книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов
..pdfкакой-либо |
оси, например |
относительно |
передней кромки А |
||||||
(фиг. 6.8), необходимо знать не только величину, |
но |
и |
точку |
||||||
приложения полной силы R. Эта точка обычно |
определяется |
||||||||
как точка пересечения линии действия силы R и хорды про |
|||||||||
филя и называется центром давления. |
абсциссой х а , |
отсчиты |
|||||||
Положение центра давления |
задается |
||||||||
ваемой от |
передней |
кромки |
по |
направлению |
к задней |
кромке |
|||
профиля (фиг. 6.8). |
центра давления называют |
|
|
|
|
||||
Коэффициентом |
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
( 6. 8) |
|
|
|
|
Из фиг. 6.8 следует, что |
|||||
|
|
|
|
|
МА = |
- |
Yxx d . |
(6.9) |
|
Знак „ — * взят в соответствии с общими правилами опреде ления знаков моментов в механике, так как в связанной правой системе координат момент от силы R (фиг. 6.8) вызывает вра
щение |
от оси Оух к оси О хх (фиг. 6.1), т. е. |
уменьшает |
|
угол |
||
атаки |
а. В дальнейшем отрицательный |
момент |
будем называть |
|||
пикирующим, а положительный—кабрирующим моментом. - |
' |
|||||
По общей формуле момента |
|
|
|
|
|
|
|
MA = cmq„Sb. |
|
|
(6.10) |
||
|
> |
|
|
|
выра |
|
Учитывая, что Yx = cViq^S, приравнивая правые части |
||||||
жений (6.9) и (6.10), после сокращения |
на q<*S получаем |
|
|
|||
|
•Хл |
'■'т |
|
|
(6.И) |
|
|
|
|
|
|||
Су.
80
В диапазоне летных углов атаки сУ1 =s су , и окончательно
(6. 12)
Положение центра давления можно определить, если известна зависимость ст от су . Опытные данные показывают, что коэф-
Фиг. 6.9
фициент ст зависит от су линейно в диапазоне углов атаки, при которых имеет место линейная зависимость су от а. (фиг. 6.9).
Уравнение прямолинейного уча |
_ |
стка кривой ст в зависимости от |
|
с у имеет вид |
|
+ тсу > |
(6.13) |
где ст. 0—коэффициент момента, при су=0 (у симметричного профиля ьто= 0, т. е. прямая проходит
через начало координат), т =
Теоретическое значение т =
= — 0,25. Опыт дает |
значения т, |
|
близкие |
к теоретическому. |
|
Имея |
зависимости |
ст — ст(су) |
0,2
VI/
-в -ч о Ч 8 12 16 20 Ы
Фиг. 6.11
и су — С у ( а ) , можно найти
х д= /(а ). На фиг. 6.10 |
показана зависимость х д = /( а ) для не |
симметричного профиля |
крыла, а на фиг. 6.11 — для симметрич |
ного профиля. |
|
6 д. Г. Бедунковмч и др. |
81 |
У несимметричного профиля коэффициент центра давления при а = а 0 терпит разрыв, так как
|
|
|
|
|
|
(6.14) |
У симметричного |
профиля |
(при с„,0 = 0) коэффициент центра |
||||
давления х д= —т, т. |
е. |
остается постоянным |
в пределах линей |
|||
ной зависимости ст от су . |
|
Фокусом профиля |
||||
Введем |
теперь |
понятие о фокусе профиля. |
||||
называется |
такая |
точка |
на хорде, коэффициент момента отно |
|||
сительно которой |
в |
летном |
диапазоне углов |
атаки не зависит |
||
от су (или от угла атаки а). Из определения следует, что фокус является точкой приложения приращения подъемной силы про филя при элементарном изменении угла атаки.
Определим положение фокуса профиля по хорде. Для этого рассмотрим выражение момента относительно произвольно вы бранной точки F на хорде (фиг. 6.8):
A!f —cmFq~S— |
1 1 |
(Л’о л'/.) |
• |
|
|
|
\ |
После несложных преобразований |
получим |
||
Cm F ~ CmO + Су |
+ Л’г ) > |
(6.15) |
|
где |
|
|
|
х F — |
XF |
' |
|
Ь |
|
||
Из формулы (6.15) следует, что если точка F выбрана на относительном расстоянии от передней кромки х Р= — т, то коэффициент cmF= cmt, т. е. не зависит от су (или угла атаки а). Следовательно, относительная абсцисса фокуса
x F= — т = |
г, |
(6.16) |
|
|
|
dc„ |
|
У симметричных профилей (ст0 = |
0) фокус совпадает с цент |
||
ром давления. |
что неизменное |
положение фокуса |
|
Следует иметь в виду, |
|||
по хорде имеет место лишь |
при линейной зависимости сп от су . |
||
82
§ 6.3. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА КОНЕЧНОГО РАЗМАХА ПРИ МАЛЫХ ЧИСЛАХ М
Профильное сопротивление. Парабола индуктивного сопротив ления.
Коэффициент лобового сопротивления профиля, или, как его называют, коэффициент профильного сопротивления, при малых числах М состоит из двух частей: коэффициента сопротивления трения схтр (основная часть) и коэффициента сопротивления давления схдавл, получающегося в результате влияния погра ничного слоя и следа за телом на внешний поток. Это влияние приводит к появлению некоторого сопротивления давления и уменьшению подъемной си лы по сравнению с обтека нием профиля идеальным газом.
Коэффициент профиль ного сопротивления может быть представлен в следую щем виде:
Схр = сX тр ~Ь Сх дявл ■ |
( 6 .1 7 ) . |
|
на |
При обтекании профиля |
|
около- и закритическ-их |
||
углах атаки в сопротивле |
||
ние |
давления войдет |
еще |
и сопротивление срыва.
Как было установлено выше (§ 5.5), у крыла конечного раз маха появляется дополнительное индуктивное сопротивление.
Поэтому коэффициент сопротивления |
крыла конечного размаха |
|||
может быть выражен как сумма: |
|
|
||
СX |
£ хр ^xi |
i ± r |
(6.18) |
|
£ го ~Ь |
7ГА |
|||
|
|
хр |
|
|
Выражение (6.18) |
является |
уравнением поляры крыла конеч |
||
ного размаха. |
|
|
|
|
В .приближенных расчетах величину схр в пределах линейной зависимости су от а можно считать постоянной.
На фиг. 6.12 показана поляра крыла конечного размаха и парабола индуктивного сопротивления, уравнением которой является выражение (5.9).
6» |
83 |
Влияние удлинения и стреловидности на коэффициент подъемной силы
, При одних и тех же кажущихся (геометрических) углах атаки величина коэффициента подъемной силы профиля больше величины су крыла конечного размаха, так как скос потока у крыла конечного размаха приводит к уменьшению его истинного
угла атаки. Поэтому величина а = ~^- крыла |
конечного размаха |
|||
меньше |
величины а0= |
'дс„ |
профиля и |
тем меньше, чем |
да х= < |
||||
меньше |
удлинение крыла. |
|
|
|
|
|
Фиг. 6.13 |
|
|
Фиг. |
6.14 |
|
|
На фиг. 6.13 приведены |
кривые зависимости су от а при |
|||||
различных |
удлинениях, |
из |
которых видно, что критический |
||||
угол атаки |
увеличивается с |
уменьшением удлинения, а кривые |
|||||
приобретают „Б-образность". |
В этом случае зависимость еу от а |
||||||
носит нелинейный характер. |
Как показывают теория и экспери |
||||||
мент, величина отклонения |
кривой су (а), характеризуемая Ас |
||||||
от |
прямой, |
являющейся |
касательной |
к кривой |
при |
а = 0 |
|
(фиг. 6.13), |
пропорциональна квадрату угла атаки а2. Кривая су (а) |
||||||
крыла малого удлинения |
характеризуется |
угловым коэффициен |
|||||
|
|
(д су \ |
|
|
|
|
|
том аты— I\ v® )/ а=0> величина которого |
уменьшается |
с |
умень- |
||||
шением удлинения. |
|
|
|
|
|
||
, |
С приближением скорости полета к скорости звука широкое |
||||||
применение получили крылья со стреловидными кромками. На фиг. 6.14 показаны кривые су (а) для прямого и стреловидного крыльев. С ростом угла стреловидности уменьшаются как произ-
водная |
дсv |
так и величина су max I а критический угол атаки |
да |
84
увеличивается. У крыла прямой стреловидности при увеличении угла атаки появляется более ранний по сравнению' с.прямым крылом срыв потока на концах крыльев. Это является одной из причин уменьшения сутах стреловидного крыла.
На около- и закритических углах атаки срыв потока на стре ловидном крыле развивается более плавно, что приводит к более плавному изменению су (а) по сравнению с прямым крылом.
, Моментные характеристики крыла конечного размаха. Средняя аэродинамическая хорда (САХ)
Рассмотрим крыло |
конечного размаха, имеющее угол попе |
|
речной |
стреловидности |
ф (поперечное V крыла), изображенное |
на фиг. |
6.15. |
|
Для момента этого крыла относительно произвольно выбран ной оси Oz, например проходящей через переднюю кромку кор
невого сечения, можно получить следующее выражение: |
|
q^xb dz + |
(6.19) |
где ст, су^, сХ] — коэффициенты соответственно момента, |
нор |
мальной и тангенциальной сил в сечении крыла.
Обычно коэффициент момента mz крыла относят к некоторой условной хорде Ьа , называемой средней аэродинамической хор
дой крыла, под которой |
|
|
|
|
||||||||
понимают |
|
хорду |
|
эквива |
|
|
|
|||||
лентного |
равновеликого по |
|
|
|
|
|||||||
площади |
|
прямоугольного |
|
|
|
|
||||||
крыла (без поперечного V |
|
|
|
|
||||||||
крыла), которое имеет те |
|
|
|
|
||||||||
же |
нормальную |
силу |
K j, |
|
|
|
|
|||||
тангенциальную силу Qj и |
|
|
|
|
||||||||
момент |
Мг . |
Для |
эквива |
|
|
|
|
|||||
лентного |
|
крыла |
Мг — |
|
|
|
|
|||||
— mz^q^Sba . |
Тогда |
для |
|
|
|
|
||||||
нахождения величины и по |
|
|
|
|
||||||||
ложения |
средней |
аэродина |
|
Фиг. |
6.15 |
|
||||||
мической |
|
хорды, |
|
опреде |
|
|
||||||
ляемого |
|
координатами |
пе |
аэродинамической |
хорды |
х а и у а |
||||||
редней |
кромки |
средней |
||||||||||
(фиг. |
6.15), |
необходимо сравнить |
выражение для момента экви |
|||||||||
валентного |
прямоугольного |
крыла |
с хордой Ьа |
|
||||||||
|
|
|
|
^ |
^ |
c |
mKpq ^ b aS ~ C y i q ^ x aS ^ c Xxq aiy aS |
( 6. 20) |
||||
и формулу (6.19).
85
В выражениях (6.19) и (6.20) равны не' только полные момен ты , но имеет место почленное равенство, т. е. равенство
составляющих момента. Сокращая на q«,, из формул (6.19) и (6.20) получим
|
i_ |
• |
2 |
|
кр^а^ = 2 j cmb dz , |
|
о |
вующим коэффициентам эк
вивалентного прямоугольно го крыла. Тогда после сокращения получим
/_
|
2 |
|
|
2 |
Г |
xb dz |
( 6.21) |
х а = -g- |
I |
|
о
j_
Уа = -J-j2 yb dz
Для трапецевидного крыла величина и положение средней аэродинамической хорды находятся при помощи геометрического построения, показанного на фиг. 6.16.
§ 6.4. У В Е Л И Ч Е Н И Е су П У Т Е М М Е Х А Н И З А Ц И И К Р Ы Л А
Из выражения (3.4) следует, что для получения большой подъемной силы при малой скорости полета (на посадке) необ ходимо иметь большую величину коэффициента су . Величины су ограничиваются значением сутах, поэтому повышение сутая крыла является важнейшей задачей особенно в настоящее время, когда в связи с освоением больших скоростей полета в авиации стали применяться тонкие слабоизогнутые профили, стреловид ные крылья и крылья малых удлинений.
Было уже отмечено (§ 6.2), что падение су на закритических
углах |
атаки |
называется |
развитием |
срыва потока. Поэтому во |
||||
прос |
об увеличении |
супах |
в значительной мере связан |
с вопро |
||||
сом затягивания срыва потока на больших углах атаки. |
|
|||||||
Для |
увеличения |
коэффициента |
|
|
||||
подъемной силы используются специ |
|
|
||||||
альные приспособления, которые на |
|
|
||||||
зываются механизацией крыла. |
|
|
||||||
В настоящее время |
применяются |
|
|
|||||
следующие типы механизации крыла: |
|
|
||||||
предкрылки,, закрылки, щитки, носо |
|
|
||||||
вые щитки, струйные (реактивные) за |
|
|
||||||
крылки, непосредственное |
управление |
|
|
|||||
пограничным |
слоем. |
|
|
механиза |
|
|
||
Перечисленные средства |
|
|
||||||
ции увеличивают коэффициент подъем |
|
|
||||||
ной силы: а) |
путем увеличения эффек |
|
|
|||||
тивной кривизны профиля; б) при по |
|
|
||||||
мощи управления пограничным слоем. |
|
установ |
||||||
П р е д к р ы л к о м |
называется небольшое крылышко, |
|||||||
ленное перед |
основным |
крылом. На фиг. 6.17, показано обтека |
||||||
ние крыла на большом |
угле атаки при неотклоненном и откло- . |
|||||||
ненном предкрылке, |
а на фиг. 6.18—кривые су {а) с предкрылком |
|||||||
и без него. Предкрылки |
могут быть |
неподвижными и подвиж |
||||||
ными, |
открывающимися автоматически под действием |
разреже |
||||||
ния, возникающего на больших углах атаки. Отклоненный пред-
87.
крылок скашивает поток, прижимая его к верхней поверхности крыла и затягивая при этом появление срыва потока. Кроме того, воздух, выходящий из сужающейся щели, с большой скоростью сдувает пограничный слой на верхней поверхности крыла, что также препятствует раннему отрыву пограничного слоя. Постановка предкрылка по всему размаху крыла значи
тельно увеличивает не только величину су тах, |
но и величину акр . |
|||
На современных |
самолетах применяются концевые предкрылки, |
|||
^__________ |
. |
располагающиеся на |
конце крыла, ко- |
|
7 |
торые |
используются |
для улучшения |
|
|
|
поперечной устойчивости и управляе |
||
г d |
|
мости |
на больших углах атаки. |
|
|
|
|
|
|
З а к р ы л к о м называется отклоняющаяся вниз хвостовая часть крыла. Закрылки могут быть различных типов (фиг. 6.19): простые (/), щелевые (2), подвесные (3), выдвижные (4). На фиг. 6.20 приведены кривые су (а) для крыла с закрылком и без него. При отклонении закрылка увеличивается эффективная кривизна профиля, что приводит, к увеличению подъемной силы крыла. При наличии профилированной щели между , крылом и закрылком воздух, выходящий из нее, сдувает пограничный слой закрылка, предотвращая этим самым ранний срыв с верхней поверхности крыла.
Щ и т о к представляет собой пластинку, расположенную вдоль размаха у задней кромки, вплотную примыкающую к нижней по- • верхности крыла. Щиток может быть простым или со скользящим шарниром. Отклонение щитка приводит к увеличению подпора на нижней поверхности крыла и появлению зоны разрежения между щитком и крылом, в результате чего происходит отсос пограничного слоя с верхней поверхности крыла и предотвращение раннего срыва пограничного слоя (фиг. 6.21). Щиток со скользящим шарниром дает большее приращение су , так как, сдвигаясь назад при отклоне нии, увеличивает еще и эффективную площадь крыла. .
Аэродинамические характеристики крыла со щитком качественно имеют такой же вид, как характеристики крыла с закрылком.
Н о с о в ы е |
щ и т к и (фиг. |
6.22) применяются на тонких остро |
||
носых крыльях современных |
самолетов. Их действие аналогично |
|||
действию предкрылков. |
|
|||
У с т р у й н ы х (ре |
|
|||
а к т и в н ы х ) |
з а к р ы л |
|
||
к ов отклоняющиеся щит |
|
|||
ки или закрылки заменены |
|
|||
струей воздуха, |
которая |
|
||
направляется из |
щели |
на |
|
|
крыле вниз под некоторым |
|
|||
углом. К эффекту обычной |
|
|||
механизации |
крыла |
у |
|
|
струйных закрылков |
до |
Фиг. 6.21 |
||
бавляется эффект реакции |
||||
вытекающей |
струи, |
что |
|
|
приводит к дополнительному возрастанию подъемной силы крыла. Струя реактивного закрылка, производя эжектирующее действие, из меняет картину давлений
|
на крыле, в результате че |
|||
|
го |
коэффициент |
подъем |
|
|
ной |
силы |
крыла |
может |
|
значительно возрасти. |
|||
|
На некоторых -самоле |
|||
|
тах применяется непосред |
|||
Фиг. 6.22 |
ственное |
у п р а в л е н и е ' |
||
п о г р а н и ч н ы м |
сло- |
|||
вании (фиг. 6.23) или в отсосе |
е м, заключающееся в сду |
|||
(фиг. 6.24) пограничного слоя, что |
||||
способствует безотрывному обтеканию на больших углах атаки.
Фиг. 6.24
К средствам механизации относятся в прерыватели потока (интерцепторы), представляющие собой выдвигаемые пластинки, установленные вдоль размаха крыла. На некоторых летательных аппаратах прерыватели используются как средство управления.
69