Добавил:

ivanov666 Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Башкирский Государственный Аграрный Университет

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

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

.pdf

Скачиваний:

103

Добавлен:

27.10.2023

Размер:

21.97 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 1314 / 4914 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 > Следующая >>>

разрежения. Тангенциальная составляющая скорости, направлен ная вдоль прямолинейных образующих крыла, при этом остается постоянной и, следовательно, никакого влияния на рассматривае

мое явление		не оказывает.
Равнодействующую			Яподс дополнительных	разрежений, дейст
вующих	на	переднюю часть крыла при закругленной дозвуковой
передней	кромке, называют п о д с а с ы в а ю щ е й				с и л о й. Ее со
ставляющие		в поточной	системе координат	A Q i	и ДУ вызывают

уменьшение индуктивного сопротивления и увеличение подъемной силы, что, конечно, выгодно.

У стреловидного и треугольного крыльев передняя кромка ос


тается	дозвуковой, пока угол	слабых		возмущений			(л = arcsin
больше	угла «р = 90° — Хп при вершине			крыла. По мере				увеличения
		числа	Мое		угол	р.	непрерывно
		уменьшается			и границы			возмуще
		ний, идущих от различных точек
		передней		кромки, приближаются к
		крылу.		Возмущенная			зона		перед
		крылом		постепенно		сужается,			тор
		можение		потока		становится			все
Рис. 4.33. Подсасывающая сила		более	интенсивным,			ударным.			При
		некотором			числе	М з в . п ,		которое
		будем		называть		звуковым			по

передней кромке, границы возмущений накладываются друг на друга и ложатся на переднюю кромку крыла. В этот момент тор можение потока перед всей передней кромкой становится чисто ударным, образуется явно выраженный головной скачок уплот нения. Так как при числе M 0 0 = M S B . п р. = у, то и

	1
	Sin [X ==М,	sin у =	cos х„.
откуда	следует, что
	МЗ Я . „ == • 1					(4.21)
		cosxn
С дальнейшим увеличением числа			передняя		кромка ста*
новится	сверхзвуковой.
§ 4.11. Аэродинамические		характеристики		прямого
	крыла при смешанном и сверхзвуковом обтекании
С того момента, как на линии		p m I n	в наиболее		нагруженной
части крыла местная скорость достигает скорости				звука,		здесь на
чинается	формирование местной . сверхзвуковой			зоны		и скачка
уплотнения.
Кризисные явления в каждом сечении развиваются принци
пиально	так же, как и на крыле	бесконечного размаха.				Поэтому

130

и суммарные аэродинамические характеристики крыла, в общем, претерпевают качественно такие же изменения: интенсивное уве

личение коэффициента схо,	некоторое увеличение, а	затем	падение
производной с*, сдвиг аэродинамического фокуса		назад,	умень
шение критического угла	атаки и коэффициента	с и т а х .	Однако

за счет уменьшения истинных углов атаки, неодновременного раз вития волнового кризиса вдоль размаха и влияния боковых кро мок изменения перечисленных параметров здесь меньше по вели чине и протекают более плавно. Естественно, что чем меньше удлинение и больше сужение крыла, тем сильнее его аэродинами ческие характеристики в области волно вого кризиса отличаются от соответствующих характеристик профиля.

Отдельно следует остановиться на изменении индуктивного сопротивления крыла, которое для профиля не рассма тривалось. Если при некотором числе Мсо>Мк р , когда на верхней поверхности крыла уже имеется местная сверхзвуко вая зона (рис. 4.34), увеличить угол атаки, то критические сечения струек смещаются вперед, а их расширение за

		а г > а ,
п	. „.	„	,
р и с	4 3 4		объяснению


этим	сечением	усиливается. Это при-	у в е л и ч е н и я		индуктивного
ВОДИТ	К расширению сверхзвуковой		сопротивления		при	смешан -
зоны, увеличению местной скорости воз-			ном	обтекании		крыла
духа перед скачком и повышению интен				коэффициента су
сивности самого		скачка. В результате увеличение

сопровождается увеличением коэффициента сх. Логично рассуж дать так: для увеличения подъемной силы потребовался дополни тельный разгон воздуха над крылом, дополнительная скорость воздуха гасится на скачке уплотнения, соответственно имеются и дополнительные потери механической энергии.

По аналогии с вихревым индуктивным сопротивлением волно вое сопротивление, связанное с образованием подъемной силы, на

зывают в о л н о в ы м	и н д у к т и в н ы м	с о п р о т и в л е н и е м .
Его. коэффициент схви	как и коэффициент	cXi, интенсивно воз

растает с увеличением су. При смешанном обтекании строгой про

порциональности между				cXSi и	с2	нет, в связи с чем	коэффициент
индуктивности		крыла	А	здесь	является функцией не		только чис
ла M w )	но и самого		коэффициента			су.	на заднюю
При	М « 1	местные		скачки	уплотнения выходят

кромку, а около передней кромки, которая на прямом крыле сразу

же становится сверхзвуковой, образуется головной			скачок	(при
соединенный — при	острой	и отсоединенный — при	закругленной
кромке).
Боковые кромки	крыла	при любом числе М ж остаются		дозву

ковыми, и осуществляющееся через них взаимодействие между ча

стями потока	под и над крылом оказывает существенное	влияние
б*	'	131

на обтекание участков S' (рис. 4.35), отсекаемых волнами возму щений, идущими от концов передней кромки.

Если на остальной площади крыла, где взаимного влияния между нижней и верхней поверхностями крыла нет, давление рас пределяется как" на крыле бесконечного размаха, то на участках S' происходит выравнивание давлений между нижней и верхней по верхностями, а также между обеими поверхностями и окружаю щим потоком. Это, конечно, сказывается на характеристиках крыла: во-первых, при нулевой подъемной силе несколько сокра

щается разгон воздуха	около участков S' крыла, вследствие чего
q	здесь снижается интенсив

*Л

Рис. 4.35. Прямое крыло в сверх

звуковом потоке


ность	хвостового		скачка и
уменьшается		(по	сравнению
с профилем)		коэффициент
с* в о;	во-вторых,		примерно
наполовину		уменьшается
подъемная сила участков S',
что вызывает		существенное

уменьшение производной Су

всего крыла; в-третьих, аэродинамический фокус крыла несколько смещается вперед от носительно средины САХ; в-четвертых, увеличивается суммарный коэффициент индуктивного сопротивления; это обусловлено двумя непосредственными причинами: наличием вихревого индук тивного сопротивления, связанного с вихреобразованием на до звуковых торцевых кромках (которого у профиля нет), и увели чением волнового индуктивного сопротивления.

Создавая подъемную силу, профиль испытывает в сверхзвуко* вом потоке дополнительное сопротивление, коэффициент которого пропорционален величине су и углу атаки а. Это сопротивление имеет волновую природу и отражает потери энергии на головном скачке при торможении невозмущенного потока около нижней по верхности и на хвостовом скачке — при торможении потока, до полнительно разогнавшегося около верхней поверхности профиля. Так как и торможение потока под крылом, и его разгон над кры лом необходимы для образования подъемной силы, то в соответ ствии с принятой терминологией сопротивление, о котором здесь

идет речь, будем		называть в о л н о в ы м и н д у к т и в н ы м со
п р о т и в л е н и е м		п р о ф и л я . Поскольку в сверхзвуковом по
токе	4а	ТО
	Ум*
		1

V Ж1

а = 'Г Используя эту формулу, выражение коэффициента волнового

индуктивного сопротивления	профиля можно привести к	виду
сх в I р — су	V M i — 1	(4.22-1)
сх в I р — су	р а —	(4.22-1)

132

Отсюда	следует, что коэффициент схы	бесконечного	крыла
(профиля)	в сверхзвуковом потоке при любом числе		= const

строго пропорционален с2 и что коэффициент индуктивности про филя

		- 4	"	(4.22-2)
непрерывно возрастает			с	увеличе
нием Moo-			S'
Поскольку участки				не	до
дают	подъемную	силу,	чтобы		по
лучить	заданное суммарное значе
ние коэффициента		су,	необходимо

увеличить угол атаки, при этом

соответственно		возрастает		и коэф
фициент	волнового		индуктивного
сопротивления.
Чем	меньше	удлинение		крыла,
тем большая		часть	его	площади

приходится на участки 5' при лю бом фиксированном числе М<х>. Следовательно, тем больше и рас смотренные выше отличия аэро динамических характеристик крыла от соответствующих характеристик профиля.

С увеличением числа М м угол слабых возмущений р. и площадь участков S/ уменьшаются, аэроди намические характеристики кры ла приближаются к аэродинамиче

ским	характеристикам	профиля
(рис.	4.36).

/2 Мое

Рис. 4.36. Влияние удлинения и числа М~ на аэродинамические характеристики крыла

§ 4.12. Аэродинамические характеристики стреловидного крыла при смешанном и сверхзвуковом обтекании

Как уже говорилось, за счет эффекта скольжения критическое число М стреловидного крыла при равных прочих условиях боль ше, чем у прямого. По той же причине местный скачок уплотнения

уже сразу после его образования, непосредственно за линией pm in. будучи прямым в плоскости хОу, в плоскости xOz наклонен к,век тору полной скорости под острым углом ф = 90°—%рт 1 п - Этот на клон скачка, приводящий к снижению его интенсивности, сохра няется на протяжении всей области волнового кризиса. Выход ме стного скачка уплотнения на заднюю кромку происходит не при

133

М«,==1 (как на прямом крыле), а при М э в 3	^ — ~ — , когда нор-
	cos Хз

мальная относительно этой кромки составляющая скорости невоз мущенного потока достигает скорости звука.

Таким образом, за счет эффекта скольжения режимы смешан ного обтекания стреловидного крыла охватывают не только диа

пазон	чисел M w	от МК р до единицы, но и область сверхзвуко
вых	скоростей	потока (полета), в которой передняя и задняя

кромки остаются дозвуковыми, а интенсивность местных скачков уплотнения при одинаковом их положении относительно носка САХ на стреловидном крыле ниже, чем на прямом. Соответствен но аэродинамические характеристики стреловидного крыла в об ласти смешанного обтекания протекают более плавно.

Исходя из сказанного можно было бы ожидать, что кризисные изменения аэродинамических характеристик стреловидного крыла

закончатся	при Мх — М з в . п . Однако это не так. Дело в том, что
особенности	волнового кризиса стреловидного крыла обусловлены

не только эффектом скольжения. Одним из существенных обстоя тельств является то, что в области концевого эффекта из-за до полнительного увеличения местных скоростей волновой кризис на

чинается раньше	и развивается интенсивнее, чем на основной ча
сти крыла. В области срединного эффекта деформация линий тока
в плоскости xOz	приводит к уменьшению местных скоростей на

верхней поверхности крыла, но по той же причине критические

сечения	струек здесь	смещаются назад и стреловидность по ли
нии ртщ	практически	падает до нуля. Неодновременное развитие

местных сверхзвуковых зон и скачков уплотнения на различных участках крыла делает изменения его аэродинамических характе

ристик	еще	более плавными, особенно в начале области волнового
кризиса.
Другим		существенным	обстоятельством является то, что при
М т е > 1	возмущенная зона		перед крылом сужается. Здесь вблизи

вершины крыла и особенно при закругленной кромке на очень малых отрезках линий тока осуществляется сильное торможение воздуха. Как уже говорилось, оно протекает неизоэятропно и со провождается потерями механической энергии. Эти потери энер гии увеличиваются с увеличением числа Мт е , но потери, отнесен ные к единице скоростного напора, которые определяют коэффи-


цивнт		волнового сопротивления, уже при некотором числе М«><
< М З В . П		начинают	уменьшаться.	В	результате		коэффициент сх0
имеет		максимум	при числе М „ (	большем единицы,				но значитель
но	меньшем М з в . п .
	Перемещение аэродинамического фокуса заканчивается при
полной		ликвидации подсасывающей силы, т. е. при						=Мз в .п.
	Коэффициент индуктивности крыла при переходе от дозвуко
вого к		сверхзвуковому обтеканию			и	с дальнейшим		увеличением
М л	непрерывно		возрастает за	счет		волновой	составляющей.

134

С увеличением

числа Mm

при

сверхзвуковых

кромках,

по мере

того как

наклон

скачков

плоскости

хОу

приближается

углу

их

наклона

плоскости

xOz,

аэродинамические

ха

рактеристики

стреловидного

крыла

приближаются= 90° — х

характеристикам

прямого крыла.

Характерно, что в широком диа

пазоне

чисел

Мое

производная

с*

стреловидного

крыла

больше,

чем

•у прямого (а коэффициент индук-'

тивности

соответственно

меньше).

Это

преимущество

стреловидного

крыла

перед

прямым

объясняется

эффектом

скольжения,

который,

ухудшая

несущие

свойства

крыла

при

дозвуковом

обтекании,

улуч

шает их

при

сверхзвуковом

обте

кании.

Сравнение

основных

аэро

динамических характеристик

прямо

го,

стреловидного

треугольного

крыльев представлено

на

рис.

4.37.

§ 4.13. Аэродинамические

характеристики

треугольного

крыла при смешанном

и сверхзвуковом обтекании

Для

качественного

анализа

аэродинамических

характеристик

треугольного

крыла

будем

считать,

что пики разрежения на его

верх

ней

поверхности

во

всех

сече-

Рис.

4.37.

Аэродинамические

ха

' ниях лежат на одной прямой

(ли

рактеристики

прямого,

треуголь

ния Pmin), которая при малых

углах

ного и стреловидного

крыльев

атаки

числах

М<х><^ М к

при

мерно

совпадает

с линией

с ш

а х

максимальных толщин

(рис. 4.38).

Тогда

за

счет

проявления

эффекта

скольжения

критическое

чис

ло

треугольного

крыла

окажется

примерно

таким

же, как

у стреловидного крыла

при

равных углах ^ - m i n

стреловидности

по

указанной

линии.

Если, не учитывая специфику обтекания отдельных участков

крыла,

предположить,

что

процессе

развития

волнового

кри

зиса фронты местных скачков уплотнения остаются плоскими, то,

как видно из рис. 4.38,	углы наклона	этих скачков в	плоско
сти xOz с приближением	к задней кромке увеличиваются.		Поэтому
интенсивность скачков,	определяющаяся	произведением	sin 9,

135


при	увеличении числа			будет повышаться		значительно быстрее,
чем	на стреловидном			крыле. Скачки быстрее перемещаются на
зад и выходят на прямую					заднюю кромку	треугольного крыла
при		M ^ ^ l , как	и на	прямом крыле. Соответственно в диапазоне
чисел		Мт с от М к р	до	М =1	и кризисные изменения аэродинами

ческих характеристик треугольного крыла протекают интенсивнее, чем у стреловидного, но не в такой степени, как следовало бы ожидать исходя из рассмотренной схемы развития местных сверх звуковых зон и скачков уплотнения. Некоторое смягчение волно вого кризиса треугольного крыла в указанном диапазоне чисел М», особенно заметное при больших углах атаки, обусловлено малым его

	х	'X
Рис. 4.38.	Схематизация	развития сверх-
' звуковой	зоны на треугольном крыле

удлинением, приводящим к сглаживанию пиков разрежения, вы

равниванию местных скоростей и т. п.
При М м = 1 местные скачки выходят	на заднюю кромку	кры
ла и превращаются в хвостовой скачок	уплотнения. Однако за
счет большой стреловидности по передней	кромке головного	скач
ка в этот момент еще нет. С дальнейшим	увеличением числа

одновременно развиваются два процесса: постепенное уменьшение угла наклона (в плоскости хОу) и ослабление хвостового скачка и постепенное формирование головной ударной волны. При этом существуют и две противоположные тенденции в изменении коэф фициента схо'- тенденция к его уменьшению за счет ослабления хвостового скачка и тенденция к его росту за счет увеличения потерь энергии в зоне интенсивного торможения воздуха перед

передней кромкой. Поскольку при				числах М № , близких к едини
це,	хвостовой		скачок уплотнения	еще практически прямой и на
нем	в	преобразованиях участвует		вся кинетическая	энергия	пото
ка,	а	в зоне	торможения перед	крылом — лишь	небольшая	(за

счет большого угла Хп) ее частьч, соответствующая нормальной со ставляющей скорости, то с дальнейшим увеличением числа

первая тенденция оказывается более сильной: рост коэффициен-

136

та сх0 быстро замедляется и уже при М«,= 1,05-f-1,2 начинает уменьшаться. Однако за счет второй тенденции падение этого

коэффициента до	= М З В . П протекает значительно медленнее,
чем у стреловидного	крыла.

Перемещение аэродинамического фокуса назад, как и на стре ловидном крыле, продолжается до тех пор, пока существует под сасывающая сила, обусловленная плавным обтеканием передних

кромок,

т.

е. до Мт е

М з в . „ =

В отличие от стреловидного крыла у треугольного крыла нет

боковых кромок,

которые оставались

бы дозвуковыми при

>М3 в.п. Поэтому с дальнейшим

увеличением числа

характери

стики

треугольного

крыла

быстрее,

чем

стреловид

ного,

приближаются

ха

рактеристикам

профиля.

Сравнение

аэродинамиче

ских характеристик

крыльев

различной

формы,

плане

показано на рис. 4.37.

Зная,

как

изменяются

величины

сх0

А,

легко

представить

себе

преобразо

вание

поляры

данного

кры

ла

увеличением

числа

(рис.

4.39).

До

чисел

max

Моо = 0,4-^0,5

проявление

Рис.

4.39.

Преобразование поляры крыла

сжимаемости

воздуха

мож

с увеличением числа М ^ (сетка поляр)

но

вообще

не

учитывать.

Естественно,

что

поляра

крыла

на

этих

режимах

обтекания

никаких

преобразований

не

претерпевает.

дальнейшим

увеличением

сжимаемость

воздуха

проявляется

все сильнее, однако коэффициенты сх0

и А,

входящие

уравнение

поляры

сх = сх0

+ Ас*

еще

остаются

не

изменными. Поэтому форма поляры остается прежней. Следует лишь иметь в виду, что за счет увеличения производной су тем же точкам поляры (тем же значениям коэффициента су) соответствуют

все меньшие углы		атаки. Кроме того, в	связи с уменьшением зна
чений c W T p	и С у ш а х	верхняя часть поляры постепенно опускается и
смещается	вправо	(например, при Мо о =	0,7 на рис. 4.39).

Если критическое число М задано применительно к углу атаки <хо, то при несколько меньшем (на 0,15—0,25) числе начинается

развитие волнового кризиса на критическом угле атаки. Каждому числу в диапазоне от указанного выше до критического со ответствует определенное значение коэффициента су, для которого данное число М ж является критическим. При большем значении су

137

на крыле развивается волновой кризис,				коэффициент сх		возра
стает на	величину	с х в , поляра отклоняется вправо.
При	Мт с = М к р	на крыле	наблюдается	развитый	волновой кри
зис при	любом значении су,		кроме су = 0.	Поэтому	поляра,	соот

ветствующая критическому числу М, лишь своей вершиной сопри касается с исходной полярой, построенной без учета сжимаемости воздуха.

В диапазоне чисел от М 1 ф до некоторого числа М^, ко

торому соответствует максимум коэффициента сх0, увеличение сх0 обусловливает перемещение вершины поляры вправо, а возраста ние коэффициента индуктивности — увеличение ее наклона вправо.

При еще больших числах.М„ коэффициент сх0 начинает умень шаться и вершина поляры снова отодвигается влево. Так как при этом коэффициент индуктивности крыла продолжает возрастать, то увеличивается и наклон поляры в сторону больших значе ний сх.

§ 4.14. Аэродинамические характеристики фюзеляжа

Фюзеляж предназначен для соединения всех частей самолета и размещения кабин экипажа, топливных баков, основной массы

оборудования, вооружения и грузов.					На	многих		самолетах, в фю
			зеляже			размещается			и	силовая
			установка — двигатели,						агрегаты и
			системы,			обслуживающие				их	ра
			боту.		Создание			аэродинамических
			сил,	как правило,				не входит			в чи
in	1-ср _		сло	основных			функций		фюзеляжа,
			однако такие силы неизбежно воз
			никают			и	не	учитывать			их
Рис. 4.40.	Схематизация	формы	нельзя.
	фюзеляжа		Фюзеляжи				современных				само

			летов		обычно		имеют		форму		тел
вращения	или близкую к ней. В общем					случае		фюзеляж		можно
разделить	на три части	(рис. 4.40): носовую (или головную), сред
нюю (или цилиндрическую)			и хвостовую (или					кормовую).

Основными критериями геометрического подобия фюзеляжа, влияющими на его аэродинамические характеристики, являются:

— удлинения фюзеляжа и его частей:

1	(4.23)

" м

где dM — диаметр миделева (т. е. максимального поперечного) се чения;

угол go конусности носовой части;

138

относительная донная (кормовая) площадь:

с _ 5д _ (dA	у	(4.24)
		(4.24)

где d}l — диаметр донного среза.

При определении аэродинамических коэффициентов изолиро ванного фюзеляжа действующие на него силы относят к площади

миделева сечения SM-				•Kdt		Например:
					X ф
Лобовое			сопротивление		фюзеляжа			при		а = 0 в общем случае
состоит		из	сопротивления		трения		<ЗфТр,		сопротивления		давления
боковой		поверхности		фюзеляжа			<2фб		и	донного сопротивле
ния	(2 Ф Д :
			(Зфо	=	0.фгР	+	0-фб	+	0 . Ф л		(4.25-1)
или	в	коэффициентах:
			ьх ф 0 —vx ф тр ~Ь Сх ф б ~"Ь							ф д'	(4.25-2)

Коэффициент сопротивления трения фюзеляжа, как и для крыла, определяется через коэффициент трения пластинки cf:

сх

ф тр

5б

(4.26)

где

YJA

— поправочный

коэффициент,

учитывающий кривизну по

верхности и задаваемый обычно в зависимости от удли

нения

фюзеляжа

(рис. 4.41);

— площадь

боковой

поверхности фюзеляжа.

Сопротивление

давления

боковой

по-

верхности фюзеляжа создается только но-

совой и кормовой частями. На цилиндриче

ском

участке

образующие

параллельны

оси Ох, поэтому, как бы здесь ни менялось

давление, силы давления не имеют состав

ляющих по этой оси.

2.4 6 в

10 12 14 \ а

При

дозвуковом

обтекании

сопротивле

ние

давления

0„фб,

как

и у крыла, обычно

Рис. 4.41. Влияние

удли

не превышает

8—10%

сопротивления

тре

нения фюзеляжа

на ко

ния

и обусловлено

в основном

вихреобра-

эффициент трения

зованием в области

расширения

струек

около хвостовой

части.

отличие

от

крыла, имеющего

плоскую

картину

обтекания,

при обтекании тела вращения линии тока отклоняются симме трично во все стороны. Поэтому при таком же профиле сужение струек около фюзеляжа значительно меньше, а следовательно, критическое число М больше и волновой кризис протекает мягче, чем у крыла. Для сверхзвуковых самолетов обычно М к р ф=^0,95 .

139

<<< < Предыдущая 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 1314 / 4914 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 > Следующая >>>

Соседние файлы в папке книги из ГПНТБ