Распределение давления

верх

x

“-”

“+”

M =0,8

скачок

“-”

M =0,2

низ

x

“+”

Риc. 67.

— обычный профиль

– – сверхкритический профиль

Чтобы уменьшить или убрать скачок нужно уменьшить скорости по верхней поверхности крыла. Для этого существует ряд способов изменения геометрии профиля крыла, что привело к массовому внедрению так называемых сверхкритических профилей, позволивших на 30-35% улучшить экономичность транспортных самолетов.

коэффициент

давления

Сверхкритические профили

- Если: возрастает число

- возрастает - относительная толщина профиля

h

b

-

возрастает относительная кривизна профиля обычного типа

средняя линия – монотонная кривая (выпуклая, вогнутая)

- возрастает угол атаки

То:

- скачок уплотнения смещается вперед к носку профиля

- скорости потока на верхней поверхности растут

- интенсивность скачка растет

- зона отрыва потока за скачком увеличивается

Все это приводит к росту и при дозвуковом полете . Причина – местное увеличение скорости потока до сверхзвуковой в отдельных зонах крыла.

0,9

1,0

1,2

1,5

0,9

1,0

1,7

0,95

M =0,8

0,9

M =0,8

M =0,8

M =0,8

M =0,8

M =0,8

0,9

1,0

1,1

1,2

0,85

Критическим числом профиля называется число свободного потока, при котором достигается звуковая скорость в точке минимального давления. Это чисто теоретическое понятие – вовсе не значит, что при в этой точке возникнет скачок уплотнения.

При изоэнтропическом течении скачок вообще не возникает, в других случаях (см. рис.) скачок сдвигается к задней кромке, до него происходит дополнительный разгон потока в сверхзвуковой зоне.

принимается при

При происходит обычное сжатие потока, согласно условиям Прандтля-Глауэрта.

M

0,5

A

B

находится экспериментально

Принято, что в крейсерском полете число не должно превышать

10% =

1,0

При постепенно нарастают скачки уплотнения и растет , особенно быстро, когда за скачками – отрывы потока.

Чтобы лететь при большом числе , т.е. увеличить нужно в первую очередь уменьшить скорость на верхней поверхности профиля, где образуется скачок

Для этого верхний контур профиля должен иметь небольшую

кривизну – как у тонкого профиля с .

M =1

1,05

1,1

1,15

1,2

Но профилю крыла нужна большая толщина

у современных лайнеров

M =0,8

“подрезка”

M =0,9

условный лонжерон

Передняя часть профиля формируется с большим радиусом носка, чем у профилей обычного типа .

Задняя часть профиля сверху имеет больший “угол схода”, обычно в этом месте возникает небольшой скачок. Снизу делается “подрезка” контура, где поток расширяется, скорость его уменьшается; давление в 2 зоне “подрезки” растет, что компенсирует уменьшения разрежения сверху, вследствие падения скоростей Т.О. при одинаковой подъемной силе сверхкритический профиль за счет геометрии имеет меньше .

Сверхкритический профиль

Профиль обычного типа

M =0,8

M =1,2

M =1,7

M =0,8

Риc. 68.

M

M

обычный

сверхкритический

обычный

профиль

0,5

0,5

1,0

1,0

Риc. 69.

Очевидно, что подобный эффект может быть достигнут за счет простого уменьшения толщины обычного профиля, однако при этом будет расти вес крыла.

Наиболее наглядно прогресс профилей виден на графике распределения давления по контуру профиля.

Профиль обычного типа

(Ту 154)

”-”

Верх