2982

Стреловидность крыла, как правило, бывает прямой, когда концы крыла смещены назад по отношению к корневому сечению.

Если кромки крыла имеют изломы или криволинейны, то угол стреловидности меняется вдоль размаха крыла.

Одной из особенностей работы стреловидного крыла в потоке воздуха является использование эффекта скольжения (рис. 10.2).

Пусть на прямоугольное крыло бесконечного размаха набегает поток воздуха

со скоростью V1 , перпендикулярной к его

передней кромке. В этом случае при обтекании крыла получится определенное распределение давления по хорде , которое окажет влияние на аэродинамические силы. Далее предположим, что данное крыло обтекается вдоль размаха

другим потоком со скоростьюV2 . Скорость V2

не оказывает влияния на распределение давления по поверхности крыла и на другие характеристики (если не учитывать вязкого трения в пограничном слое).Очевидно, что

результирующая скорость V V1 V2 направлена к плоскости симметрии крыла под углом , называемым углом скольжения.

Рис. 10.2

Картина не изменится, если результирующая скорость будет параллельна первичной скорости V1 , а крыло повернуто на угол .

Таким образом, обтекание скользящего крыла эквивалентно косому обтеканию прямоугольного крыла.

151

Нормальная и касательная составляющие скорости обтекания скользящего крыла соответственно равны

V1 V cos β , V2 V sin β .

Следовательно, при скольжении обтекание профиля крыла в нормальном к образующей крыла сечении определяется не скоростью

V , а ее составляющей V1 . которая меньше скорости V в cosраз.

Если теперь для профиля сохранить тот же угол атаки, что и для прямого крыла, то картина распределения давления по профилю

Так как при одинаковой скорости потока, набегающего на прямое и скользящее крыло, местные скорости на поверхности скользящего крыла меньше, то волновой кризис на скользящем крыле наступит при больших скоростях полета.

При небольших углах скольжения величину критического числа М у скользящего крыла бесконечного размаха в первом приближении можно определить по формуле

скользящего и прямого крыльев.

Работа стреловидных крыльев имеет сложный характер, и эффект скольжения на них используется не полностью.

На стреловидном крыле достаточно большого удлинения можно условно выделить области I, II, III.

В центральной части крыла (область I) вследствие взаимного влияния сечений левой и правой консолей местный угол скольжения уменьшается и на некотором участке становится

равен нулю. Это явление, называемое срединным эффектом, несколько снижает эффект скольжения что сказывается на аэродинамических характеристиках стреловидного крыла.

Эффект скольжения также существенно снижается и в концевой части крыла (область III), где имеет место значительное отклонение линий тока на поверхности крыла.

В области II с более равномерным по размаху течением линии тока незначительно отклоняются от плоскости XOY и угол

152

скольжения по воей величине близок к углу стреловидности .

Эту область стреловидного крыла можно рассматривать как скользящее крыло.

10.3. Влияние формы крыла в плане на характер его обтекания сверхзвуковым потоком газа

Так же, как и при дозвуковых скоростях, в сверхзвуковом потоке форма крыла в плане существенно влияет на характер обтекания, что обусловливает отличие аэродинамических характеристик крыла конечного размаха от характеристик профиля в сверхзвуковом потоке.

Однако влияние концевых эффектов, стреловидности и величины удлинения при сверхзвуковых скоростях будет отличаться от влияния этик факторов на характер обтекания при дозвуковых скоростях.

Рассмотрим влияние концов крыла на обтекание средней части прямого крыла (рис.10.3).

В сверхзвуковом потоке зона возмущений вызванных концами крыла, ограничивается двумя конусами возмущения с вершинами в передних точках боковых кромок. Угол полураствора конуса, как известно, определяется из соотношения

Рис. 10.3

Вне конусов возмущения поток не возмущен и влияние концевых эффектов не ощущается.

153

Если в дозвуковом потоке влияние концевых эффектов сказывается на обтекании всего крыла, то в сверхзвуковом потоке влияние концов сказывается лишь на площадях S' .

где - удлинение крыла .

Следовательно, влияние концевых эффектов на величину аэродинамических коэффициентов зависит от величины

сказывается влияние концевых эффектов на аэродинамические характеристики крыла.

Весьма существенное влияние на характер обтекания крыла имеет величина угла стреловидности крыла.

Предположим, что тонкое стреловидное крыло обтекается сверхзвуковым потоком под малым углом атаки. В этом случае любая точка крыла, в том числе и любая точка на передней кромке, является источником малых возмущений.

Эти возмущения от каждой точки распространяются внутри

Если имеет место такая картина обтекания, что все конусы Маха лежат на крыле, то передняя кромка обтекается в этом случае невозмущенным сверхзвуковым потоком, поскольку все возмущения не выходят за пределы конусов Маха (рис. 10.4) .

Передняя кромка в этом случае называется сверхзвуковой. Если передняя кромка лежит внутри конусов Маха, то поток

еще до встречи с передней кромкой проходит через зону возмущения.

154

16.Смирнов А.И. Аэроупругая устойчивость летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1980.

17.Фабрикант Н.Я. Аэродинамика, М.: Наука. 1964. 18.Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя/ :Пер. с нем. М.:

Наука,1969.

19.Эшли X. Инженерные исследования летательных аппаратов / :Пер. с англ. М.: Машиностроение, 1980.

159