книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов

§ 6.5. ВЛИЯНИЕ СЖИМАЕМОСТИ ВОЗДУХА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА В ДОЗВУКОВОМ ПОТОКЕ

Опыт показывает, что при увеличении числа М полета (скоро­ сти полета) аэродинамические характеристики как летательного ап­ парата в делом, так и его отдельных деталей могут сильно изме­ няться. Как известно, важнейшей частью летательного аппарата яв­ ляется крыло, поэтому в первую очередь рассмотрим аэродинами­ ческие характеристики именно крыла.

На фиг. 6.25 дан характер изменения коэффициентов сх и су

На фиг. 6.25 можно выделить три области (I, II, III) измене­ ния коэффициентов сх (М„) и cv(М„). В первой области обтека­ ние крыла носит чисто дозвуковой характер, когда в любой точке потока около крыла местные скорости меньше местных скоростей звука. Нижней границей этой области является Мга=0.

будем называть просто дозвуковым потоком. .

9 0

Подъемная сила крыла в дозвуковом потоке

Как было показано С. А. Чаплыгиным в его докторской дис­ сертации „О газовых струях* еще в 1902 г., при малых числах М» (от 0 до 0,4) сжимаемость практически не влияет на вели­ чину аэродинамических коэффициентов.

Начиная с М«,=0,4 и выше, коэффициент су под влиянием сжимаемости увеличивается, что обусловлено изменением кар­ тины давления около крыла на этих режимах обтекания.

В приближенной теории обтекания профиля крыла дозвуко­ вым потоком показывается, что в потоке сжимаемого газа аб­

В более точной теории С. А. Христиановича установлено,

что на самом деле. коэффициенты давления р растут неравно­ мерно: чем больше разрежения, тем интенсивнее они растут.

‘По теории Христиановича

На фиг. 6.26 показаны кривые р(х) для профиля с учетом и

дс

без учета сжимаемости, а на фиг. 6.27 — зависимость а==~ ^

91'

профилей различной толщины от числа М„, полученная экспе­ риментально и по формуле (6.24). Из фиг. 6.27 видно, что для профилей толщиной до 10% формула (6.24) может-быть исполь-

Профильное сопротивление при дозвуковых скоростях обтекания

Влияние сжимаемости на профильное сопротивление можно учесть по методу А. А. Дородницына. Согласно этому методу,

где схрнесж— коэффициент профильного сопротивления в потоке несжимаемого газа, а т)м учитывает влияние сжимаемости на

профильное сопротивление и зависит от числа М«,, толщины профиля с и положения точки перехода x t. Величина т)м близка к единице (0,98 — 1,1). .

Заметим, что коэффициент индуктивного сопротивления при дозвуковых скоростях можно определять по формуле (5.9), под­ ставляя туда величину су с учетом сжимаемости.

92

§ 6.6. ВОЛНОВОЙ КРИЗИС. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВ НА ТРАНСЗВУКОВЫХ РЕЖИМАХ

Понятие о волновом кризисе

Если в области / (фиг. 6.25) коэффициент сх при увеличении

Мсо > М.кр значительно возрастает, а су, достигая наибольшего значения, уменьшается. У старых, „нескоростных* профилей кривая коэффициента су в области II имеет два максимума, что обусловливает ряд нежелательных явлений при полете летатель­ ного аппарата с такими профилями.

изменяться в соответствии с уравнением ьернулли (или), дости­ гая наименьшего значения в точке В. Это явление имеет место

станет больше скорости звука ав. В окрестности точки В около

крыла образуется местная сверхзвуковая зона, скорости в кото­ рой будут сверхзвуковыми (фиг. 6.28). Очевидно, что при этом зву­ ковая точка В 1 сместится' влево по отношению к точке В в связи с увеличением местных скоростей. Как видно из фиг. 6.28, справа местная сверхзвуковая зона распространяется в область, где гра­ ничные условия профиля допускают расширение воздуха, а при сверхзвуковой скорости в этом случае возможно лишь дальнейшее увеличение скорости и уменьшение давления. Следовательно, непре-

93

рывныи переход от пониженного давления около профиля к более высокому давлению за крылом является невозможным. Поэтому местная сверхзвуковая зона замыкается всегда скачком уплотнения, который переводит сверхзвуковую скорость в дозвуковую. В дозву­ ковом потоке после скачка уплотнения в соответствии с гранич­ ными условиями давление около профиля продолжает увеличи-

названо волновым. Вол­ новое сопротивление яв­ ляется сопротивлением давления. Здесь оно появляется у крыла

главным образом за счет наличия зоны пониженного давления в кормовой части профиля перед скачком уплотнения.

Если еще увеличить скорость !/«,, то местная сверхзвуковая зона на верхней поверхности будет разрастаться, а скачок уплот­ нения перемещаться по направлению к задней кромке профиля (фиг. 6.29). Появится местная сверх­ звуковая зона и на нижней поверх­ ности профиля, волновое сопротивление возрастет.

При М„ > 1 перед крылом с закругленной передней кромкой появится отсоединенный скачок уплотнения, за центральной частью которого расположится ограниченная зона дозвуковых скоростей (фиг. 6.30). Хвостовые скачки уплотнения с увеличе­ нием числа М» будут иметь все мейьший и меньший наклон.

94

На фиг. 6.31 показан характер распределения давления по про­ филю крыла при наличии на нем местной сверхзвуковой зоны, замы­ кающейся скачком уплотнения. Фиг. 6.31 поясняет возникновение волнового сопротивления крыла за счет разрежения, образующегося перед скачком уплотнения.

Как видно из рассмотренных картин обтекания крыла, причи­ ной резкого изменения аэродинамических характеристик крыла п ри М „> М жр в области II является наличие на крыле зон сверх­ звуковых скоростей, замыкающихся скачками уплотнения.

Явление резкого изменения аэродинамических характеристик при М» > Мкр, связанное с появлением скачков уплотнения, и получило название волнового кризиса.

ходным .путем, путем применения ряда мероприятий, смягчаю­ щих волновой кризис, отодвигающих его на числа М „>-1.

Верхняя граница области II на фиг. 6.25 ориентировочно оп­ ределена как Мг«,= 1,3. В случае остроносого профиля это число соответствует моменту присоединения скачка уплотнения к пе­ редней кромке профиля. Практически границы области II, назы­ ваемой областью трансзвуковых скоростей или областью околог звуковых скоростей, лежат в пределах 0,8 < М„ < 1,3.

Меры свягчения и преодоления волнового кризиса

Критическое число Мкр является границей двух режимов об­ текания— без скачков уплотнения и со скачками уплотнения, поэтому знание величины М.кр является необходимым условием при рассмотрении аэродинамических характеристик крыла при больших скоростях полета.

Академик С. А. Христианович дал способ определения вели­ чины М.кр по картине давления, полученной при малых скоро­

стях,установив зависимость Мжр от ртшнееж- (фиг. 6.32)* Вели­

чина р п Ы н е е м (фиг. 6.26) определяет наибольшее разрежение на крыле при обтейании профиля потоком несжимаемого газа. Оче­

Рассмотрим факторы, влияющие на величину Мкр и на интен­ сивность развития волнового кризиса.

_ О т н о с и т е л ь н а я т о л щ и н а п р о ф и л я с. Уменьшение

с ведет к уменьшению (по абсолютной величине) pmin и, следо­ вательно, к увеличению Мкр. Кроме того, наличие малых мест­ ных скоростей у более тонких крыльев уменьшает волновое

9S

сопротивление (фиг. 6.33), так как скачки уплотнения в этом случае будут менее интенсивными.

лее плавному распределению давления, уменьшению местных ско­ ростей на профиле и, вследствие этого, к более благоприятному протеканию волнового кризиса. Поэтому у современных профилей максимальная толщина располагается примерно на середине хор­

9 6

ды, тогда как у нескоростных профилей максимальная толщина удалена от передней кромки на 25—30% хорды.

С т р е л о в и д н о с т ь к р ы л а . Придание стреловидности крылу в плане является весьма эффективным средством смягчения и преодоления волнового кризиса.

Рассмотрим эффект стреловидности крыла. Вначале для просто­ ты возьмем так называемое скользящее крыло, т. е. стреловидное

можно разложить на две составляющие: по нормали к передней кромке V„ и по размаху V ,.

же профиль и угол атаки, что и скользящее крыло в.направле­ нии по нормали к передней кромке.

Покажем, что волновое сопротивление скользящего крыла будет меньше волнового сопротивления соответствующего пря­ мого крыла. Волновое сопротивление участка dS скользящего

где сХЙ— коэффициент волнового сопротивления прямого крыла.

Аэродинамические коэффициенты скользящего крыла принято относить к скорости полета V™, поэтому волновое сопротивле­ ние участка скользящего крыла

Р . V 2

dQe= CxeX- ~ d S .

Фиг. 6.35

Итак, мы показали, что придание крылу стреловидности ве­ дет к увеличению Жкр и снижению волнового сопротивления, т. е. к затягиванию и более плавному протеканию волнового кризиса. На фиг. 6.35 показаны кривые сж(М») для прямого и скользящего крыльев, где иллюстрируются найденные законо­ мерности.

Реальные стреловидные крылья имеют конечный размах, поэто­ му результаты, полученные при рассмотрении скользящего крыла, в полной мере к ним приложить нельзя. Особенностью обтекании стре­ ловидного крыла по сравнению оо скользящим является наличие об­ ласти в центральной части и на концах крыла (фиг. 6.36), где эф­ фект скольжения .не может проявиться в полной мере, так как там имеет место сложный пространственный характер обтекания, кото­ рый приводит к ухудшению аэродинамических характеристик стре­ ловидного крыла. ПС опытным данным, критическое число М стре­ ловидного крыла приближенно можно определять по формуле

Оно будет меньше критического числа М скользящего крыла, но больше, чем у прямого.

98

Недостатки стреловидного крыла связаны главным образом с поведением на них пограничного слоя, который рано отрывается на ■концах «рыла прямой стреловидности. Для борьбы с ранним срывом потока па стреловидном крыле применяют ряд мероприятий: уста­ новку перегородок на верхней поверхности крыла, препятствующих движению пограничного слоя по размаху и, следовательно, предот­ вращающих ранний срыв, установку предкрылков и др.

У д л и н е н и е к р ы л а . Величина удлинения крыла на около­ звуковых скоростях полета оказывает сильное влияние на аэродина­ мические характеристики крыла.

При уменьшении удлинения крыла усиливается выравнивание давлении на верхней и нижней поверхностях крыла, вследствие чего

имеет 'место падение разрежения на верхней поверхности и увели­ чение Мкр.

На фиг. 6.37 показано распределение давления по размаху крыла большого и малого удлинения, где видно, как уменьшаются разре­ жения у крыла малого удлинения по сравнению с крылом большого удлинения при одинаковых профилях.

Меньшие (по абсолютной величине) разрежения соответствуют меньшим местным скоростям. /Поэтому скачки уплотнения .на крыле малого удлинения имеют меньшую интенсивность, а следовательно, у крыла будет и меньшее сопротивление по сравнению с его значе­ нием у крыла большого удлинения.