Траекторные углы 4 страница

Рис. 32.

Полагаем, что известно преобразование преобразующее окружность в профиль. По теореме Жуковского результирующе подъёмная сила нормальна к набегающему потоку и равна

(28)

Величина циркуляции при полностью потенциальном обтекании (пренебрежем толщиной вытеснения пограничного, слоя и толщиной спутной струи) как показано выше, для цилиндра равна

(29)

Подставляя (29) в (28) получаем

При этом угол между истинным направлением потока и направлением потока, когда подъемная сила равна нулю переходит в угол α+δ,где:

α- угол атаки

δ - эквивалентный угол, и учитывающий подъёмною силу от кривизны.

Сопоставляя эту формулу (принимая в качестве для профиля единичной ширины - рис. 56) с обычной формулой для подъёмной силы,

(30)

Получаем

(31)

Сравнение результатов данной теории с экспериментом приведено на
рис. 25. (стр. 78, Эшли).

(32)

прямая линия

при

							x

В полученных формулах величина связана с относительной кривизной профиля (см. рис. 24 выше). Значения относительной кривизны колеблются в широких пределах. В значительной мере величина связана с необходимостью получения определённого отношения коэффициентов подъёмной силы и сопротивления, которое называется качеством

(33)

Чем больше кривизна, тем больше подъёмная сила (теоретически), но тем сильнее сказываются вязкие эффекты, срыв потока в задней части профиля, тем больше сопротивление . Обычно макс, кривизна оптимизируется в зависимости от требований к аэродинамическому качеству и скорости полёта:

для сверхзвуковых скоростей

для дозвуковых самолётов (M=0,75-0,82)

для взлетной конфигурации

для посадочной конфигурации

Величина в зависимости от кривизны профиля крыла приближённо оценивается по полуэмпирической формуле Мунка (будет дальше).

Расчёт и построение зависимости

Для приближённого построения зависимости необходимо определить величины , , , как это показано на рис. 34.

Рис. 34.

Значения находятся с помощью графиков рис. 18, 19, 20, представляющих собой осреднение экспериментальных данных по большому числу профилей, приведённых в [2], [4].

Для приближённого определения С без учёта влияния сжимаемости используется формула Мунка:

(34)

- берется из рис. 33б.

	0,99	0,87	0,5	0,125	0,005
	1,25		32,5	15,7	6,0

Рис. 35.

Как видно из рис. 35. на практике зависимость при больших углах атаки существенно отклоняется от прямой линии и имеет максимум. Это обусловлено влиянием вязкости и отрыва потока, вследствие чего, в первую очередь зависит от критерия вязкости - числа Re. Было показано, что в большинстве случаев с увеличением числа Re, возрастает. Однако для более полной оценки этого прироста необходимо знать также основные связи с геометрическими характеристиками профиля и крыла в целом.

Величина имеет очень большое значение, так как от нее рассчитываются допустимое в летной эксплуатации значения с учётом нормированных коэффициентов безопасности:

Взлёт

Посадка

Крейсерский полёт

Угол атаки, при котором подъемная сила достигает максимального значения, называется критическим углом атаки . Для большинства профилей (для крыльев малых удлинений значительно больше).

Падение подъемной силы на закритических углах атаки объясняется срывом пограничного слоя с верхней поверхности профиля.

Точка отрыва ламинарного слоя  

Рис. 36. Обтекание профиля крыла на больших углах атаки

Вследствие положительного градиента давления на диффузорном участке профиля на верхней поверхности происходит отрыв турбулентного слоя в задней точке отрыва, что также ведет к падению .

Следовательно, при небольших числах величина обусловлена отрывом ламинарного пограничного слоя. С увеличением числа точка перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный смещается назад и, следовательно, происходит отрыв уже турбулентного пограничного слоя, зона срыва уменьшается и растет.

Для тонких профилей с и профилей с острым носком изменение числа практически не влияет на , так как у таких профилей отрыв потока происходит вблизи передней кромки на малых углах атаки.

Для большинства современных профилей значение лежит в пределах 0,7-1,5 (меньшие цифры для тонких симметричных профилей, большие – для толстых профилей с большой кривизной).

Определённые таким образом величины . Hа разных режимах играют в свою очередь решающую роль при оценке допустимых скоростей полета при взлете и посадке (что влияет на длину ВПП, т.е. на условия ба­зирования самолёта), а также крейсерского качества и следовательно, расхода топлива, дальности полёта в крейсерском режиме - основных показателей ЛТХ.

Пути увеличения .

Основным направлением увеличения является воздействие на область срыва потока, а также увеличение кривизны сечений крыла.

На крейсерских режимах, где относительная кривизна профиля и её рас­пределение по хорде определяются требованиями , основной путь увеличения - воздействие на срывные зоны главным образом не на конкретном профиле, а по всему размаху крыла. Основные конструк­тивные элементы для такого воздействия - вихрегенераторы, турбулизаторы перегородки, перепуск воздуха, выдув и отсос пограничного слоя.

При взлетно-посадочных режимах, когда требования к величине аэродинамического качества значительно слабее, чем при крейсерских режимах (например, для двухдвигательного самолета при взлете в настоящее время необходимо обеспечить около 11 из условий взлёта с одним отказавшим двигателем, в то время как в крейсерском полете значения , составляют 17,5 - 19,0 соответственно для CMC и ДМС), увеличение обеспечивается за счет отклонения взлетно-посадочной механизации, которая в крейсерском полёте находится в убранном положении.

Механизация крыла даёт большое дополнительное сопротивление, а поэтому углы отклонения механизации при взлёте меньше, чем при посадке, т.к. нужно обеспечить меньшее сопротивление, в связи с тем, что взлёт идет с увеличением скорости и высоты в отличие от посадки.

Механизация крыла воздействует на обтекание по трем направлениям:

1) "отодвигает" срыв потока на большие угла атаки и большие значе­ния путём подвода дополнительной энергии в пограничный слой. Для этой цели служат профилированные щели, которые образуются при отклонении механизации крыла, при этом поток начинает перетекать через щели из области повышенного давления (нижняя поверхность) в область повышенного давления (верхняя поверхность). Щели спрофилированы так, чтобы вытекающая из них струя была направлена по касательной к верхней поверхности, а сечение щели должно сужаться плавно для увеличения скорости потока (рис. 37).

Рис. 37.

Аналогичный эффект дает выдув на верхнюю поверхность крыла воздуха из щелей, подаваемого от специального компрессора (рис.29). Такой способ выгоднее, так как не происходит потери вследствие перетекания воздуха с нижней поверхности на верхнюю, однако требует дополнительных весовых и энергетических затрат.

Рис. 38.

Места расположения щелей определяются распределением давления по верхней поверхности. Типичный вид его при больших углах атаки представлен на рис. 39. Характерным является значительный пик разряжения в носовой части и два ярко выраженных участка с повышенным положительным градиентом давления. Как показано выше, именно на этих участках возможно зарождение срыва потока. Энергичная струя, вытекающая из щелей, воздействует на те зоны профиля, где сообщает дополнительную энергию "вялому" пограничному слою и препятствует отрыву потока.

			I-я щель

Рис. 39. Распределение давления и расположения щелей

2) При выпуске механизации существенно изменяется кривизна профиля.

В крейсерском полете =1-2% (для околозвуковых самолётов), а в посадочной конфигурации достигает =10-14% хорды. Как было показано, при увеличении кривизны возрастает , т.е. кривая сдвигается вверх. Однако увеличение кривизны ведёт к росту положительного градиента давления в задней части профиля, что несколько снижает вследствие более раннего отрыва, несмотря на наличие щелей. Главное влияние на кривизну оказывает отклонение закрылка, кривые с отклоненной механизацией имеют вид: (рис. 40)

3) Увеличение площади крыла за счет выдвижения элементов механизации.

			Рис. 40.

Формы сечений основных типов механизации и сравнение их эффективности представлены в табл. №1. Примерные компоновки крыла c механизацией некоторых пассажирских самолетов приведены на рис. 4 - 7.

Таблица № 1 [1];[5];[6]

	Механизация	Конфигурация механизации	для		(взлет)
­­1	Простой щиток			0,80	7-8	0,23	1,7
	Поворотный закрылок		35-40	0,90	7-8	0,12	3,4
	Однощелевой закрылок		40-45	1,18	8-9	0,13	3,0
	Двухщелевой закрылок		45-50	1,40	8-9	0,18	4,7
	Трехщелевой закрылок		45/60	1,60	7-8	0,23	6,2
	Закрылок Фаулера			1,60	11-12	0,15	4,7
	Двухзвенный закрылок Фаулера		40/55	2,00	9-10	0,20	6,0
	Предкрылок		25-35	0,95	-	0,05	1,5
	Щиток Крюгера		65-75	0,60	-	оре	-
	Отклоняемый носок		20-25	0,40	-	0,03	2,4

Примечания:

1) Табличные значения соответствуют крылу:

2) Методика расчета конкретного крыла с механизацией приведена в курсе лекций “Аэродинамическое проектирование”.

Энергетические методы увеличения

M=0,2  

В начале о влиянии чисел Re и М на протекание кривой .

Энергетические методы

Обдув крыла струей двигателей

Обдув снизу

					генераторы вихрей открываются на взлете и посадке

Дата добавления: 2015-05-23