Траекторные углы 9 страница

Для ослабления концевого срыва применяют меры для уменьшения вредного воздействия на пограничный слой: поперек крыла (по потоку) организуют мощные вихри за счет перегородок, “запилов” и т.п. —> все это ухудшает аэродинамику и вес.

запил

 

 

 

 

зубец

+3

Рис. 78. Относительные сужения прямых, стре­ловидных и треугольных крыльев:

1 — реактивные транспортные и административ­ные самолеты;

2 —винтовые; 3 — дозвуковые с треугольным крылом; 4 — реактивные трениро­вочные; 5 —минимальное индуктивное сопротив­ление крыла без крутки; 6 — нижняя граница

Рис. 79. Типичные кривые, рас­пределения толщины и угла крутки по размаху до и после аэродинамической оптимизации [7.24]:

1 — исходный вариант; 2 — конечный вариант

Эти самолеты работают в низких скоростях в течение взлета и приземления. Самолеты как Глобемастер III С-17 используют генераторы вихря, чтобы создать поток более высокой скорости по крыльям и поверхностям контроля при этих условиях улучшить работу и управляемость.

Рис. 80 - Генераторы вихря

Рис. 80 - Генераторы вихря

Результирующее влияние - пограничный слой повторно возбуждается, что приводит к задержке отрыва потока.

vortex

generators

Рис. 81. - Генераторы Вихря на Боинге 707 Крыльев

а —прямая линия четверти хорд;

б — уменьшенная стрело­видность

внутренней части; в — увеличенная

   

   

стреловидность внутренней части

в    

Рис. 83. Упрощенная теория стреловидного крыла большого удлине­ния и бесконечного размаха:

1 — изобары; 2 — “скользящая” часть крыла;

3 — об­ласть трехмерного потока

Крылья малого удлинения КМУ

Обычно применяются на сверхзвуковых самолетах. Для увеличения угол стреловидности делается очень большим , что приводит к решению о превращении стреловидного крыла в треугольное.

Это делается из 3-х соображений:

Вихревая система КМУ

Никакая крутка здесь не поможет. Единственный путь снижения : применять очень тонкие профили, чаще заостренные, тем самым, компенсируя увеличение уменьшением .  

Однако КМУ имеют большое индуктивное сопротивление, вследствие невозможности приблизить к эллипсу. По некоторым данным распределение примерно отражает форму крыла в плане.

 

 

	h

	Формы в плане КМУ могут быть разные и не обязательно иметь большую стреловидность . В данном примере , однако это тоже КМУ, т.к. большой размах невозможен из-за роста массы.

 

Может быть сформирована вихревая система более сложная из нескольких вихрей, которые разрушаются не одновременно при возрастании угла атаки, что обеспечивает более плавное протекание в зоне срыва потока и возможность достижения , обеспечивая повышения маневренных и боевых свойств Л.А..

В основном – это крылья для истребителей (типа F-16, F-15, МИГ 29,

Су 27); в этих компоновках также можно видеть плавное сопряжение крыла с фюзеляжем (кроме F-16) – так называется интегральная компоновка, что также способствует уменьшению сопротивления , .

Крылья обратной стреловидности (КОС)

Они обладают рядом преимуществ, но также и недостатков, что сдерживает их широкое применение. Только небольшое число самолетов (истребитель F29VS, Learjet LRXX…) имеют такие крылья, но они не играют заметной роли ни в боевом потенциале США, ни в пассажирских перевозках.

а) циркуляция сразу близка к эллипсу, поэтому крылья КОС имеют меньшее индуктивное сопротивление . б) изгибающий момент в корне крыла КОС поэтому меньше, что приводит либо к уменьшению массы КОС, либо при той же массе сделать КОС большего удлинения, с меньшим .  

1) Рассмотренная выше специфика вихревой системы крыло прямой стреловидности полностью сохраняется, но картинка обратная:

Таким образом, у КОС можно обеспечить моментные характеристики, не теряя преимуществ снижения .

а) КОС – концевые сечения выходят на большой угол атаки – крутящий момент закручивает сечение в ту же сторону

Большой проблемой является дивергенция концевых сечений крыла. Вследствие упругости и КОС и обычное крыло изгибаются в полете вверх из-за стреловидности:

В качестве меры против дивергенции предлагается использовать в панелях крыла композиционные материалы со специальными свойствами: их волокна должны быть расположены так, чтобы при изгибе крыла вверх концевые сечения закручивались бы вниз (или вверх, но существенно меньше).

угол закрутки сечения  

Правило площадей

Распределение площадей поперечных сечений самолета по его длине должно быть плавным, без резких выступов и по возможности приближаться по форме к телу “Сирса-хаака”.

тело ‘’С-х’’    

			график площадей		На практике график поперечных площадей оказывается далек от оптимального. При разработке компоновки следует по возможности разносить элементы самолета по его длине, крыло, мотогондолы, оперение … В тех местах, где добавляется площадь сечения элемента нужно “поджимать” фюзеляж, придавая ему не форму цилиндра на 70% длины, как это делается сейчас из технических соображений (т.е. делать фюзеляж переменного диаметра).

Применение правил площадей в сочетании с другими мероприятиями – увеличение удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа, угла стреловидности крыла, более тонкое крыло и оперение, специальные формы зализов крыла и наплывов позволяет на таких самолетах достигать в крейсерском полете .

Поляра самолета

До сих пор рассматривались отдельно подъемная сила и сопротивление. Но есть общая формула:

(48)

Видно из рис. 85, что зависимость есть парабола 2-й степени, что справедливо до значений , когда применима линейная теория, и для чисел , когда можно пренебречь влиянием сжимаемости.

До значений (т.е. до ) поляры для предварительных расчетов могут быть построены приближенно на основании формул [например *)]. При больших и поляры получаются из продувок АДТ.

На каждой поляре величина может быть найдена графически, как на рис *)*) с помощью графика *) на полярах могут быть нанесены углы атаки. При больших меняется , , кроме того возрастает при больших , по данным рис. (см. ниже).

Если говорят о самолете, то вместо обозначения пишут или

 

0,5  

 

Теоретическая формула для справедлива только при далее в включаются другие составляющие, указанные выше.

Для сравнительных оценок применяется график , имеющий вид:

точка крейсерского полета

			0,2

Для расчета дальности полета важным показателем является аэродинамическая эффективность . Значение соответствует максимальной дальности полета. Кривая является экспериментальной по данным АДТ. Окончательная величина устанавливается в летных испытаниях, как правило, по оценкам минимального расхода топлива.

В предварительных расчетах необходимо учесть вредное сопротивление, которое образуется на Л.А. за счет неровностей поверхности (стыков, лючков, заклепок, антенн и т.п.)

(49)

Коэффициент учитывается к данным продувок в АДТ. Если получен чисто расчетным методом, то еще вводится коэффициент интерференции.

(50)

Выбор оптимальных геометрических параметров фюзеляжа

По назначению и по функциональным признакам фюзеляж представляет собой один из наиболее сложных агрегатов самолёта. Назначения его многообразны: фюзеляж служит для размещения полезной нагрузки, экипажа, оборудования, снаряжения; с другой стороны, он соединяет в единое целое важнейшие части самолёта: крыло, оперение, шасси и т.д. С возрастанием размеров и вместимости пассажирских самолетов увеличилось число возможных вариантов размещения в кабине заданного количества пассажиров с определённым уровнем комфорта. Такая функциональная сложность обуславливает необходимость оптимизации размера и формы фюзеляжа в процессе проектирования.

Определение оптимальной геометрии фюзеляжа является достаточно сложной задачей, поскольку необходимо учитывать большое число показателей, влияющих на весовые данные, аэродинамические характеристики, ЛТХ и экономические показатели самолета в целом.

Так при оценке весовых характеристик необходимо учитывать вес продольного силового набора (Офпрод), шпангоутов (Огфпп,), вырезов (Квыр), пола, окон, дверей, гермоднища, узлов сочленений и др.

Дата добавления: 2015-05-23