают эффект стреловидно сти, но все же она дает весьма ощутимые резуль таты.
Надо иметь в виду также то, что даже появившийся перед стреловидным крылом прямой скачок для всего крыла является косым, так как его фронт будет под углом ^ к набегающему
потоку. Это значительно снижает Сх .
Процесс обтекания крыла со стреловидной кромкой характерен нарушением плоскопараллельности потока: вследствие того, что ближе к фюзеляжу поток встречает крыло раньше, чем на кон цах крыла, струйки потока, обтекая крыло, искривляются (рис. 2.21 б ). Получается "размытый" по обтекаемой поверхнос
ти поток, что влечет выравнивание давлений на ней. Это повы шает Мкр(рис. 2 .2 2 ), так как давление и температура в кри
- 56 -
тических сечениях повышаются, что влечет увеличение местных скоростей звука. Одновременно это способствует более плавному протеканию Су и Сх в трансзвуковой зоне (рис. 2 .1 5 ).
Основными недостат ками стреловидно сти являются: пере текание погранич ного слоя вдоль размаха, благода ря составляющей скоробти Ут . Это влечет "набухание" погранслоя и ран ний брив его с
увеличиением угла атаки, особенно на концах крыла, что нару шает характеристики устойчивости и управляемости. Для сгла живания этого недостатка приходится применять аэродинами ческие гребни, снижающие перетекание погранслоя. Кроме этого, снижается Сушях , что ухудшает связанные с этим летные
характеристики; ухудшается эффективность механизации и элеронов, размещенных на задней кромке под углом к набегающему потоку; более трудно обеспечить достаточную жесткость крыла.
Теперь рассмотрим особенности аэродинамики треугольного крыла малого удлинения.
Т р е у г о л ь н о е к р ы л о сочетает в себе до стоинства крыла малого удлинения и стреловидности передней кромки, но оно более жесткое благодаря большой корневой хор де. ^то позволяет применять профиль с малыми значениями С при большей абсолютной толщине в центральной части.Наличие стреловидной передней кромки усиливает эффект пространствен ного обтекания, что еще больше повышает МКр и снижает пере текание пограничного слоя вдоль размаха. В ряде случаев мож но обойтись без аэродинамических гребней или применить не большие гребни на передней части профиля в консольной части крыла. Прямая задняя кромка повышает эффективность элеро нов и механизации.
- 5 7 -
Основными недостаткамитреугольного крыла являются почти все недостатки крыла малого удлинения и-стреловидной кромки, но в более выраженной форме. Кроме того, треугольное крыло обладает слабыми способностями гасить поперечные колебания, что влечет ряд особенностей пилотажных характеристик, особен но на больших высотах и сверхзвуковых скоростях.При до звуковых скоростях треугольное крыло имеет большое индуктив ное сопротивление и поэтому нерационально.
В заключение отметим, что если летательный аппарат рас считан для применения в основном на таких больших скоростях,
при которых |
Vf1> |
, то в |
этом |
случае стреловидность |
теряет |
|
свой смысл - |
треугольное |
крыло |
т огд<х, |
не имеет |
аэро |
динамических преимуществ перед таким прямым крылом малого удлинения, у которого большое сужение ( € конц: 6 корн) •
§ 16. ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА С ИЗМЕНЯЕМОЙ СТРЕЛОВИДНОСТЬЮ
Крыло с изменяемой стреловидностью ("ИСО наиболее полно удовлетворяет требованиям к сверхзвуковому самолету вообще и к многоцелевому самолету, в частности. По образному выраже нию заслуженного летчика - испытателя Федотова, изменяя стре ловидность в полете, летчик как бы пересаживается на каче ственно другой самолет.
Все аэродинамические особенности самолета с НИСП вытека ют из тогб, что при увеличмении стреловидности уменьшается размах, удлинение и относительная толщина крыла.Так,например,
при |
схеме, |
приведенной |
на рис. 2 .23, |
увеличение |
угла X от' |
10° |
до 100° |
уменьшает |
размах более, |
чем втрое, |
а удлинение |
и относительную толщину - примерно |
в 10 раз. Это влечет су |
щественные изменения коэффициентов |
Сх и С . Коэффициент |
V |
(2.16) |
г д е . А з ал - коэффициент отвала |
поляры с учетом балансиров |
- 58 -
ки самолета |
( |
см. § 2 1 ). При |
|
I коэффициент |
очень |
||||||||||
мало |
зависит |
от |
стреловидности |
(рис.2 .2 2 ). |
Коэффициент |
Абал |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
весьма существен |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
но зависит от |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
угла |
X |
|
и |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
числа М. С уве |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
личением |
этих |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
величин |
он |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
увеличивается |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(рис. |
2.24 |
а ). |
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
В результате |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
аэродинамичес |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
кое качество с |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
учетом баланси |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ровки |
- |
кбал |
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
при малых до |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
звуковых |
скро- |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
стях |
у |
самоле |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
та "ИС" может в |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
два и более ра |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
за превышать |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
качество |
самоле |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
та с |
неподвиж |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ным |
крылом ма |
|||
лого |
удлинения |
(рис. |
2.24 б ). |
Поэтому те режимы полета, |
ко |
||||||||||
торые требуют большого качества К, необходимо выполнять при |
|||||||||||||||
малой стреловидности. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
При М~ |
0,8 |
и более |
Сх |
и к$ап |
начинают интенсивно |
|
|
||||||||
возрастать. |
При этом |
Сх^ имеет |
меньшее |
значение |
и менее |
рез |
|||||||||
ко увеличивается |
при |
больших углах |
X |
• |
Это |
означает, |
что |
||||||||
с ростсЯз скорости целесообразно стреловидность увеличивать. |
|||||||||||||||
Коэффициен Абал |
с |
увеличением |
угла |
X |
возрастает. Ха |
||||||||||
рактерно, что |
с |
ростом |
числа |
М разность |
коэффициентов |
|
|
- 5 9 -
при различных углах стреловидности плавно уменьшается и при
некотором числе М> 2 она равна нулю. |
|
|
|
|
|
Отсюда можно заклю |
|||
|
чить, что при набо |
|||
|
ре |
высоты и разго |
||
|
не, когда число М |
|||
|
возрастает, целесо |
|||
|
образно |
плавно |
уве |
|
|
личивать |
стреловид |
||
|
ность, доводя ее до |
|||
|
максимума на крей |
|||
|
серских высотах |
и |
||
|
сверхзвуковых скоро |
|||
|
стях полета. на сни |
|||
|
жении стреловидность |
|||
|
нербходимо изменять |
|||
|
в |
обратном порядке. |
||
Рис. 2.24 |
Эффект "ИС" может |
быть усилен применением геометрической крутки крыла, которая значительно снижает индуктивное сопротивление при М < I , благодаря подсасывающей силе.Большой эффект крутки получа ется у крыла с дозвуковой передней кромкой в том случае, когда стреловидность по передней кромке меньше угла конуса
слабых возмущений ty7 |
(рис, 2 .2 1 ). |
|||
Для всех существующих |
схем самолетов с "ИС" можно от |
|||
метить следующий регламент |
использования стреловидности |
|||
(рис. |
2 .2 5 ): |
|
|
|
|
1. При взлете, полете |
на дальность и продолжительность,34 . |
||
а также |
при посадке используется максимальный размах (/- мал^» |
|||
|
2. |
На крейсерском |
сверхзвуковом полете на больших вы |
|
сотах |
самолет имеет умеренный размах и большой угол ^ . |
|||
|
3. При сверхзвуковом полете на малой высоте использу |
|||
ется |
самый большой угол |
|
и самолет имеет минимальный размах» |