книги из ГПНТБ / Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник

счет специальных конструктивных мероприятий. Поскольку суже­ ние, как и стреловидность, увеличивает аэродинамические нагруз­ ки концов крыла и уменьшает их в его средней части, стреловид­ ные крылья, как правило, выполняются с небольшими, близкими к единице сужениями.

Основным средством задержки концевого срыва является при­ менение на концах крыла профилей с более высокими значениями

Для предотвращения перетекания пограничного слоя в область концевого эффекта на верхней поверхности крыла устанавлива­ ются аэродинамические гребни (рис. 4.19). Одновременно они на­ сколько спрямляют линии тока в плоскости xOz, чем ослабляют концевой эффект.

Эффективным средством сглаживания срединного эффекта яв­ ляются наплывы на передней кромке (рис. 4.20). Увеличивая стре­ ловидность средней части крыла, наплыв увеличивает и деформа­ цию линий тока в плоскости xOz. В результате уже вблизи плоскости симметрии крыла линии тока становятся примерно экви­ дистантными линиям тока на середине полуразмаха и областьсре-

120

динного эффекта сужается. Так как наплывы вызывают дополни­ тельное сужение струек в плоскости хОу, то разрежения над кры­ лом увеличиваются и смещаются вперед.

На некоторых самолетах применяются уступы на передней кромке крыла (рис. 4.21). За счет перетекания воздуха через торец уступа здесь образуется вихрь. Он захватывает и выносит' за зад­ нюю кромку пограничный слой, сползающий со средней части

деление нагрузки по размаху, ослабляя и концевой, и срединный эффекты.

В современном самолетостроении широко используются тре­ угольные крылья, у которых малое удлинение сочетается с боль­

У треугольного крыла отсутствуют самостоятельные торцевые кромки, а угол Хз стреловидности по задней кромке равен нулю.

Передние кромки треугольного крыла логично называть переднебоковыми. Через них как через передние кромки осуществляется основной вход потока на крыло, на них же протекают все процессы, характерные для боковых кромок: перетекание воздуха с нижней поверхности на верхнюю, сопровождающееся частичным выравни­

вых кромок распространяется на сравнительно небольшие конце­ вые участки и вызывает лишь некоторые, чисто количественные изменения суммарных аэродинамических характеристик, то в слу­ чае треугольного крыла вся его площадь оказывается в зоне влия-

121

пия переднебоковых кромок и суммарные аэродинамические ха­ рактеристики имеют не только количественные отличия, но и ка* чественные, принципиальные особенности.

Выравнивание давлений между нижней и верхней поверхно­ стями крыла приводит к уменьшению несущей аэродинамической нагрузки (к уменьшению площади эпюры коэффициентов давле­ ния) при заданном угле атаки, что проявляется в существенном уменьшении производной с*.

Характерно, что в результате выравнивания давлений в зна­ чительной степени сглаживаются пики разрежения (рис. 4.23), Это обусловливает уменьшение положительных градиентов давле-

ния на заднем скате верхней поверхности крыла, следствием чего является задержка развития срыва потока при увеличении угла атаки. При достаточно малом удлинении критический угол атаки треугольного крыла может достигать 35—40°.

Естественно, что благодаря сглаживанию пиков разрежения воздушная нагрузка более равномерно распределяется по верхней поверхности крыла. Как принято говорить, эпюра коэффициентов давления становится более полной. В результате даже при значи­ тельно меньшем пике разрежения суммарная сила разрежения, действующая на верхнюю поверхность крыла на околокритических углах атаки, увеличивается. Это является одной из причин суще«

выше, чем у прямого крыла большого удлинения с таким же про* филем.

Кроме того, более равномерное распределение нагрузки по профилю обусловливает некоторое смещение аэродинамического фокуса и средней аэродинамической хорды треугольного крыла назад.

Поперечное (по нормали к плоскости хорд) движение воздуха через переднебоковые кромки треугольного крыла обусловлено не только перетеканием сравнительно небольшой воздушной массы с его нижней поверхности на верхнюю под действием разности сил

122

давления, но и тем, что через эти же кромки осуществляется во­ обще вход потока на крыло. •

Разложив скорость V*, невозмущенного потока на состав­

скорость Vх sin а мала. Так как крыло имеет весьма небольшие размеры в направлении этой скорости, то число Рейнольдса Ren

Рис. 4.25. Образование вихрей на треуголь­ ном крыле

в поперечном обтекании тем более мало (по сравнению с числом Re = —-— полного потока). В этих условиях переднебоковые

кромки обтекаются плавно. С увеличением угла атаки число Re„ возрастает и обтекание кромок становится срывным.

Естественно, что на срывное поперечное обтекание кромок на­ кладывается продольное (со скоростью Vк cos а) движение воз­ духа. Поэтому образующиеся при обтекании кромок вихри не сно­ сятся поперечным потоком, как это было схематично показано на рис. 4.24, а прижимаются к крылу. У кромок, где нарушилось плавное обтекание, образуется интенсивное вихревое течение (рис. 4.25). Уже при сравнительно небольших углах атаки проис­ ходит местный отрыв потока и сход вихря. Вблизи задней кромки с крыла сходит еще один вихрь. За крылом вихри переплетаются, образуя общий вихревой шнур.

В результате затрат энергии потока на вихреобразование воз­ никает дополнительная разность давлений между нижней и верх­ ней поверхностями крыла. Равнодействующая этих дополнитель­ ных сил давления есть приращение нормальной силы крыла ДУ, (см. рис. 4.24). Эту силу можно рассматривать как лобовое сопро­ тивление крыла в поперечном обтекании и соответственно запи­ сать в виде

р (V„ Sin а)2

а r 1 —сх л° 2 '

123

и приращение индуктивного сопротивления крыла

&Qt = A Y1 sin а = сх nSq^ sin3 а.

Принимая для приближенного анализа sina = a и cosa=l, ви­ дим, что приращение коэффициента подъемной силы за счет срывного поперечного обтекания (его часто называют нелинейной со­ ставляющей коэффициента с у )

тельности, Acj,~0,27. Наличие этой составляющей наряду с более

Зависимость су(а) у треугольных крыльев в общем случае не­ линейна (рис. 4.26). Как уже говорилось, величина производной с* уменьшается за счет выравнивания давлений между нижней и

С увеличением угла атаки в изменении производной с* име­ ются две противоположные тенденции: тенденция к увеличению

124

профилей, а следовательно, и числа Re сечений малы, и усугуб­ ляется проявлением концевого эффекта. С дальнейшим увеличением угла атаки область срыва постепенно расширяется к плоскости симметрии крыла. При удлинениях X крыла около 1,5 и менее первая тенденция оказывается более существенной: с увеличением

чески за счет большой корневой хорды и более выгодного распре­ деления нагрузок по размаху необходимые прочность и жесткость треугольного крыла можно обеспечить при значительно меньшей

крыльев показано на рис. 4.27.

§ 4.9. Влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические

характеристики крыла при дозвуковом обтекании. Критическое число М крыла

На реальном крыле, как и на крыле бесконечного размаха, за счет проявления сжимаемости воздуха с увеличением числа происходит постепенное увеличение разрежений около верхней по­ верхности и увеличение избыточных давлений вблизи ЛИНИИ ртах- Наибольшее местное значение числа М в любом сечении крыла

125

соответствует точке pm in. Здесь сжимаемость воздуха проявляется наиболее сильно, в связи с чем общее увеличение разрежений над крылом при увеличении числа М„ сопровождается более рельефным выделением, заострением пиков разрежения.

Из сказанного следует, что по мере увеличения числа М и в любом сечении крыла производная с* постепенно возрастает, ве­ личины а.' и с'утау, уменьшаются, а величины с'ж0, х'д и х'Р оста­ ются неизменными. Принципиально также изменяются перечислен­ ные параметры и для всего крыла в целом. Однако наряду с этими

Рис. 4.28. Влияние сжимаемости воздуха на распределение нагрузки по размаху крыла

общими явлениями крылья конечного размаха имеют и существен­ ные особенности. За счет скоса потока истинные углы атаки сече­ ний крыла меньше геометрических. Соответственно меньше мест­ ные скорости и местные числа М около верхней поверхности кры­ ла, и сжимаемость воздуха проявляется слабее, чем на крыле бесконечного размаха при таких же значениях Мы,- и а. Чем мень­ ше удлинение крыла, тем больше углы скоса потока в его сечениях^и тем плавнее изменяются его аэродинамические характери­ стики с увеличением числа Мт е .

Для стреловидных крыльев зависимость с» ( М ю ) становится еще более плавной за счет эффекта скольжения, а у, треугольных крыльев, сочетающих в себе стреловидность с малым удлинением, проявление сжимаемости воздуха сглаживается настолько, что изменения с* при Мт е <! 0,7-7-0,8 практически вообще можно не учитывать.

Скос потока меняется по размаху крыла. В сечениях, где углы скоса меньше, истинные углы атаки и местные числа М на верхней поверхности больше, чем на других участках крыла. Поэтому сжи­ маемость воздуха здесь проявляется сильнее. В результате с уве­ личением числа М ж неравномерность распределения воздушной нагрузки по размаху крыла усугубляется (рис. 4.28). Преимуще­ ственный рост пиков разрежения в наиболее нагруженных сече­ ниях крыла приводит к тому, что угол атаки а т р , при котором на-

126

чинается срыв потока в этих сечениях, с увеличением числа М„ уменьшается быстрее, чем на других участках. Поэтому уменьше­ ние критического угла атаки и коэффициента с у т а х крыла сопро­ вождается расширением области срывного обтекания (рис. 4.29). Последнее явление особенно характерно для стреловидных и тре­ угольных крыльев, имеющих ярко выраженную область концевого эффекта. Усиление неравномерности распределения нагрузки по размаху крыла может вызвать также увеличение (обычно незна­ чительное) коэффициента индуктивности А.

ла. При некотором значении Мт е местное число М в точке рт\п

наиболее нагруженного сечения достигнет единицы. Применяя формально определения критической скорости и критического чис­ ла М профиля, это значение числа М м следовало бы назвать кри­ тическим числом М данного крыла. Однако такое определение было бы нелогичным и практически неудобным.

при котором начинаются кризисные изменения суммарных аэроди­ намических характеристик. Различие между двумя указанными числами М, которое в ряде случаев может быть достаточно боль­ шим, обусловлено двумя обстоятельствами. Во-первых, начало развития волнового кризиса на отдельных, часто очень малых уча­ стках крыла может оказаться совершенно несущественным для

для образования местного скачка уплотнения даже в отдельных, наиболее нагруженных сечениях. Дело в том, что поверхности рав­

127

составляющая местной скорости V sin 9 = V cos Х-m j n остается до­ звуковой, волны давления, обусловленные торможением потока на заднем скате крыла, беспрепятственно распространяются вперед. Минимально необходимым условием образования местного скач­

бесконечного размаха с таким же профилем), а у стреловидных и

как при заданном суммарном значении су на крыле обязательно

Кромку крыла называют дозвуковой, звуковой или сверхзву­ ковой в зависимости от величины нормальной к ней составляю^ щей скорости невозмущенного потока.

При сверхзвуковой кромке возмущения, создаваемые ее точка­ ми, не могут распространяться от крыла вперед. Поэтому сверх­ звуковая передняя кромка встречает невозмущенный поток и раз­ деляет его на две части, обтекающие крыло сверху и снизу. Непо­ средственно у кромки образуются головные скачки уплотнения — присоединенные, если кромка острая, и отсоединенные, если кром­ ка закруглена. Отличие от крыла с прямой передней кромкой со­ стоит в том, что при одинаковой конфигурации скачка уплотнения в плоскости хОу на стреловидном крыле его поверхность накло­

чем больше угол стреловидности крыла по передней кромке %и. Та­ ково проявление эффекта скольжения при сверхзвуковых стрело­ видных кромках.

При дозвуковой кромке возмущения от различных ее точек уходят вперед и их фронты, наклоненные к вектору скорости не­ возмущенного потока под углом [x = arcsin , остаются парад* дельными друг другу (рис. 4.32). Перед крылом образуется воз-

128

мущенная зона, в которой воздух, прежде чем он встретится с передней кромкой, плавно тормозится. В сечениях, достаточно уда­

токе. С приближением к плоскости симметрии возмущенная зона сужается, торможение потока становится все более интенсивным, число столкновений молекул на единице длины линий тока уве-

тока при встрече с телом конечных размеров не может быть плав­ ным. Теперь мы установили, что перед стреловидным крылом, во всяком случае, в сечениях, достаточно удаленных от плоскости симметрии, сверхзвуковой поток тормозится плавно. Противоречия здесь нет. Придавая крылу достаточную стреловидность, мы вы­ нуждаем поток взаимодействовать не сразу со всем крылом, а с

цы пересекают фронты волн повышенного давления, идущих не от данного сечения крыла, а от последовательного ряда точек перед­ ней кромки, расположенных ближе к плоскости симметрии.

Закругленная дозвуковая передняя кромка не рассекает пото­ ка, как сверхзвуковая, а плавно обтекается воздухом, как в дозву* ковом потоке. В сужающейся части струйки .около носка крыла (рис. 4.33) происходит разгон дозвуковой нормальной составляю­ щей скорости, в связи с чем здесь образуются достаточно большие