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

триваёмого стреловидного крыла, прочими геометрическими пара­

Поперечный момент этой пары сил

Мх г = —ъЧ„Ч 7. $Cy2z, = - 5 ? „ г д tg У$су

при Cj/>0 (на положительных углах атаки) направлен в сторону отставшего полукрыла. Его коэффициент

ки. Усиление реакции стреловидного крыла по крену на скольже­ ние с увеличением угла атаки хорошо объясняется на основании графика су(а) (рис. 5.23): чем больше угол атаки, тем больше разность Асу коэффициентов подъемной силы полукрыльев. Заме­

кают интенсивнее, чем у отставшего полукрыла, имеющего эф­ фективную стреловидность Хот = х + 3- За счет этого разность коэф­ фициентов подъемных сил полукрыльев сначала заметно воз­ растает, затем по мере развития сверхзвуковых зон на скользя­ щем полукрыле интенсивно уменьшается. При некотором числе Mi, которое зависит от углов а и £}, разность коэффициентов су ме­ няет знак, далее увеличивается по модулю, затем интенсивно со­ кращается за счет развития сверхзвуковых зон на отставшем по­ лукрыле и, наконец, плавно уменьшается с дальнейшим увеличе­ нием числа Мое. Также принципиально изменяется и момент МжЪ обусловленный непосредственно различием эффективной стрело­ видности полукрыльев.

Необходимо также учитывать, что изменение стреловидности сопровождается изменением удлинения полукрыльев. У скользя-

180

щего полукрыла эффективное (в поточной системе координат) удлинение увеличивается, а у отставшего уменьшается. Поскольку увеличение удлинения на всех режимах обтекания сопровождает­ ся улучшением несущих свойств крыла, то на дозвуковых скоро­ стях момент MxV направленный в сторону отставшего полукрыла, дополнительно увеличивается, а на сверхзвуковых скоростях, там, где он направлен в сторону • скользящего полукрыла, несколько уменьшается.

волнового кризиса полукрыльев при скольжении приводит к обра­ зованию дополнительного путевого момента. При развитии кри­ зиса на скользящем полукрыле его лобовое сопротивление интен­ сивно возрастает. Так как при этом угол атаки не меняется, а коэффициент С у С К либо остается примерно постоянным, либо даже уменьшается, то, как видно из формулы (5.7), тангенциальная сила этого полукрыла получает направленное назад приращение AQi ск- Относительно вертикальной оси эта сила создает дополнительный путевой момент в сторону скользящего полукрыла, что равно­ сильно увеличению отрицательного значения коэффициента т? .

Собственный поперечный момент фюзеляжа обычно пренебре­ жимо мал, так как его ось симметрии практически совпадает с продольной осью самолета Охи проведенной через центр тяжести. Однако фюзеляж оказывает существенное влияние на поперечный момент крыла. При среднепланной схеме это влияние обусловлено «затенением» части отставшего полукрыла (рис. 5.24), которая

181

при скольжении попадает в аэродинамический след фюзеляжа, об­ текается заторможенным, завихренным потоком и, естественно, создает несколько меньшую подъемную силу. В реаультате воз­ никает дополнительный поперечный момент, направленный в сто­ рону отставшего полукрыла, что в среднем для прямого крыла эквивалентно увеличению угла ф на 1—2°. С увеличением стрело­ видности эффект, обусловленный «затенением» отставшего полу­

фюзеляжа на верхней поверхности скользящего полукрыла. Здесь образуется зона повышенного давления и отрицательный прирост подъемной силы (см. рис. 5.24). На верхней поверхности отстав­ шего полукрыла из-за срыва потока с фюзеляжа в боковом обте­ кании образуется зона дополнительных разрежений, которой со­ ответствует положительный прирост подъемной силы. Эти прира­ щения подъемных сил создают поперечный момент, направленный в сторону скользящего полукрыла, что (с учетом «затенения») ко­ личественно эквивалентно уменьшению углаф на 2—4° и называется н и з к о п л а н н ы м э ф ф е к т о м .

При высокопланной схеме те же явления происходят на ниж­ ней поверхности полукрыльев. Поэтому дополнительный попереч­ ный момент направлен против скольжения. Этот высокопланный эффект в среднем эквивалентен увеличению поперечного V крыла на 3—5°. Высокопланный эффект наблюдается также при наличии

Откуда коэффициент статического поперечного момента верти­ кального оперения

182

угла атаки и числа М«>.

фициента подъемной силы участка крыла согласно формуле (4.31) и переходя к безразмерному коэффициенту поперечного момента элеронов, получаем

Ща^-Щ^-фА. (5.31-1)

Введем коэффициент мощности участков крыла, занятых эле-

В пределах бессрывного обтекания эффективность элеронов не

свыше аТ р быстро падает. Это и понятно. На полукрыле, где эле­ рон опущен, сильнее развивается срыв потока и рост подъемной

Снижение эффективности элеронов также происходит на боль­ ших приборных скоростях полета. Здесь оно связано с упругой

в ряде случаев полностью определяет поведение самолета и дей­ ствия летчика, в связи с чем обойти его в динамике полета нельзя. Снижение эффективности элеронов при больших скоростных на­ порах особенно характерно для стреловидных крыльев.

184

в сторону уменьшения угла атаки. Средний угол Аа3акр упругой

шается на величину Даз а кр- Соответственно на крыло будет дей­ ствовать отрицательное приращение подъемной силы ДУзакр, про­ порциональное этому углу и скоростному напору, т. е. в конечном

ленное упругой закруткой крыла и направленное вниз. Здесь коэф­

ни была жесткость крыла на кручение, т. е. как бы мал ни был

правления сил там взаимно обратны).

Итак, в результате закрутки крыла при больших скоростных напорах значительная часть приращения подъемной силы, вызван­

и создает поперечный момент элеронов. При скорости 1/Р .э , соот­

где Рэ — некоторая функция геометрических и жесткостных харак­ теристик крыла, а также числа М«>, от которого зависит перерас­ пределение воздушных нагрузок по хорде и размаху.

Если более точных сведений нет, но известна величина др .э данного самолета, то для сугубо приближенной оценки эффектив-

185

она сильно уменьшается и может даже сменить знак в области волнового кризиса.

Коэффициент эффективности элеронов mS на режимах бес-> срывного обтекания практически не зависит от угла атаки. При срывном обтекании с приближением угла атаки к критическому, эффективность элеронов быстро понижается и может быть поте­ ряна полностью.

С увеличением числа М коэффициент тх* изменяется за счет производной с* и, кроме того, при переходе через скорость звука дополнительно уменьшается примерно вдвое в связи с падением коэффициента относительной эффективности па элеронов.

На тонком крыле достаточно большого удлинения и особенно на стреловидном крыле эффективность элеронов при больших ско­ ростных напорах сильно снижается в результате упругой закрут­ ки крыла.

1S6

§ 5.8. Зависимость оптимальной формы самолета

от режима полета. Крыло изменяемой геометрии

Под режимом полета принято понимать совокупность условий, однозначно определяющую картину обтекания самолета. Важней­ шими параметрами, характеризующими режим, являются высота полета Н, значения скорости (числа М») и коэффициента су.

Анализируя аэродинамические характеристики самолета и его частей, можно сделать два важных вывода.

Во-первых, для каждого наперед заданного режима полета можно подобрать комбинацию геометрических параметров, обес­

параметров, которой соответствовали бы максимально возможные значения аэродинамического качества на всех режимах полета.

Наилучшими несущими свойствами при малых числах-М»,, на­ пример на взлетно-посадочных режимах, обладают прямые крылья большого удлинения с достаточно толстым профилем (с~0,12 и более). Эти же крылья имеют наибольшее аэродинамическое ка­ чество во всей области дозвукового обтекания.

СхО

тивления при нулевой подъемной силе. На прямом крыле боль­ шого удлинения, даже при очень тонком профиле, уже при М = = 0,75-н0,8 начинает развиваться волновой кризис, сопровождаю­ щийся интенсивным ростом коэффициента сх0, что, естественно, приводит к резкому уменьшению аэродинамического качества. Здесь более выгодным становится стреловидное крыло. За счет увеличения утла стреловидности можно повысить критическое чис­ ло М и, следовательно, отдалить начало волнового кризиса, а в дальнейшем при числах М», непосредственно близких к единице,

ного крыла. При этом профиль крыла должен быть тонким, а пе­

187

стях более выгодными оказываются крылья с меньшими углами стреловидности,, имеющие меньшие коэффициенты индуктивности.

С увеличением числа М*, свыше единицы стреловидность крыла должна увеличиваться постепенно с таким расчетом, чтобы как можно полнее использовалась подсасывающая сила (разумеется, передние кромки крыла должны быть закруглены). Чем больше коэффициент су, тем уже область чисел М», в которой треуголь­ ное крыло, имеющее повышенное индуктивное сопротивление, ока­ зывается выгоднее стреловидного крыла по аэродинамическому качеству.

Разумеется, выбор формы крыла определяется не только его аэродинамическим качеством. Важную роль играют и моментные характеристики самолета. Вопросы равновесия, устойчивости и управляемости самолета будут рассматриваться далее. Пока лишь отметим, что практическое решение этих вопросов сильно услож­

чением числа МоеДля треугольного крыла по сравнению с любым

В ряде случаев это определяет применение такого крыла на сверх­ звуковых самолетах даже при некотором проигрыше в аэродина­ мическом качестве.

Необходимо учитывать и такие преимущества треугольного крыла, как возможность обеспечения необходимых прочности и жесткости при меньшей относительной толщине профиля и мень­ шем собственном весе, так и большой внутренний объем, в кото­ ром удается разместить значительную часть полезной нагрузки самолета.

Уменьшение эффективности рулей при переходе через скорость звука обусловливает применение на сверхзвуковых самолетах управляемого стабилизатора.

Интенсивное уменьшение производной т?у на больших сверх­ звуковых скоростях требует значительного увеличения площади вертикального оперения и т. д.

При проектировании каждого нового самолета, прежде чем окончательно определится его компоновка и в первую очередь форма крыла, тщательно анализируются имеющийся опыт, произ­ водственные возможности, состояние и основные тенденции разви­ тия самолетостроения, определяющие тенденции в развитии спо­ собов боевого применения самолетов данного вида. На основе такого анализа четко формулируется целевое назначение проекти­ руемого самолета и определяются основные режимы его боевого

138

днтся выполнять разнообразные боевые задачи в широком диа­ пазоне чисел М е ю , высот полета и коэффициентов подъемной силы. При выборе форм частей таких самолетов часто приходится при­

многих режимах полета имеет несколько худшие характеристики, чем другие самолеты, спроектированные специально для этих ре­ жимов. Но зато многорежимный самолет имеет лучшие характери­ стики на всех других режимах.

На больших сверхзвуковых скоростях крыло переводят в положе­

чивали бы достаточную прочность и жесткость его заделки в лю­ бом положении; разработать силовую систему перестановки кры­ ла, способную в условиях огромных нагрузок обеспечить прак­ тически абсолютную плавность и синхронность изменения поло­ жения обоих полукрыльев. Малейшая несимметричность положе­ ний полукрыльев при больших скоростях полета может вызвать такое различие их подъемных сил, что самолет будет невозможно удержать от накрэнения.

Во-вторых, необходимо обеспечить равновесие моментов, дей­ ствующих на самолет в плоскости его симметрии. Как уже изве­ стно, при увеличении числа М» от МК р до M 3 B . n аэродинамический фокус крыла перемещается назад. Поскольку сила веса самолета независимо от режима полета остается приложенной в центре

189