Подъёмная сила представляет собой полезную составляющую аэродинамической силы, которая поддерживает летательный аппарат в воздухе. Лобовое сопротивление, напротив, приводит к дополнительному расходу энергии летательного аппарата и является вредной составляющей. Таким образом, их отношение позволяет характеризовать качество летательного аппарата. Большему аэродинамическому качеству соответствует большая подъёмная сила и (или) меньшее сопротивление движению[1].
Максимальное значение аэродинамического качества для самолёта соответствует наивыгоднейшему углу атаки для осуществления планирования на максимальную дальность в спокойной атмосфере.
Аэродинамическое совершенство самолёта определяется меньшим лобовым сопротивлением при данной подъёмной силе[1].
На поляре, которая представляет собой объединённый график зависимости коэффициентов лобового сопротивления и подъёмной силы от угла атаки, аэродинамическое качество для каждого угла атаки является тангенсом угла наклона линии, соединяющей начало координат, с точкой поляры, соответствующей этому углу атаки.
В более простом представлении аэродинамическое качество можно расценивать как расстояние, которое может пролететь летательный аппарат с некоторой высоты в штиль с выключенным двигателем (если он вообще есть). Например, на планере качество обычно около 30, а на дельтаплане — 10). То есть с высоты в 1 километр спортивный планер сможет пролететь в идеальных условиях приблизительно 30 км, а дельтаплан — 10.
полёт
полёта
полёт
полёта
Аэродинамическое качество крыла
Для оценки
аэродинамического совершенства крыла
вводится понятие аэродинамического
качества крыла.
Аэродинамическим
качеством крыла называется отношение
подъемной силы к силе лобового
сопротивления крыла на данном угле
атаки:
К=
Подставив в формулу
выражения для подъемной силы Y
и лобового
сопротивления
X , получим
формулу такого вида:
Следовательно,
аэродинамическое качество можно
рассчитывать, как отношение
коэффициентов аэродинамических сил Cy
и
Cx
.
Поэтому определяющими
факторами, влияющими на аэродинамическое
качество крыла, являются:
– угол атаки,
– форма профиля,
– относительная
толщина и кривизна профиля,
– форма крыла в
плане,
– состояние
поверхности
крыла.
Величина качества
для современных самолетов может достигать
14-15,
а для планеров 45-50.
Это означает, что крыло самолета может
создавать подъемную силу, превышающую
лобовое сопротивление в 14-15 и более раз.
Аэродинамическое
качество взаимосвязано с таким понятием,
как угол
качества
(см.
Рисунок 3.14).
Угол качества
– это угол между векторами подъемной и
полной аэродинамической сил.
Из векторного
треугольника можно вывести следующую
формулу:
Величина
называетсяобратным
качеством.
Формула показывает, что между
аэродинамическим качеством и углом
качества существует обратная
связь:
чем больше аэродинамическое качество,
тем меньше угол качества, и наоборот.
Влияние угла
атаки на аэродинамическое качество
крыла. По
значениям коэффициентов CY
и
CX
строится график зависимости К
от угла атаки K=f
( α ), см.
Рисунок3.21.
Рисунок3.21
Зависимость аэродинамического качества
от угла атаки
График показывает:
-На угле атаки
нулевой
подъемной силы
К=0,
так как на этом угле атаки
.
-С увеличением
угла атаки качество крыла вначале
увеличивается, а затем уменьшается.
Максимальной
величины качество достигает на некотором
угле атаки, который называется
наивыгоднейшим αнв.
Для крыльев современных самолетов
αнв=4
8.
Увеличение качества
до угла атаки αнв
объясняется тем, что в этом диапазоне
углов атаки на крыле наблюдается плавное
обтекание, и подъемная сила растет
быстрее, чем лобовое сопротивление.
На углах атаки
больше αнв
из-за роста индуктивного сопротивления,
а также из-за срывных явлений на
поверхности крыла, подъемная сила
увеличивается медленнее по сравнению
с лобовым сопротивлением. Аэродинамическое
качество снижается.
Величина
аэродинамического качества во многом
зависит от геометрических
характеристик
крыла. С увеличением относительной
толщины и кривизны профиля качество
его уменьшается, так как профильное
сопротивление таких профилей больше,
чем для тонких и симметричных.
Величина профильного
сопротивления зависит от состояния
пограничного слоя. Уменьшить его можно
путем ламинаризации
профиля. Этого можно достигнуть путем
смещения назад (на расстояние примерно
до 50% хорды) максимальной толщины профиля
и путем отсасывания
пограничного слоя
с поверхность крыла.
Результаты
исследований показали, что получаемый
выигрыш в качестве позволяет увеличить
дальность полета примерно на 40 – 50%.
Уменьшение
сопротивления можно достигнуть путем
применения геометрической
крутки крыла.
За счет крутки общее индуктивное
сопротивление его будет меньше, качество
увеличивается.
Форма крыла в
плане и
удлинение
крыла влияет,
главным образом, на величину индуктивного
сопротивления. С увеличением удлинения
крыла индуктивное сопротивление его
уменьшается, что приводит к повышению
аэродинамического качества крыла..
Аэродинамическое
качество зависит от состояния
поверхности крыла.
Об этом нельзя забывать при выполнении
работ по техническому обслуживанию
самолетов.
Занятие №6
Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]
- #
- #
- #
- #
- #
- #
- #
- #
- #
- #
- #
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ
КАЧЕСТВО КРЫЛА
С точки зрения аэродинамики наиболее
выгодным будет такое крыло, которое
обладает способностью создавать возможно
большею подъемную силу при возможно
меньшем лобовом сопротивлении. Для
оценки аэродинамического совершенства
крыла вводится понятие аэродинамического
качества крыла.
Аэродинамическим качеством крыла
называется отношение подъемной силы к
силе лобового сопротивления крыла на
данном угле атаки
(2.17)
где Y – подъемная сила, кг;
Q – сила лобового сопротивления, кг.
Подставив в формулу значения Y и Q,
получим
(2.18)
Чем больше аэродинамическое качество
крыла, тем оно совершеннее. Величина
качества для современных самолетов
может достигать 14-15, а для планеров
45-50. Это означает, что крыло самолета
может создавать подъемную силу,
превышающую лобовое сопротивление в
14-15 раз, а у планеров даже в 50 раз.
Аэродинамическое качество характеризуется
углом
(см. Рис. 13).
или
(2.19)
Угол
между векторами подъемной и полной
аэродинамической сил называется углом
качества. Чем больше аэродинамическое
качество, тем меньше угол качества, и
наоборот.
Аэродинамическое качество крыла, как
видно из формулы (2.18), зависит от тех же
факторов, что и коэффициенты Су
и Сх, т. е. от угла атаки,
формы профиля, формы крыла в плане, числа
М полета и от обработки поверхности.
ВЛИЯНИЕ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ
КАЧЕСТВО УГЛА АТАКИ.
По известным значениям аэродинамических
коэффициентов Су и Сх
для различных углов атаки строят график
К = f ()
(Рис. 23).
Из графика видно, что с увеличением угла
атаки до определенной величины
аэродинамическое качество возрастает.
При некотором угле атаки качество
достигает максимальной величины Кмакс.
Этот угол называется наивыгоднейшим
углом атаки, наив.
На угле атаки нулевой подъемной силы
о
где Су=0
аэродинамическое качество будет равно
нулю.
Влияние на аэродинамическое качество
формы профиля связано с относительными
толщиной и кривизной профиля. При этом
большое влияние оказывают форма обводов
профиля, форма носка и положение
максимальной толщины профиля вдоль
хорды (Рис. 24).
|
|
|
|
Рис. 23 График зависимости |
Рис. 24 Зависимость аэродинамического |
|
|
|
|
Рис. 25 . Образование подсасывающей |
Рис. 26 Изменение аэродинамического |
При обтекании профилей с закругленными
и утолщенными носками на носке профиля
образуется подсасывающая сила, которая
может значительно уменьшить лобовое
сопротивление. Наибольшей величины она
достигает на углах атаки, близких к
наив,
когда подсасывающая сила может превышать
силу трения (Рис. 25).
Для получения больших значений Кмакс
выбираются оптимальные толщина и
кривизна профиля, формы обводов и
удлинение крыла.
Форма крыла в плане также оказывает
влияние на аэродинамическое качество
крыла. Для получения наибольших значений
качества наилучшей формой крыла является
эллипсовидная с закругленной передней
кромкой. Такое крыло имеет наименьшее
индуктивное сопротивление. Увеличение
удлинения крыла уменьшает его индуктивное
сопротивление (вспомним
)
следовательно, увеличивает аэродинамическое
качество.
При увеличении числа М полета
до появления волнового кризиса качество
будет незначительно возрастать (для
данного угла атаки), так как проявление
сжимаемости воздуха увеличивает Су.
С наступлением волнового кризиса
качество резко уменьшается, потому что
коэффициент подъемной силы уменьшается,
а Сх увеличивается
(Рис. 26).
Состояние
поверхности крыла (шероховатость,
волнистость, отступление от заданной
формы) влияет на величину профильного
сопротивления. Поэтому, улучшая состояние
поверхности крыла (или поддерживая ее
в хорошем состоянии), можно добиться
повышения аэродинамического качества
самолета.
ПОСТРОЕНИЕ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА
И САМОЛЕТА
ПОЛЯРА КРЫЛА
Для различных расчетов летных характеристик
крыла особенно важно знать одновременное
изменение Су и
Сх в диапазоне
летных углов атаки. Для этой цели строится
график зависимости коэффициента Су
от Сх, называемый
полярой.
Для построения поляры для данного крыла,
крыло (или его модель) продувается в
аэродинамической трубе при различных
углах атаки. При продувке для каждого
угла атаки аэродинамическими весами
замеряются величины подъемной силы Y
и силы лобового сопротивления Q.
Определив величины сил Y и Q для
данного профиля, вычисляют их
аэродинамические коэффициенты. Из
формулы подъемной силы и силы лобового
сопротивления находим:
(2.20)
Такой расчет производится для каждого
угла атаки. Результаты замеров и
вычислений заносятся в таблицу.
Для построения поляры проводятся две
взаимно перпендикулярные оси. На
вертикальной оси откладывают значения
Су, а на
горизонтальной – Сх.
Масштабы для Су
и Сх обычно
берутся разные.
Принято для Су
брать масштаб в 5 раз крупнее, чем
для Сх, так как
в пределах летных углов атаки диапазон
изменения Су
в несколько раз больше, чем диапазон
изменения Сх.
Каждая точка полученного графика
соответствует определенному углу атаки.
Название «поляра» объясняется
тем, что эту кривую можно рассматривать
как полярную диаграмму, построенную на
координатах коэффициента полной
аэродинамической силы СR
и ,
где –
угол наклона полной аэродинамической
силы R к направлению скорости
набегающего потока (при условии, если
масштабы Су и
Сх взять одинаковыми).
|
|
|
|
Рис. 27 Принцип построения поляры |
Рис. 28 Поляра крыла |
Если из начала координат (Рис. 27),
совмещенного с центром давления профиля,
провести вектор к любой точке на поляре,
то он будет представлять собой диагональ
прямоугольника, стороны которого
соответственно равны Сy
и Сх.
лобового сопротивления и коэффициента
подъемной силы от углов атаки – так
называемая поляра крыла.
Так как коэффициенты Сy
и Сх пропорциональны
аэродинамическим силам, то нетрудно
убедиться, что угол, заключенный между
векторами Сr и
Сy,
представляет собой угол качества q.
Угол качества q можно
непосредственно замерять на поляре,
построенной в равных масштабах Сy
и Сх,
а поскольку поляры построены, как
правило, на разномасштабных коэффициентах
Сy
и Сх, то
угол качества определяется из отношения
(2.21)
Поляра строится для вполне определенного
крыла с заданными геометрическими
размерами и формой профиля (Рис. 28). По
поляре крыла можно определить ряд
характерных углов атаки.
Угол нулевой подъемной силы о
находится на пересечении поляры с осью
Сх. При этом
угле атаки коэффициент подъемной силы
равен нулю (Сy
= 0).
Для крыльев современных самолетов
обычно о
=
.
Угол атаки, на котором Сх
имеет наименьшую величину Cх.мин.
находится проведением касательной к
поляре, параллельной оси Сy.
Для современных крыльевых профилей
этот угол заключен в диапазоне от 0 до
1°.
Наивыгоднейший угол атаки наив.
Так как на наивыгоднейшем угле атаки
аэродинамическое качество крыла
максимальное, то угол между осью Сy
и касательной, проведенной из начала
координат, т. е. угол качества
,
на этом угле атаки, согласно формуле
(2.19), будет минимальным. Поэтому для
определения наив
нужно провести из начала координат
касательную к поляре. Точка касания
будет соответствовать наив.
Для современных крыльев наив
лежит в пределах 4 – 6°.
Критический угол атаки крит.
Для определения критического угла атаки
необходимо провести касательную к
поляре, параллельную оси Сх.
Точка касания и будет соответствовать
крит.
Для крыльев современных самолетов крит
= 16-30°.
Углы атаки с одинаковым аэродинамическим
качеством находятся проведением из
начала координат секущей к поляре. В
точках пересечения найдем углы атаки
(и
)
при полете, на которых аэродинамическое
качество будет одинаково и обязательно
меньше Кмакс.
ПОЛЯРА САМОЛЕТА
Одной из основных аэродинамических
характеристик самолета является поляра
самолета. Ранее было установлено, что
коэффициент подъемной силы крыла Сy
равен коэффициенту подъемной силы всего
самолета, а коэффициент лобового
сопротивления самолета для каждого
угла атаки больше Сх
крыла на величину Сх вр,
т. е.
Поэтому поляру самолета можно получить
путем прибавления величины Сх
вр к Сх
крыла на поляре крыла для соответствующих
углов атаки. Поляра самолета будет при
этом сдвинута вправо от поляры крыла
на величину Сх вр
(Рис. 29). Обычно поляру самолета строят,
используя данные зависимостей Сy=f()
и Сх=f(),
полученных экспериментально путем
продувок моделей в аэродинамических
трубах. Углы атаки на поляре самолета
проставляются путем переноса по
горизонтали углов атаки, размеченных
на поляре крыла.
Определение аэродинамических характеристик
и характерных углов атаки по поляре
самолета производится так же, как это
делалось на поляре крыла.
Угол атаки нулевой подъемной силы
самолета практически не отличается от
угла атаки нулевой подъемной силы крыла.
Так как на угле
подъемная сила равна нулю, то на этом
угле атаки возможно только вертикальное
движение самолета вниз, называемое
отвесным пикированием, или вертикальная
горка под углом 90°.
|
|
|
|
Рис. 29 Поляры крыла и самолета |
Рис. 30 Поляры самолета с выпущенными |
Угол атаки, при котором коэффициент
лобового сопротивления имеет минимальную
величину (
)
находится проведением параллельно оси
Сy
касательной к поляре. При полете на этом
угле атаки будут наименьшие потери на
сопротивление. На этом угле атаки (или
близком к нему) совершается полет с
максимальной скоростью.
Наивыгоднейший угол атаки (наив)
соответствует наибольшему значению
аэродинамического качества самолета.
Графически этот угол, так же, как и для
крыла, определяется путем проведения
касательной к поляре из начала координат.
Из графика видно, что наклон касательной
к поляре самолета больше, чем касательной
к поляре крыла. А так как
(2.22)
то можно сделать вывод, что максимальное
качество самолета в целом всегда меньше
максимального аэродинамического
качества отдельно взятого крыла.
Из этого же графика видно, что наивыгоднейший
угол атаки самолета больше наивыгоднейшего
угла атаки крыла на 2 – 3°.
Рис. 31 Поляры самолета для различных
чисел М
Критический угол атаки самолета (крит)
по своей величине не отличается от
величины этого же угла для крыла.
На Рис. 29 изображены поляры самолета в
трех вариантах:
– закрылки убраны;
– закрылки выпущены во взлетное
положение (=
20°);
– закрылки выпущены в посадочное
положение (
= 45°).
Выпуск закрылков во взлетное положение
(
= 15-25°) позволяет увеличить максимальный
коэффициент подъемной силы Сумакс
при сравнительно небольшом увеличении
коэффициента лобового сопротивления.
Это позволяет уменьшить потребную
минимальную скорость полета, которая
практически определяет скорость отрыва
самолета при взлете. Благодаря выпуску
закрылков (или щитков) во взлетное
положение длина разбега сокращается
до 25%.
При выпуске закрылков (или щитков) в
посадочное положение (
= 45 – 60°) максимальный коэффициент
подъемной силы может возрасти до 80%, что
резко снижает посадочную скорость и
длину пробега. Однако лобовое сопротивление
при этом возрастает интенсивнее, чем
подъемная сила, поэтому аэродинамическое
качество значительно уменьшается. Но
это обстоятельство используется как
положительный эксплуатационный фактор
– увеличивается крутизна траектории
при планировании перед посадкой и,
следовательно, самолет становится менее
требователен к качеству подходов в
створе посадочной полосы.
Ранее нами были рассмотрены поляры
крыла и самолета для таких скоростей
полета (чисел М), когда влиянием
сжимаемости можно было пренебречь.
Однако при достижении таких чисел М,
при которых сжимаемостью уже нельзя
пренебречь (М > 0,6 – 0,7) коэффициенты
подъемной силы и лобового сопротивления
нужно определять с учетом поправки на
сжимаемость.
(2.23)
где Сусж – коэффициент подъемной
силы с учетом сжимаемости;
Сунесж – коэффициент подъемной
силы несжимаемого потока для того же
угла атаки, что и Сусж.
До чисел
все поляры практически совпадают, но
при больших числах М они начинают
смещаться вправо и одновременно
увеличивают наклон к оси Сх.
Смещение поляр вправо (на большие Сх)
обусловлено ростом коэффициента
профильного сопротивления за счет
влияния сжимаемости воздуха, а при
дальнейшем увеличении числа (М >
0,75 – 0,8) за счет появления волнового
сопротивления (Рис. 31).
Увеличение наклона поляр объясняется
ростом коэффициента индуктивного
сопротивления, так как при одном и том
же угле атаки
в дозвуковом потоке сжимаемого газа
увеличится пропорционально
Аэродинамическое качество самолета с
момента заметного проявления эффекта
сжимаемости начинает уменьшаться.
МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА
На современных самолетах с целью
получения высоких летно-тактических
характеристик, в частности для достижения
больших скоростей полета, значительно
уменьшены и площадь крыла и его удлинение.
А это отрицательно сказывается на
аэродинамическом качестве самолета и
особенно на взлетно-посадочных
характеристиках.
Для удержания самолета в воздухе в
прямолинейном полете с постоянной
скоростью необходимо, чтобы подъемная
сила была равна весу самолета – Y
= G. Но так как
то и
(2.24)
Из формулы (2.24) следует, что для удержания
самолета в воздухе на наименьшей скорости
(при посадке, например) нужно, чтобы
коэффициент подъемной силы Сy
был наибольшим. Однако Сy
можно увеличивать путем увеличения
угла атаки только до крит.
Увеличение угла атаки больше критического
приводит к срыву потока на верхней
поверхности крыла и к резкому уменьшению
Сy,
что недопустимо. Следовательно, для
обеспечения равенства подъемной силы
и веса самолета необходимо увеличить
скорость полета
.
Вследствие указанных причин посадочные
скорости современных самолетов довольно
велики. Это сильно усложняет взлет и
посадку и увеличивает длину пробега
самолета.
С целью улучшения взлетно-посадочных
характеристик и обеспечения безопасности
на взлете и особенно посадке необходимо
посадочную скорость по возможности
уменьшить. Для этого нужно, чтобы Сy
был возможно больше. Однако профили
крыла, имеющие большое Сумакс,
обладают, как правило, большими значениями
лобового сопротивления Схмин,
так как у них большие относительные
толщина и кривизна. А увеличение Сх.мин,
препятствует увеличению максимальной
скорости полета. Изготовить профиль
крыла, удовлетворяющий одновременно
двум требованиям: получению больших
максимальных скоростей и малых посадочных
– практически невозможно.
Поэтому при проектировании профилей
крыла самолета стремятся в первую
очередь обеспечить максимальную
скорость, а для уменьшения посадочной
скорости применяют на крыльях специальные
устройства, называемые механизацией
крыла.
Применяя механизированное крыло,
значительно увеличивают величину
Сумакс,
что дает возможность уменьшить посадочную
скорость и длину пробега самолета после
посадки, уменьшить скорость самолета
в момент отрыва и сократить длину разбега
при взлете. Применение механизации
улучшает устойчивость и управляемость
самолета на больших углах атаки. Кроме
того, уменьшение скорости при отрыве
на взлете и при посадке увеличивает
безопасность их выполнения и сокращает
расходы на строительство взлетно-посадочных
полос.
Итак, механизация крыла служит для
улучшения взлетно-посадочных характеристик
самолета путем увеличения максимального
значения коэффициента подъемной силы
крыла Cумакс.
Суть механизации крыла состоит в том,
что с помощью специальных приспособлений
увеличивается кривизна профиля (в
некоторых случаях и площадь крыла),
вследствие чего изменяется картина
обтекания. В результате получается
увеличение максимального значения
коэффициента подъемной силы.
Эти приспособления, как правило,
выполняются управляемыми в полете: при
полете на малых углах атаки (при больших
скоростях полета) они не используются,
а применяются лишь на взлете, на посадке,
когда увеличение угла атаки не обеспечивает
получения нужной величины подъемной
силы.
Существуют следующие виды механизации
крыла: щитки, закрылки, предкрылки,
отклоняемые носки крыла,
управление пограничным слоем, реактивные
закрылки.
Щиток представляет собой
отклоняющуюся поверхность, которая в
убранном положении примыкает к нижней,
задней поверхности крыла. Щиток является
одним из самых простых и наиболее
распространенных средств повышения
Сумакс.
Увеличение Сумакс при
отклонении щитка объясняется изменением
формы профиля крыла, которое можно
условно свести к увеличению эффективного
угла атаки и вогнутости (кривизны)
профиля.
При отклонении щитка образуется вихревая
зона подсасывания между крылом и щитком.
Пониженное давление в этой зоне
распространяется частично на верхнюю
поверхность профиля у задней кромки и
вызывает отсос пограничного слоя с
поверхности, лежащей выше по течению.
За счет отсасывающего действия щитка
предотвращается срыв потока на больших
углах атаки, скорость потока над крылом
возрастает, а давление уменьшается.
Кроме того, отклонение щитка повышает
давление под крылом за счет увеличения
эффективной кривизны профиля
и эффективного угла атаки эф.
Благодаря этому выпуск щитков увеличивает
разность относительных давлений над
крылом и под крылом, а следовательно, и
коэффициент подъемной силы Су.
На Рис. 35 показан график зависимости Сy
от угла атаки для крыла с различным
положением щитка: убранное, взлетное
щ
= 15°, посадочное щ
= 40°.
При отклонении щитка вся кривая Сущ
= f()
смещается вверх почти эквидистантно
кривой Су = f ()
основного профиля.
Из графика видно, что при отклонении
щитка в посадочное положение (щ
= 40°) приращение Су составляет 50-60%,
а критический угол атаки при этом
уменьшается на 1-3°.
Для увеличения эффективности щитка
конструктивно его выполняют таким
образом, что при отклонении он одновременно
смещается назад, к задней кромке крыла.
Тем самым увеличиваются эффективность
отсоса пограничного слоя с верхней
поверхности крыла и протяженность зоны
повышенного давления под крылом.
При отклонении щитка одновременно с
увеличением коэффициента подъемной
силы увеличивается и коэффициент
лобового сопротивления, аэродинамическое
качество крыла при этом уменьшается.
Закрылок. Закрылок представляет
собой отклоняющуюся часть задней кромки
крыла либо поверхность, выдвигаемую (с
одновременным отклонением вниз) назад
из-под крыла. По конструкции закрылки
делятся на простые (нещелевые),
однощелевые и многощелевые.
|
|
|
|
Рис. 32 Профиль крыла со щитком, |
Рис. 33 Закрылки: а – нещелевой; б – |
Нещелевой закрылок увеличивает
коэффициент подъемной силы Сy
за счет увеличения кривизны профиля.
При наличии между носком закрылка и
крылом специально спрофилированной
щели эффективность закрылка увеличивается,
так как воздух, проходящий с большой
скоростью через сужающуюся щель,
препятствует набуханию и срыву
пограничного слоя. Для дальнейшего
увеличения эффективности закрылков
иногда применяют двухщелевые закрылки,
которые дают прирост коэффициента
подъемной силы Сy
профиля до 80%.
Увеличение Сумакс
крыла при выпуске закрылков или щитков
зависит от ряда факторов: их относительных
размеров, угла отклонения, угла
стреловидности крыла. На стреловидных
крыльях эффективность механизации, как
правило, меньше, чем у прямых крыльев.
Отклонение закрылков, так же как и
щитков, сопровождается не только
повышением Сy,
но в еще большей степени приростом Сx,
поэтому аэродинамическое качество при
выпущенной механизации уменьшается.
Критический угол атаки при выпущенных
закрылках незначительно уменьшается,
что позволяет получить Сумакс
при меньшем подъеме носа самолета (Рис. 36).
|
|
|
|
Рис. 34 Профиль крыла с щитком |
Рис. 35 Влияние выпуска щитков на |
Рис. 36 Поляра самолета с убранными
и выпущенными щитками
Предкрылок представляет собой небольшое
крылышко, находящееся впереди крыла
(Рис. 37).
Предкрылки бывают фиксированные и
автоматические.
Фиксированные предкрылки на специальных
стойках постоянно закреплены на некотором
удалении от носка профиля крыла.
Автоматические предкрылки при полете
на малых углах атаки плотно прижаты к
крылу воздушным потоком. При полете на
больших углах атаки происходит изменение
картины распределения давления по
профилю, в результате чего предкрылок
как бы отсасывается. Происходит
автоматическое выдвижение предкрылка
(Рис. 38).
При выдвинутом предкрылке между крылом
и предкрылком образуется суживающаяся
щель. Увеличиваются скорость воздуха,
проходящего через эту щель, и его
кинетическая энергия. Щель между
предкрылком и крылом спрофилирована
таким образом, что воздушный поток,
выходя из щели, с большой скоростью
направляется вдоль верхней поверхности
крыла. Вследствие этого скорость
пограничного слоя увеличивается, он
становится более устойчивым на больших
углах атаки и отрыв его отодвигается
на большие углы атаки. Критический угол
атаки профиля при этом значительно
увеличивается (на 10°-15°), а Cумакс
увеличивается в среднем на 50% (Рис. 39).
Обычно предкрылки устанавливаются не
по всему размаху, а только на его концах.
Это объясняется тем, что, кроме увеличения
коэффициента подъемной силы, увеличивается
эффективность элеронов, а это улучшает
поперечную устойчивость и управляемость.
Установка предкрылка по всему размаху
значительно увеличила бы критический
угол атаки крыла в целом, и для его
реализации на посадке пришлось бы стойки
основных ног шасси делать очень высокими.
|
|
|
|
Рис. 37 Предкрылок |
Рис. 38 Принцип действия автоматического |
Фиксированные предкрылки
устанавливаются, как правило, на
нескоростных самолетах, так как такие
предкрылки значительно увеличивают
лобовое сопротивление, что является
помехой для достижения больших скоростей
полета.
Отклоняемый носок (Рис. 40)
применяется на крыльях с тонким профилем
и острой передней кромкой для предотвращения
срыва потока за передней кромкой на
больших углах атаки.
Изменяя угол наклона подвижного носка,
можно для любого угла атаки подобрать
такое положение, когда обтекание профиля
будет безотрывным. Это позволит улучшить
аэродинамические характеристики тонких
крыльев на больших углах атаки.
Аэродинамическое качество при этом
может возрастать.
Искривление профиля отклонением носка
повышает Сумакс крыла
без существенного изменения критического
угла атаки.
|
|
|
|
Рис. 39 Кривая Су =f () |
Рис. 40 Отклоняемый носок крыла |
Управление пограничным слоем
(Рис. 41) является одним из наиболее
эффективных видов механизации крыла и
сводится к тому, что пограничный слой
либо отсасывается внутрь крыла, либо
сдувается с его верхней поверхности.
Для отсоса пограничного слоя или для
его сдувания применяют специальные
вентиляторы либо используют компрессоры
самолетных газотурбинных двигателей.
Отсасывание заторможенных частиц из
пограничного слоя внутрь крыла уменьшает
толщину слоя, увеличивает его скорость
вблизи поверхности крыла и способствует
безотрывному обтеканию верхней
поверхности крыла на больших углах
атаки.
Сдувание пограничного слоя увеличивает
скорость движения частиц воздуха в
пограничном слое, тем самым предотвращает
срыв потока.
Управление пограничным слоем дает
хорошие результаты в сочетании с щитками
или закрылками.
|
|
|
|
Рис. 41 Управление пограничным слоем |
Рис. 42 Реактивный закрылок |
Реактивный закрылок (Рис. 42)
представляет струю газов, вытекающую
с большой скоростью под некоторым углом
вниз из специальной щели, расположенной
вблизи задней кромки крыла. При этом
струя газа воздействует на поток,
обтекающий крыло, подобно отклоненному
закрылку, вследствие чего перед реактивным
закрылком (под крылом) давление повышается,
а позади его понижается, вызывая
увеличение скорости движения потока
над крылом. Кроме того образуется
реактивная сила Р, создаваемая
вытекающей струёй.
Эффективность действия реактивного
закрылка зависит от угла атаки крыла,
угла выхода струи
и величины силы тяги Р. Их используют
для тонких, стреловидных крыльев малого
удлинение Реактивный закрылок позволяет
увеличить коэффициент подъемной силы
Cумакс
в 5-10 раз.
Для создания струи используются газы,
выходящие из турбореактивного двигателя.
ПЕРЕМЕЩЕНИЕ ЦЕНТРА
ДАВЛЕНИЯ КРЫЛА И САМОЛЕТА
Центром давления крыла называется
точка пересечения равнодействующей
аэродинамических сил с хордой крыла.
Положение центра давления определяется
его координатой ХД –
расстоянием от передней кромки крыла,
которое может быть выражено в долях
хорды
Направление действия силы R
определяется углом ,
образуемым с направлением невозмущенного
воздушного потока (Рис. 43, а). Из рисунка
видно, что
(2.25)
где К – аэродинамическое качество
профиля.
Рис. 43 Центр давления крыла и изменение
его положения в зависимости от угла
атаки
Положение центра давления зависит от
формы профиля и угла атаки. На Рис. 43, б
показано, как изменяется положение
центра давления в зависимости от угла
атаки для профилей самолетов Як 52 и
Як-55, кривая 1 -для самолета Як-55, кривая
2-для самолета Як-52.
Из графика видно, что положение ЦД
при изменении угла атаки у симметричного
профиля самолета Як-55 остается неизменным
и находится примерно на 1/4 расстояния
от носка хорды.
Таблица 1
|
нагрузка |
Обозначение веса (груза) |
|
Пустой Взлетный Летчик Летчик Топливо Масло в баках |
Gп Gвзл G1 G2 GT GM |
При изменении угла атаки изменяется
распределение давления по профилю
крыла, и поэтому центр давления
перемещается вдоль хорды (для
несимметричного профиля самолета
Як-52), как показано на Рис. 44. Например,
при отрицательном угле атаки самолета
Як 52, примерно равном -1°, силы давления
в носовой и хвостовой частях профиля
направлены в противоположные стороны
и равны. Этот угол атаки называется
углом атаки нулевой подъемной силы.
Рис. 44 Перемещение центра давления
крыла самолета Як-52 при изменении угла
атаки
При несколько большем угле атаки силы
давления, направленные вверх, больше
силы, направленной вниз, их равнодействующая
Y будет лежать за большей силой (II),
т. е. центр давления окажется расположенным
в хвостовой части профиля. При дальнейшем
увеличении угла атаки местонахождение
максимальной разности давлений
передвигается все ближе к носовой кромке
крыла, что, естественно, вызывает
перемещение ЦД по хорде к передней
кромке крыла (III, IV).
Наиболее переднее положение ЦД при
критическом угле атаки кр=
18° (V).
