Траекторные углы 6 страница

Видно, что при том же , как и в 1. величина существенно больше, т.е. потери в скачке снижают давление на нижней поверхности. При этом нужно учесть, что при увеличении угла атаки будут возрастать сами потери в скачке уплотнения.

Теория показывает, что для уменьшения интенсивности скачка уплотнения нужно обеспечить косой скачок, который возникает у тонких, слабо искривленных заостренных тел при малых углах атаки и при малых углах клина или конуса.

Клин – двумерное течение, похожие тела – крыло, оперение.

Конус – трехмерное течение – тела типа фюзеляжей, круглых воздухозаборников.

Теоретические связи приводятся в литературе.  

Ферри

Теоретические и прикладные методы расчета при сверхзвуковых скоростях для компоновки самолета в целом не являются надежными, необходима продувка моделей в АДТ.

2,0

1,2

1,0

0,8

M

1) дозвуковая скорость

Вид кривой :

95% Л.А. – скорости дозвуковые – пассажирские, транспортные

5% Л.А. – скорости сверхзвуковые – истребители

~ 0,5% Л.А. – скорости трансзвуковые – спец. Л.А.

скачок

Нас интересует диапазон дозвуковых скоростей: . Как показывают исследования при уже есть какая-то доля . Она возникает вследствие местных скачков уплотнения, обусловленных наличием отдельных зон сверхзвукового обтекания при общей дозвуковой скорости полета.

0,9

1,5

1,2

0,1

отрыв потока

M =0,9

	M =0,75		1,7

Перемещение скачка на верхнюю поверхность крыла и далее вперед можно объяснить повышением давления в задней части профиля, т.к. за профилем (торможение потока, ).

Распределение давления

			верх		x				M =0,8		скачок

“-”

Сверхкритические профили

- Если: возрастает число

- возрастает - относительная толщина профиля

- 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.

0,95

1,7

1,0

1,5

0,9

1,0

1,2

0,9

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.

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 .

			Но профилю крыла нужна большая толщина у современных лайнеров

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 .

Профиль обычного типа  

M =0,8

M =1,2

Сверхкритический профиль  

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.

			Верх

Геометрия профилей

Обычный профиль Сверхкритический профиль

средняя линия

0,02

хорда

симметричная часть

средняя линия

			симметричная часть						симметричная часть

Контуры средних линий и симметричных частей профилей являются предметом глубокой отработки в теории и эксперименте. У всех фирм – это главная коммерческая тайна.

Необычная форма сверхкритического профиля приводит к ряду трудностей конструкторского и технологического плана. В целом можно сказать, что крыло будет тяжелее, особенно механизация на тонкой задней кромке.

2-й семестр

Основные геометрические параметры крыла

Относительная толщина крыла

в корневом сечении

в концевом сечении

в среднем сечении

Рис. 71.

Форма крыла в плане.

Форма крыла в плане оказывает большое влияние на аэро­динамические, массовые и жесткостные характеристики, как самого крыла, так и всего самолета.

На рис.71-73. изображены различные формы крыльев в плане. Наиболее распространенными для современных самолетов являются прямые, стреловидные и треугольные крылья.

К прямым относятся крылья, не имеющие стреловидности или имеющие малый угол стреловидности . В подавляющем боль­шинстве такие крылья имеют трапециевидную форму в плане и большое удлинение. Пределом для применения прямых крыльев принимается число М=0,6.

Для околозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростей поле­та, в диапазоне чисел М=0,8-1,8, широко применяются стреловидные крылья средних и малых удлинений. Стреловидность крыла позволяет значительно увеличить М и снизить сопротивление самолета.

Треугольные крылья, в которых хорошо сочетаются положительные аэродинамические свойства стреловидности, малой относительной тол­щины и малого удлинения, нашли широкое применение на сверхзвуко­вых самолетах с числами М=1,7 и выше. Несмотря на малые относитель­ные толщины треугольные крылья, в связи с большими размерами хорд, могут иметь сравнительно большие значения строительной высоты и внутренних объемов, что облегчает компоновку и обеспечивает массо­вые и жесткостные преимущества треугольных крыльев по сравнению с крыльями другой формы в плане. Недостаткам треугольного крыла явля­ется снижение С из-за малого удлинения.

Для самолетов больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скорос­тей требуются крылья со сложной формой в плане, зависящей от ско­рости и назначения полета. Примерами таких крыльев являются крылья с переменной стреловидностью, примененные на самолете Ту-144 и воздушно-космическом самолете системы Space Shuttle.

Взлетная масса, кг

Рис. 74. Зависимость относительного выноса крыла от массы самолета:

1 — реактивные; 2 — винтовые; 3 — реактивные тре­нировочные;

4 — с подносным крылом; 5 — сверхзву­ковые транспортные

   

- максимальная высота корневого сечения [м]

- угол стреловидности по линии хорд

- геометрический полуразмах [м]

Дата добавления: 2015-05-23