Главная Проектирование самолета 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 [ 61 ] 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 Рис. 14.4. Образование ложки в зависимости = 1 - концевое сечение (~8 %); 2 - корневое сечеиие ( - 14 %); 3 - ложка ; Л, В - срыв потока ц ,от S На рис. 14.4 показано протекание зависимости величины продольного момента стреловидного крыла по углу атаки а. При увеличении углов атаки крыла до угла щ кривая (а) имеет отрицательный наклон, характеризующий устойчивое поведение самолета. При появлении срыва на конце крыла {а = ai) несущие свойства концов крыла с дальнейщим увеличением углов атаки не растут, а несущие свойства корневых участков крыла увеличиваются (там срыва нет), поэтому пикирующий момент крыла начинает уменьщаться. Кривая (а) приобретает положительный наклон (на кривой появляется ложка ), и самолет становится неустойчивым по углу атаки. С дальнейщим увеличением углов атаки, когда срывное обтекание охватывает больщую часть крыла, отрицательный наклон кривой может восстановиться. Появление срыва потока на прямом крыле приводит к тому, что после достижения Суах происходит резкое падение Су, а линейное протекание зависимости Су (а) сохраняется до Су, близких к Су max.- На стреловидном крыле после появления срыва потока на концах начинается отклонение протекания Су (а) от линейного, но еще продолжается рост Су до сшах, падение Су после Сутц,- происходит медленнее. Чем больше угол стреловидности крыла %, тем раньше начинается отход зависимости Су (а) от линейной и тем плавнее изменение величины Су в зоне сшах- Сама величина Су max подчиняется уСЛОВИЮ Cymaxx>0 = Cj/maxx = 0COSX. (14.28) Большое влияние на Суах оказывает сжимаемость воздуха. Для современных умеренно толстых профилей (с = 10 ... 15 %), которые имеют турбулентный тип срыва, влияние сжимаемости начинает сказываться уже при числах М = 0,2 ... 0,3. Углы атаки, при которых еще только начинается отрыв на хвостике профиля, т. е. когда на профиле появляется зона сверхзвуковых скоростей при Су = О, заканчивающаяся скачком уплотнения, почти монотонно убывают по числам М до нуля при М = Мкрит- 14.2.3. Конструктивные мероприятия по повышению несущих свойств стреловидных крыльев , Для повышения величины Суах стреловидных крыльев и увеличения величины Cj, on, соответствующей началу нелинейности в зависимостях (а) или Су (а) (в целях уменьшения ве- личины ложки и сдвига ее на большие значения а), при аэродинамической компоновке крыла могут быть проведены следующие мероприятия. 1. Создается аэродинамическая крутка крыла путем установки на концах крыла вогнутых профилей, обладающих высоким значением стах. и установки в корне крыла малонесущих профилей с уплощенной верхней поверхностью и даже с отрицательной вогнутостью. При такой компоновке крыла пунктирная кривая Сушах (2) на рис. 14.3 меняет свой наклон: ее правая часть поднимается, а левая часть (соответствующая корневым профилям) опускается. При увеличении Су всего крыла кривая распределения Су мести (2), поднимаясь вверх, касается кривой Суах () где-то в середине полуразмаха: срыв начинает развиваться в средней части крыла при значительно больших значениях Су ах крыла, ложка в кривой (а) уменьшается и (или) сдвигается в сторону больших значений углов атаки. 2. Создается геометрическая крутка крыла с установкой концевых сечений крыла на некоторый отрицательный угол (носик профиля вниз) относительно корневых сечений. При увеличении Су крыла и а концевые сечения позже подходят к тем местным углам атаки, при которых с этих сечений может начаться срыв, и суммарный Су крыла при этом растет по сравнению с плоским крылом. Следует отметить, что при изгибе стреловидного крыла в полете под влиянием аэродинамической нагрузки происходит закручивание концов крыла в сечениях по полету, как это показано на рис. 14.5. 3. Для уменьшения вредного влияния отекания пограничного слоя к концам крыла на верхней поверхности крыла устанавливаются перегородки, образующие вихри. 0,02-0045 Перегородк Рис. 14.5. Изменение углов атаки сечений стреловидного крыла при изгибе крыла в плоскости хорд: А - вид иа крыло в плоскости изгиба; / - ось жесткости и плоскость чистого изгиба крыла (без кручения аэродинамическими силами); 2 - изогнутая плоскость хорд; 3 - положеииесечеииядоизгиба; 4 - положение сечения после изгиба; Ф - угол крутки сечения крыла при изгибе которые препятствуют преждевременному отрыву пограничного слоя (рис. 14.6). Вместо перегородок на крыле может создаваться скачкообразное изменение хорд с изменением профиля носка крыла ( клюв ). В районе клюва создается вихрь, который также препятствует преждевременному отрыву пограничного слоя; дополнительное сопротивление при этом (по сравнению с перегородками) уменьшается, так как исключается трение воздуха о поверхность перегородок. Вредное действие отрыва пограничного слоя может быть уменьшено при установке одного или двух рядов турбулизаторов, представляющих собою отдельно установленные перпендикулярно поверхности крыла обтекаемые профили-лопатки. Турбулизаторы создают за собой вихри, перемешивающие пограничный слой со свежим потоком и увеличивающие его кинетическую энергию, предотвращая преждевременный срыв потока. 14.2.4. Сопротивление крыла Из курса Аэродинамика самолета известно, что суммарное лобовое сопротивление крыла может быть представлено уравнением поляры самолета Сх = С;,о + cci = С;,о + Оо4. (14-29) где со - коэффициент вредного лобового сопротивления; с; - коэффициент индуктивного сопротивления; Do - коэффициент отвала поляры. Коэффициент вредного лобового сопротивления может быть представлен в виде (14.30) где ср - коэффициент профильного сопротивления; - коэффициент волнового сопротивления, возникающий на скоростях полета, превышающих Мрит; Схр = 2с/ л (1 + Зс) [1 + Б(5М - 3)] + 0,001/щ, (14.31) где Су. ПЛ - коэффициент трения плоской пластины. 0,455 1-JCn + -хТТ; (14.32) (I-f 0,IM2)2/3(lgRe)2-58 Re3/8 / SoM - относительная площадь омываемой части крыла, ом ~ 1 интпф! пф - относительная площадь подфюзеляжной части крыла; инт - коэффициент интерференции, имеющий следующие значения: Схема ..... Высокоплан инт....... 0,9 Среднеплан Низкоплан 0,7 0,5 гщ - относительная суммарная длина (размах) щелей на крыле (между крылом и элеронами, крылом и закрылками и т. п.); Re - число Рейнольдса; - относительная координата на хорде профиля точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, 10 . х = mm Ух1-\-х) или у XcXf, Здесь Хс и Xf - относительные координаты местоположения максимальной толщины и вогнутости профиля; бцр - относительная хорда предкрылка. ft = 5 + ll,3 + 0,6M(l-0,25M)] 2,2 - 0,084 1 4- 0,312М J где /loi - средняя высота бугорков шероховатости поверхности крыла, /1ш (5 ... 15)-10 м. Волновое сопротивление на околозвуковых скоростях можно определить по формуле Схк - 2яХ(с)2со5Хс / м-м 2 4-х (с)/з cashc крит М - м Крит - м. Крит J (14.33) где Хо - стреловидность по линии максимальных толщин; Мкрит - критическое число М для крыла при Cj, = О [см. (14.5)]; М. 1С -число М, соответствующее с:вшах. X шэх X шах COS 3(с 1 + 0,4-[2-A-(c)/3cos2/3xo])- (14.34) соз2/Ззсс Волновое сопротивление на сверхзвуковых скоростях (М > 11М)1(,+(С-1)Ф1, (14.35) где йдр = 1 для ромбовидного профиля; йцр = 4/3 для профиля, образованного дугами окружности; йдр = 3 ... 4 для дозвукового профиля; ф= 14-0,I6(X/M2-1-Xtgxc) I о при КМ- l<tgXo- Таким образом, вредное лобовое сопротивление может быть определено по (14.30) с помощью зависимостей (14.31) и (14.33) или (14.35) во всем диапазоне чисел М полета. Более того, эти за- висимости включают геометрические параметры крыла (с, к, %, f и др.), что позволяет использовать их при определении оптимальных параметров самолета. i Индуктивное лобовое сопротивление крыла также можно рассматривать состоящим из двух видов сопротивлений: вихревого и волнового. Первое имеет место на всех скоростях полета, второе - на околозвуковых и сверхзвуковых. На малых скоростях индуктивное сопротивление определяется выражением с.1=л- (14-36) эф несш где А-дАнеож - эффективное удлинение крыла в несжимаемом потоке [см. (14.2)]. В условиях закритического обтекания (по числам М) в околозвуковом диапазоне скоростей, когда сказывается сжимаемость воздуха (при М > Мкрит) (14.37) эф. сш где определяется по (14.3). Для крыльев со сверхзвуковыми передними кромками индуктивное сопротивление с, = 4/с, (14.38) где соответствующая производная с определялась ранее. В случае дозвуковых передних кромок для крыльев стреловидных и других форм в плане индуктивное сопротивление с учетом подсасывающей силы может быть определено с помощью выражения Cxi = (y/ci - IrCr, Ст - коэффициент подсасывающей силы. ее реализации. Для острых передних кромок т ных 1т = 0,8 ... 1,15. Коэффициент подсасывающей силы (14.39) It - коэффициент = о для скруглен- Ст = £2 (к) где Е (к) и т - см. выражение (14.27). Обратную величину эллиптического интеграла Е (к) можно аппроксимировать выражением Е~ (к) - arccos к+ + arcsin к). Тогда коэффициент индуктивного сопротивления крыльев с дозвуковыми передними кромками при полете на сверхзвуковых скоростях определится выражением Сг, = у L 1 -I (14.40) О 0,5 1.0
1,0И Рис. 14.7. Оптимальная форма срединной поверхности [крыла с аэродинамической и геометрической круткой (пример) Следует заметить, что подсасывающая сила может быть частично реализована и на профиле с острым носком, если только он будет отогнут вниз на угол, несколько превышающий угол атаки крыла на данном режиме полета. С этой целью для повышения максимального аэродинамического качества на стреловидных и треугольных крыльях применяют так называемую коническую крутку крыла (см. рис. 10.3). Такая крутка эффективна на околозвуковых скоростях; на больших сверхзвуковых скоростях она может дать некоторое снижение максимального аэродинамического качества. Для того чтобы обеспечить минимальное индуктивное сопротивление, необходимо применять крылья с неплоской срединной поверхностью. Закон изменения срединной поверхности у = у (х, z) или крутки крыла определяется при решении вариационной или экстремальной задачи на минимум индуктивного сопротивления при заданных изопериметрических условиях и условиях связи, определяющих либо только заданную подъемную силу (ш1п cj при Су = const), либо силу и нулевой продольный момент при заданной степени продольной статической устойчивости (ш1п ct при Су = const и то = -тСу = const). На рис. 14.7 представлен один из возможных законов крутки для неплоской срединной поверхности, состоящей из аэродинамической f (г) и геометрической ф {z) круток крыла. Выбор оптимальной крутки крыла является актуальной задачей не только при проектировании крыльев сверхзвуковых тяжелых или пассажирских самолетов, но и при проектировании дозвуковых и околозвуковых самолетов со стреловидными крыльями. Из выражения максимального качества Кщс/. = \ф. сук1Сха следует, что для его повышения необходимо подбирать удлинение, форму в плане и крутку крыла, но также тщательно подбирать форму профилей и их распределение по крылу, так как за счет этого можно значительно уменьшить Cjco, без этого немыслимо освоение околозвуковой зоны скоростей. На величину Кт и оказывает влияние продольная балансировка самолета, особенно на сверхзвуковых скоростях полета (см. разд. 8.1.2). |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |