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

На сверхзвуковых режимах сопротивление <2ф б имеет волно­ вую природу и обусловлено повышением давления на головных скачках уплотнения и падением давления в локальных зонах волн

щая упомянутых выше сил трения уравновешена суммарной силой разрежения. При сверхзвуковом обтекании донное сопротивление увеличивается, так как расширение внешнего потока за обрезом фюзеляжа (рис. 4.43) уже само по себе сопровождается паде­ нием давления.

Форму фюзеляжа всегда стремятся сделать такой, чтобы его суммарное сопротивление было возможно меньшим. При дозву­ ковом обтекании основную часть сопротивления составляет сопро­ тивление трения. Поскольку обработка внешних поверхностей со­ временных самолетов уже доведена до такого уровня, когда она практически не влияет на величину с/, то уменьшить сопротив­ ление трения можно только путем сокращения трущейся о воздух боковой поверхности фюзеляжа. Диаметр миделева сечения обыч­ но определяется габаритами кабин, грузовых отсеков, двигателя. Следовательно, сокращение боковой поверхности фюзеляжа воз­ можно только за счет уменьшения его удлинения. При этом не­ обходимо, чтобы угол конусности хвостовой части не превышал

величины 3—4° на сторону. В противном случае градиенты •—• на

140

задних скатах фюзеляжа становятся столь большими, что вызы­ вают остановку пограничного слоя, следствием чего может быть срыв потока и, уж во всяком случае, интенсивное вихреобразование, обусловливающее резкий рост сопротивления давления. Фор­

для которых характерны плавные обводы и большое удлинение

зеляже, из-за чего в него приходится включать достаточно длин­ ную цилиндрическую часть. Давление на носовой части фюзеляжа определяется интенсивностью головных скачков уплотнения, кото­ рая тем выше, чем больше угол pV Следовательно, для уменьше­ ния волнового сопротивления носовой части фюзеляжа нужно увеличивать ее удлинение Хн. Но при этом увеличиваются боковая поверхность носовой части и пропорциональное ей сопротивление

противления. Чем больше число М , , тем большую роль в общем балансе сопротивления носовой части фюзеляжа играет волновое

режения. Поэтому увеличение угла конусности кормовой части меньше влияет на коэффициент ее волнового сопротивления и тем меньше, чем больше число М^. В результате при увеличении удлинения Хк рост сопротивления трения обычно не окупается па­ дением сопротивления давления. Более того, уже при М Ю =2-J-2,5 сумма сопротивления трения и сопротивления давления боковой поверхности кормовой части фюзеляжа примерно равна донному сопротивлению. В этих условиях целесообразно вообще отказаться от кормовой части фюзеляжа (рис. 4.45).

141

Фюзеляж без кормовой части особенно целесообразен при размещении в нем двигателя. Это позволяет заполнить кормовой срез реактивной струей и, следовательно, полностью или частично

При углах атаки, отличных от нуля, фюзеляж создает и неко­ торую подъемную силу. По аналогии с крылом малого удлинения коэффициент подъемной силы фюзеляжа можно представить как

Как и в случае крыла, с уменьшением ХфПр, т. е. с увеличе­

Поскольку подъемная сила фюзеляжа, а тем более ее нелиней­ ная составляющая малы по сравнению с подъемной силой крыла, при решении практических задач можно не выделять эту состав^

велики. Для фюзеляжей, имеющих приведенные удлинения поряд­

сопротивление, поэтому полный коэффициент лобового сопротив­ ления фюзеляжа следует определять в виде

Сх ф ^ Сх ф 0 "Ь Аф ИНДС у ф>

где Аф инд — коэффициент индуктивности фюзеляжа.

142

§ 4.15. Аэродинамические характеристики оперения.

ются те же геометрические параметры (с, X, -q и т. д.), их аэроди­ намическое назначение, как и для крыла, состоит в создании подъемной силы. Строго говоря, вертикальное оперение несколько отличается от крыла: оно не имеет плоскости симметрии и обычно рассматривается как полукрыло, что снижает точность определе­

емная сила крыла, как уже говорилось, используется для уравно­ вешивания полетного веса и искривления траектории, то подъем­ ная сила оперения нужна для создания моментов, удерживающих самолет в нужном положении относительно вектора скорости Voo (например, на заданном угле атаки) и изменяющих при необхо­ димости это положение.

Чтобы не повторяться, рассмотрим характеристики горизон­ тального оперения, а от них в дальнейшем по аналогии перейдем

квертикальному оперению.

Вобщем случае горизонтальное оперение состоит из непо­ движного стабилизатора и руля высоты (рис. 4.46). Собственная

высоты вниз, придающий профилю оперения положительную кри­

оперения при нейтральном положении руля высоты. Безразмерный коэффициент этой силы

с = г-°

И З

как и для крыла с симметричным профилем, можно записать в виде

Если отклонить руль высоты на небольшой положительный угол 5В, то возле нижней поверхности оперения поток будет до­ полнительно тормозиться, а около верхней — дополнительно раз­ гоняться (рис. 4.47). На оперении возникает дополнительная не-

высоты. Как показывают исследования, коэффициент силы AFr .0

в пределах бессрывного обтекания пропорционален углу 8В. По­ этому его можно записать в виде

где производная с ' в г . o f l ^ i j l показывает, какое приращение ко­

эффициента су г.о соответствует отклонению руля на один градус. При отклонении руля изменяется только относительная кри­ визна профиля. Остальные геометрические параметры оперения практически не меняются. Поэтому в зависимости Cyr.0{ai:0) изме-

J44

няется только угол нулевой подъемной силы аог.о. Соответственно

показывающее, на сколько градусов нужно изменить угол атаки оперения, чтобы получить такое же изменение коэффициента суг.о, как и при отклонении руля на один градус, называют к о э ф ф и ­ ц и е н т о м о т н о с и т е л ь н о й э ф ф е к т и в н о с т и р у л я вы­

звука коэффициент пь уменьшается примерно вдвое. Причина сни­ жения эффективности руля состоит в том, что если при дозву­ ковом обтекании изменения давления, обусловленные его откло­

ния против потока распространяться не могут, отклонение руля вызывает перераспределение давления только на задней части

участвующая в создании силы АКг.о, уменьшается. При сверхзву­ ковом обтекании эта сила образуется только на собственной пло­ щади руля. Уменьшение коэффициента пв при переходе через скорость звука явилось причиной замены на сверхзвуковых са­ молетах руля высоты цельноповоротным оперением (управляемым стабилизатором).

145

Вертикальное оперение состоит из жестко связанного с фюзе­ ляжем киля и руля направления. Принципиально оно работает так

При переходе через скорость звука эффективность руля на­ правления снижается в такой же степени, как и эффективность руля высоты. Однако вопрос о переходе к цельноповоротному вер-

Н 6

тикальному оперению не выдвигается на повестку дня. Дело в том, что в отличие от угла атаки, который летчик при маневрировании

элеронов.

Приращение коэффициента су участка крыла S' будет

(4.31)

147

нов на тонком и особенно стреловидном крыле достаточно боль­

дозвуковыми скоростями на малых и средних высотах (ниже этот вопрос будет рассмотрен специально).

Поскольку при маневрировании на любых скоростях и высотах летчику бывают нужны значительные скорости изменения угла крена, то в тех случаях, когда эффективность элеронов может ока­ заться недостаточной, применяются другие способы поперечного управления самолетом. Два из них основаны на том же принципе, что и цельноповоротное горизонтальное оперение: это элевоны и

которые при перемещениях ручки или штурвала управления пово­

вперед или назад), так и в противоположные стороны как элевоны

Тогда отклонение элерона книзу вызовет не увеличение, а умень­ шение подъемной силы данного полукрыла. Поскольку на другом полукрыле отклонившийся кверху элерон работает нормально, в не­ котором диапазоне углов атаки наблюдается лишь снижение их эффективности. При достаточно больших углах а эффективность элеронов может быть потеряна полностью и даже возможен их реверс (обратное действие). Чтобы сохранить эффективность эле­ ронов до возможно больших углов атаки, управление ими часто делают дифференциальным: угол отклонения элерона книзу мень­

тех случаях, когда он отклоняется книзу при больших положи­ тельных или кверху при больших отрицательных углах атаки ста­ билизатора. Диапазон углов отклонения управляемого стабилиза­ тора, в котором сохраняется его эффективность, определяется ве­ личиной его собственного критического угла атаки.

148

§ 4.16. Принцип действия и основные виды механизации крыла

Из рассмотрения аэродинамических характеристик профиля и крыла конечного размаха следует, что для уменьшения лобового сопротивления и улучшения несущих свойств на около- и сверх­ звуковых скоростях полета, равно как и для смягчения кризисных изменений всех аэродинамических параметров при переходе через скорость звука, необходимо уменьшать относительную толщину профиля и удлинение, увеличивать стреловидность крыла. По­ скольку возможности уменьшения коэффициента трения С{ за счет улучшения обработки поверхности частей самолета в настоящее время практически исчерпаны, уменьшение сопротивления трения, играющего немаловажную роль в общем балансе лобового сопро­ тивления самолета (особенно на малых углах атаки), возможно только за счет сокращения площади внешних поверхностей само­ лета, в том числе и площади крыла S.

Применение реактивных двигателей с большой тягой, а следо­ вательно, и с большими расходами топлива (особенно на форсаж­ ных режимах), без которых немыслимо достижение больших ско­ ростей полета, а также сложных бортовых навигационных и при­ цельных систем, ракет и других средств поражения (в достаточ­ ном количестве), без которых невозможно решение боевых задач, стоящих перед современной военной авиацией, требует увеличения полетного веса G самолета. Исходя из этого далеко не полного перечня различных обстоятельств нетрудно выявить две характер­ ные тенденции в развитии самолетостроения:

— переход ко все более тонким треугольным и стреловидным крыльям сравнительно небольшого удлинения;

— увеличение удельной нагрузки

На основании самых общих представлений о полете можно установить, что в случае прямолинейного горизонтального дви­ жения подъемная сила У должна уравновешивать полетный вес G самолета:

Как видно, чем больше удельная нагрузка крыла и меньше скоростной напор, тем большее значение коэффициента су необхо­ димо для полета. При выполнении энергичных криволинейных ма­

149