ТРУДЫ
ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф. Н. Е. Жуковского
Выпуск 1695
ПРИБЛИЖЁННЫЙ МЕТОД РАСЧЕТА ОПТИМАЛЬНОГО
РАСПОЛОЖЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ МНОГОЩЕЛЕВОЙ
МЕХАНИЗАЦИИ НА КРЫЛОВОМ ПРОФИЛЕ
Ю. Г Степанов
издательский отдел наги
Москва 1975
629 735.33.015.3.025.35
КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ
Изложен приближенный метод расчета оптимального положения
элементов механизации крыловых профилей. Метод базируется на
расчетах теоретического распределения давления в плоском потоке
идеальной несжимаемой жидкости и расчетах пограничного слоя.
В основе методу лежит предположение, согласно которому каждый
элемент разрезного профиля, установленный в оптимальное положе-
ние, имеет максимальное значение коэффициента подъемной силы
fymax одновременно с другими элементами механизации. Результаты
расчетов сравниваются с экспериментальными данными. Значитель-
ное место отведено систематическим расчетам обтекания многосвя-
зных контуров. Анализируется характер влияния отдельных эле-
ментов механизации на распределение давления по всему разрез-
ному контуру.
©издательский отдел центрального
АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
имени лроф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ). 1975
ВВЕДЕНИЕ
По мере развития вычислительной техники все более совершен-
ными становятся методы расчетов обтекания тел в идеальной несжи-
маемой и сжимаемой жидкости. Так, методом вихревого слоя, разви-
тым применительно к расчетам обтекания многосвязных областей
в идеальной жидкости [1], успешно решаются задачи обтекания четы-
рех, пяти и более замкнутых областей, что практически соответствует
случаю обтекания крылового профиля с предкрылком и многощелевым
выдвижным закрылком. Параметрические расчеты обтекания много-
связных областей плоским потоком идеальной несжимаемой жидкости
удовлетворительно описывают картину влияния геометрии и положе-
ния отдельных элементов профиля с механизацией на распределение
давления по всему разрезному контуру. Кроме того, такие расчеты
позволяют произвести предварительный анализ распределения давле-
ния на отдельных элементах профиля с механизацией и в первом при-
ближении оценить суммарные аэродинамические характеристики крыла
с механизацией.
Практическое проектирование взлетно-посадочной механизации
и оценка ее наивыгоднейшего расположения относительно крыла бази-
руется на анализе экспериментальных данных. Используя вычислитель-
ную технику для расчетов обтекания многосвязных областей в идеаль-
ной жидкости и расчетов пограничного слоя, можно проводить при-
ближенную оценку эффективности механизации и, следовательно,
предварительно отбирать наиболее рациональную механизацию. Это
позволяет разумно сократить программу дальнейших испытаний меха-
низации в аэродинамических трубах.
Цель проведения настоящей работы — развитие приближенного
метода оценки эффективности механизации [2].
ВЛИЯНИЕ ПОЛОЖЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ МЕХАНИЗАЦИИ
НА РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ
Вопрос о применимости метода [2] для оценки оптимального по-
ложения механизации на профилях представляется целесообразным
связать с изучением влияния положения отдельных элементов меха-
низации крыла на распределение давления по всему разрезному кон-
туру, воспользовавшись результатами расчетов обтекания разрезного
крыла в плоском потоке идеальной несжимаемой жидкости. Такие
расчеты были сделаны для ряда крыловых профилей, спроектирован-
ных в разное время в ЦАГИ, в частности, были проведены системати-
ческие расчеты обтекания скоростного профиля со щелевым предкрыл-
)иля Р-И-14 с подвесным закрылком. Все расчеты изолированных и
«ногосвязных контуров выполнялись по стандартным программам [3],
оставленным для ЭЦВМ типа БЭСМ-3 м и БЭСМ-6.
Координаты элементов разрезного профиля 1 и их геометрические
характеристики приведены в табл. 1. Исходный профиль (механизация
^ходится в прижатом положении) и один из рассчитанных вариантов
Профиль 1 с механизацией
Таблица
Исходный ПРОФИЛЬ С.’127..			основной поофиль			предкрылок			дефлектор			ЗАКРЫЛОК		
27,%	У/Л		J7,%	о.ъоо	3,249 4,029	J7,%_ 0,50 2					~УнУ°			
0,00025 0	0,030	-0,030	0,50				7.199 11,00	3,200 7.100	0,50 2	3,799 7,199	2,000	0,50	2.000	1,500
	0,000	0	2	2,100							3,750	2	4,200	2,400
0,20	0.860	0,790	3	2,850	4,250	3	12,60	8,800	3 ‘	8,899	4,299	3	5,300	2,700
0,30	1,032	0,955	5	3,849	4,629 5,349		14,799	11,299	5	11,599	4,949	5	7,100	3,180
0,50	1,285	1,210	10	5,840			17499	16,100	7,5	14,20	5,150	10	9,899	3,200
1	1,731	1,589	15	6,799 7,440	5.849 6,220		18,350 1 8.55	19,299	10	16,40	5,049	15	11,85	3,100
2		2,360	2,090	20					10,20	15	19,70	4,099	20	13,22	2,950 I
3	2,826	2,434	25	7,900	6.519 6,690	20 _ 25	18,60	5,700 '	20	21,899	2,220	25	14,20	2,789
5	3,560	2,920	30	8,199			18,55	2,500 ।	25 1	23,449	0	30	14,65	2,590 i
7,5	4,280	3,360	35	8,439	6,780	_30_	18,20	-0,300	; зо	24,20	-2,049	35	14,799	2,380 |
10	4,837	3,663	40	8,580	6,799	_35__	17,75	-2,450	35	24,60	-3,799	40 ।	14,Ь0	2,100 1
15	5,705	4,095	45	8,620	6.780	40 |	| 17,00	-4,050 ' 40		24,50	-5,199	45	14,(0	1.950 j
20	6.328	4,372	50	8,575	6,670	45	16,10	-5,100 1 1	1 45 1	24,20	-6,180	50	13,20	1,899 j
25	6,795	4,551	55	8,400	—	50	15,20	-5,650 ।	। 50	23,40	-6,799	55	12,10	1,500
30 । 		 1	7,115 l_*		4Л2&_	60	8,119	6,230	55 65	14,05	-5,950 !	! 55	22,20	-7,050	60	10,90	1,280 }
40 50 60 _70	7,424 7,260 6,532	4,576 4,260 3,684	65 70 75	7,759 7,300 6,750	._Т_ । 5,559 5,029		12.899 "11,5’5”	-5.900 : 60 -5,5997 Ь5		20,699 [ 18,80 1	-7,090 7,949 -6,499 -5,799	65 j 9,649 70 • 8,400		1,010 '• 0/J89 ! j
						70	10,10	-5,199 । 70 ! 16,70				75_	7,050	0.789 j
	5,304	2,930	80	6,099	4,530	75	8J00	-4,599 . 75		14,399		80	5,799	0,600 
80	3,682	1,998	85	5,389	1,250	80	7,100	-3,950 |	80	11,90	-4,949	85	4,599	0,420 j
90	1,931	1,069	90	4,640	-2,149	85	5,599	-3,100	85	9,349	-3,849	90 ‘	3,399	0,300 1
95	1,042	0,608	92,5	4,259	-2,500	90	4,050	-2,200	90	; 6,650	-2,700	92,5	2,799	0,220
91	0.691	0,429	95	3,879	-2,640	95	2,500	-1,100	95	3,849	-1,449	95	2,200	0,200
100	0,150	0,150	97,5	3,499	-2,650	97,5	1,780	-0,600	97,5	2,400	-0,800	97,5	1,600	0,180
1рофиля с отклоненной механизацией показан на фиг. 1. Положение
тредкрылка, дефлектора и закрылка задается относительно основной
«асти разрезного профиля тремя параметрами: установочным углом о
между хордой основного профиля и собственной хордой предкрылка
дефлектора, закрылка); параметрами h и d, характеризующими гео-
метрию щели между двумя соседними элементами разрезного профиля,
тричем А —величина щели на срезе задней кромки предкрылка (основ-
юго профиля, дефлектора), d— величина перекрытия одного элемента
1рофиля другим (см. фиг. 1).
Координаты исходного профиля 2, предкрылка и основного про-
филя приведены в табл. 2. В табл. 3 даны координаты профиля Р-П-14
с подвесным закрылком того же профиля, в табл. 4 —координаты
профиля Р-Н-12 с предкрылком. Положение предкрылка и закрылка
для этих профилей определяется относительно основного профиля
(фиг. 2) так же, как для профиля 1.
Влияние угла установки элемента механизации о на распределение
давления p=f(x) можно проследить на примере расчетов обтекания
/«—исходный профиль 1; б—профиль 1 с механизацией; /—предкрылок; 2—основной профиль;
3—дефлектор; -/-закрылок
Фиг. 1
профиля 1 с механизацией. На фиг. 3—5 показано теоретическое рас-
пределение давления по разрезному профилю, соответствующее раз-
личным значениям установочных углов предкрылка, дефлектора и за-
крылка. В первой серии расчетов (см. фиг. 3) было зафиксировано
положение дефлектора и закрылка, а угол установки предкрылка 8пр
изменялся в диапазоне от —35° до —45° При этом величина и место
щели между предкрылком и основным профилем оставались неизмен-
ными, т. е. Лпр = const, dnp= const. Из графиков видно, что эпюры дав-
ления на основном профиле и предкрылке значительно деформируются,
а на дефлекторе и закрылке практически не изменяются. Следова-
тельно, циркуляционное обтекание предкрылка вызывает местное ска-
шивание потока лишь в передней части основного профиля, приводя-
щее к уменьшению пиков разрежения, ослаблению градиентов давле-
ния и, в конечном счете, к затягиванию отрыва пограничного слоя
на основном профиле до больших углов атаки. Это основной эффект
работы предкрылка. В то же время вместе с уменьшением угла откло-
нения предкрылка 8пр пики разрежения и градиенты давления на самом
2-942
5
Таблица 2
Профиль 2 с предкрылком
Исходный ПРОФИЛЬ С-12*4. }жд.-1,5%.р«НП			Основной профиль			Предкрылок		
		~У#/°			~Ук^		У В,%	-у«,Ъ
0,250	-0.990 |2,400		0,250	-1,140	2,500	0,250	1,900	1,640
0,50	-0,620	2,660	0,50	-0,700	2.720	0,75	2,570	2,950
1	-0,060	2,870	1	-0,100	2,780	1	2,960	3,470
1,5	0,370	2,880	1,5	0,420	2,840	1,5	3,610	4,330
2,5	1,090	2,870	2,5	1,300	2,890	2,5	4,680	5,720
5	2,400	2,860	5	2,900	2,960	5	6,630	8,370
2,5	3,500	2,870	7,5	4,100	3,050	7,5	8,050	10,59
10	4,300	2,950	10	4,900	' 3,200	10	9,12p	12,19
12,5	4,900	3,090	12,5	5,600	3,380	12,5	9,940	<2,81
15 ।	| 5,400	i 3,2 80	15	6,000	3,570	15	10,57	12,31
20	i 6,120	3,670	20	6,700	i 3.930	17,5	<1,05	10,82
25	I 6,600	3,990	25	7,юо !	I 4,200	20	11,42	8,810
30	7,000	4,210	30	7,400 ! 4,390		30	12,06	1,940
40	7,400	4,380	40	7,600 ! 4,490		40	11,78	-0,473
50	7,200	4,170	50	7,300 • 4,240		50	10.90	-1,730
ьа	6,300	3,610	60	6,300	3,360	60	9,570	-2,480
20 25	4,900 4,060	2,820 2,380	70 75	4.900J 4,140 j	p2,920 2,520	70 75	7,770 6,690	-2,590 -2,420
80	3,240	1,900	80	3,430	2,120	80	5,560	-2,120
85	2,460	1,420	85	2,720	1,710	85	4,490	-1,700
90	1,670	0,950	90	1,980	1,300	90	3,360	Г 1,190
92,5	1,250	0,730	92,5	1,620	1,100	92,5	2,810 -0,920	
95	0,820	0,500	95	1,240	0,890	95	2,240	-0,630
97,5	0,410	0,260	97,5	0,830	0,630	97,5	1,700	-0,340
предкрылке быстро увеличиваются и, следовательно, приводят к отрыву
пограничного слоя с предкрылка. Ниже будет показано, что существует
такое промежуточное положение предкрылка, которое одновременно
обеспечивает наибольшее приращение подъемной силы и максимально
увеличивает критический угол атаки профиля с предкрылком.
На фиг. 4 приведены эпюры давления на профиле 1 с механиза-
цией, соответствующие различным углам отклонения закрылка (о3 =
= 25оч-45о) при фиксированном положении предкрылка и дефлектора.
Величина и место щелей между элементами механизации при этом
остаются неизменными. Отклонение закрылка эквивалентно в извест-
ном смысле увеличению кривизны профиля. При этом на верхних по-
верхностях разрезного профиля наблюдается увеличение давления
разрежения по всей хорде каждого элемента, расположенного перед
закрылком. На самом закрылке увеличивается носовой пик разреже-
ния. На нижних поверхностях эпюры давления становятся более на-
полненными. Такая деформация распределения давления при отклоне-
нии закрылка происходит в широком диапазоне углов атаки.
Определенный интерес представляет третья серия расчетов этог
же профиля, иллюстрирующая характер влияния положения дефлек
тора на обтекание разрезного профиля в целом (см. фиг. 5). Положе
ние предкрылка и закрылка оставалось неизменным, а угол установи
дефлектора Вдеф изменялся от —20° до нуля. При этом эпюры давле
ния на предкрылке и основном профиле изменялись в том же направ
лении, что и при отклонении закрылка, но в .меньшей степени. Н
поверхности дефлектора наблюдается существенная перестройка эпюрь
давления._ Максимальное разрежение давления /?min и градиент давле
ния dpldx растут, а сам пик перемещается к носку дефлектора. Облает!
положительного давления на нижней поверхности дефлектора увели
чивается. В то же время пики разрежения и градиенты давления ш
закрылке уменьшаются, т. е. воздействие дефлектора на обтекание
закрылка в этом смысле эквивалентно воздействию предкрылка не
обтекание основного профиля. Это обстоятельство используется i
дальнейшем при разработке расчетной схемы метода оценки оптималь
ного положения элементов механи-
зации для сложных систем механи-
зированных профилей.
Характерная особенность обте-
кания профилей с закрылками заклю-
чается в том, что при изменении уг-
ла атаки набегающего потока эпюры
давления на закрылках, а также сум-
марные аэродинамические харак-
теристики изменяются слабо (фиг. 6
и 7). Это объясняется тем, что
при обтекании разрезного профиля
закрылок (в данном случае двух-
звенный) располагается в поле кри-
волинейного потока за основным
профилем. Поэтому истинный угол
атаки закрылка в скошенном потоке
за основным профилем слабо зави-
сит от направления набегающего
Таблица 3
Координаты профиля Р-11-14
(=>**< /шм =4%
Х,7.		-л.%		7/Л-	
97,5	о,ооо	0,200	45	9,630	2,600
95	1,100	0,300	40	10,40	2,800
92,5	11,610	0,400	35	10,80	2,900
90	! 2,140	0,600	30	]1£1	3,000
85	3,1 ЬО	0,800	25	11,00	2,990
80	4,150	1,130	20	10,80	2,940
75 ;	5,080	1,350	15	10,00	2,850
70	5,990	1,600	10	8,530	2,670
65	6,880	1,800	5	6,010	2,400
60	_7,71£		2	3,650	р?о
55	8,480	2,250	1	2,370	1,300
50	9,190	2,460	0,5	1,450	0,900
Таблица Координаты профиля Р-11-12 7ш.х = 3,43%						4
Основной ПРОФИЛЬ			Прбдкрылок			1
7, %	л,%	~УнУ°		7/,%		
94,80	0,583	0,172	97,5	2,040	-0,390	
91,50	1,177	0,353	95	3,040	-1,240	
88,20	1,770	0,527	92,5	3,960	-1,970	1
81,50	2,930	0,823	90	4,890	-2,660	1
74,80	4,000	1,120	85	6,520	-3,920 i	
68,20	5,063	1,410	80	8,030	-4,870	i
54,80	6,990	1,910	75	9,450	-5,550	
48,20	7,870	2,130	70	10,74	-5,900	
41,50	8,570	2,326	60	12,90	-6,190	
34,80	9,100	2,480	50	14,46	-6,050	
28,20	9,420	2,560	40	15,34	-5,160	
21,50	9,430	2,560	30	15,38	-2,150	
18,00	9,200	2,530	25	15,03	-0,075	
14,00	8,760	2,480	20	14,32	2,850	
10,00	7,940	2,400	15	13,10	4,850	
8,90	7,560	2,390	12,5	12,25	7,550	
8,00	7,200	2,370	10	11,23 । 1	1	11,50	
6	6,210	2,270	7,5	10,00 i	12,675	
4	4,840	2,160	5	8,590	12,50	
2	3,120	1,920	2,5	6,380	8,300	
0,800	1,710	1,714	1,5	4,980	6,250	
0,400	1,040	1,610	1,0	4,050	4,950	
0,132	0,352	1,530	0,5	2,812 1 3,500		
0	-0,472	0,472	0,25	1,350 1 2,240		
потока вдали от профиля, а связан лишь с углом отклонения самого
закрылка и геометрией основного профиля.
Определенный интерес представляет рассмотрение влияния протя-
женности и ширины канала между элементами разрезного профиля
на распределение давления по профилю в целом. Такое расчетное
исследование было проведено для крылового профиля 2 с предкрыл-
ком (см. фиг. 2) при фиксированном угле его установки. На фиг. 8
представлены результаты расчетов обтекания профиля с предкрылком,
когда ширина щели между задней кромкой предкрылка и носком
а =12°; 6Пр = - 38е
Фиг. 8
основного профиля изменялась от 0,5 до 4%. Угол установки пред-
крылка оставался при этом фиксированным (Зпр = const). Расчеты пока-
зали, что эпюры давления на предкрылке деформируются весьма суще-
ственно как на верхней, так и на нижней поверхности. При увеличении
щели давление разрежения /?ш1п и область положительного давления бы-
стро уменьшаются. На основном профиле зона изменения распределения
давления ограничивается носком контура, где вместе с увеличением значе-
ний Лпр монотонно возрастают пики разрежения pmin и градиенты_давления
dpldx. Анализируя характер поведения зависимостей р = /(л), можно
сделать вывод, что деформация эпюр давления на предкрылке и основ-
ном профиле может происходить до некоторых предельных значений,
обусловленных степенью взаимного влияния основного профиля и пред-
крылка. Так, в частности, эпюра давления на основном профиле при
увеличении Лпр приближается к эпюре давления, соответствующей
12	__________________________
изолированному основному профилю. Видно, что параметр Лпр является
достаточно сильным и его изменение оказывает такое же влияние,
как изменение установочного угла предкрылка Зпр, хотя и в меньшей
степени.
Рассмотрим результаты систематических расчетов обтекания про-
филя с предкрылком, когда изменяется величина dnp, характеризую-
щая степень выдвижения предкрылка, при фиксированных значениях
^пр И ^пр*
а =12°; Опр =-38°; Лпр = 2%
Фиг. 9
Проанализируем случай выдвижения предкрылка в рабочее поло-
жение и соответствующее этому выдвижению изменение в распреде-
лении давления по двухсвязному контуру. Зафиксируем значения устано-
вочного угла предкрылка (опр =—38°), угла атаки несущей системы (а=$ °)
и величину щели между задней кромкой предкрылка и носком основ-
ного профиля (Лпр = 2%).
На фиг. 9 представлено распределение давления на профиле с пред-
крылком, когда величина dnp изменялась от 4-4 до —1%. На нижней
поверхности по мере выдвижения предкрылка область положитель-
ного давления увеличивается. Очевидно, эпюра давления на предкрылке,
в целом, стремится к некоторому своему предельному состоянию, со-
ответствующему обтеканию изолированного предкрылка.
Отметим одну особенность в обтекании задней кром^ предкрылка
при больших положительных значениях ^пр. Зависимости р =/(х), соот-
ветствующие этим случаям, свидетельствуют о существенном разреже-
нии на нижней поверхности предкрылка в области его задней кромки
(см. фиг. 9), что обусловлено характером течения в сужающемся криво-
линейном канале. И хотя в реальном случае наличие вязкости, вероятно,
ослабит эти всплески давления разрежения, тем не менее при проек-
тировании предкрылка необходимо учитывать столь значительные
перепады давления, возникающие в области задней кромки предкрылка
при его выдвижении.
Распределение давления на основном профиле изменяется в основ-
ном в носовой части его верхней поверхности. С выдвижением пред-
крылка пик разрежения pmin уменьшается от некоторой предельной
величины, соответствующей случаю обтекания изолированного исходно-
го профиля (предкрылок прижат), до минимального значения (prain^ —2,6)
при^пр^О—1%, а затем вновь увеличивается*. Можно полагать, что,
как и ранее, эпюра давления на основном профиле будет деформиро-
ваться до некоторого предельного состояния, соответствующего обте-
канию изолированного основного профиля, т. е. до тех пор, пока
влияние предкрылка на основной профиль перестанет быть ощутимым.
Аналогичное расчетное исследование было проведено для случаев
обтекания различных крыловых профилей со щелевым закрылком.
В частности, были проведены систематические расчеты обтекания про-
филя Р-П-14 с подвесным закрылком того же профиля (см. фиг. 2).
Не вдаваясь здесь в подробный анализ распределений давления, соот-
ветствующих различным положениям закрылка относительно основного
профиля, отметим лишь сходные по характеру с изложенными выше
закономерностями изменения распределения давления при варьировании
параметров d и ht определяющих геометрию канала между основным про-
филем и закрылком. В качестве иллюстрации на фиг. 10 приведены
теоретические эпюры давления на профиле с закрылком, установлен-
ным в трех положениях, различающихся лишь степенью выдвижения
закрылка (d3 = 1, 2, 3%).
Проанализировав характер изменения распределения давления на
разрезном профиле в зависимости от положения элементов механиза-
ции, можно отметить некоторые закономерности в обтекании много-
связных контуров в плоском потоке идеальной несжимаемой жидкости.
Во-первых, циркуляционное обтекание предкрылка в системе раз-
резного профиля приводит к ослаблению пиков разрежения и градиен-
тов давления только в области носка основного профиля, в то время
как отклонение закрылков приводит к изменению распределения дав-
ления на всех элементах разрезного контура.
Во-вторых, характер обтекания закрылка слабо зависит от угла
атаки а и определяется, в основном, геометрией основного профиля
п значениями параметров о3, d3 и Л3, определяющих положение закрылка
и форму канала между закрылком и основным профилем.
В-третьих, влияние дефлектора на обтекание основного профиля
и предкрылка проявляется аналогично воздействию закрылка и, на-
оборот, по своему воздействию на обтекание закрылка дефлектор
эквивалентен предкрылку.
Элементы разрезного профиля можно условно разделить на три
группы в зависимости от вида их функциональной деятельности в си-
стеме многосвязного контура: это элемент типа предкрылка, элемент
типа закрылка, элемент, функционирующий одновременно как предкры-
Ниже будет показано, что величина //пр = 0-ь 1 % близка к оптимальной и мо-
жет быть выбрана в качестве первого приближения для расчетной оценки оптималь-
ного положения предкрылка относительно основного профиля.
14
Профиль Р-П-14% с подвесным закрылком
а = 0; о3 = 40°; Л3 = 1 %
Фиг. J0
лок или закрылок по отношению к другим элементам. Так, к третьей
группе, может быть отнесен дефлектор. Такое разбиение элементов
механизации, обусловленное характером взаимного влияния, оказы-
вается удобным при использовании приближенного метода [2] для
оценки оптимального положения элементов разрезного крыла сложных
многозвенных систем механизации.
ПРИБЛИЖЕННЫЙ МЕТОД ОЦЕНКИ ОПТИМАЛЬНОГО ПОЛОЖЕНИЯ
ЭЛЕМЕНТОВ МЕХАНИЗАЦИИ НА ПРОФИЛЕ
Механизация, как известно, предназначена для регулирования подъ-
емной силы, критического угла атаки и аэродинамического качества
несущей системы в зависимости от режима полета самолета. Механиза-
ция используется, в основном, на трех режимах полета — взлетный ре-
жим, режим маневрирования и посадка. Иногда механизация приме-
няется на режиме высотного полета. В настоящей работе основное
внимание уделялось режиму посадки, при котором аэродинамическое
качество самолета не является столь определяющим, как, например,
подъемная сила и критический угол атаки.
Подъемная сила и критический угол атаки несущей системы увели-
чиваются путем выдвижения и отклонения элементов механизации в
некоторое рабочее положение, обусловленное режимом полета. Поло-
жение элементов механизации относительно основной части крыла,
при котором реализуется наибольшая подъемная сила несущей системы,
обычно называют наивыгоднейшим, или оптимальным*
* На режимах взлета положение элементов механизации выбирается с тем рас-
четом, чтобы при необходимом увеличении подъемной силы несущей системы значе-
ние лобового сопротивления оставалось минимальным. Естественно, что в этом случае
оптимальное положение элементов механизации будет другим.
15
В основе излагаемого ниже приближенного метода оценки опти-
мального положения элементов механизации для профиля лежит пред-
положение, согласно которому каждый элемент разрезного профиля,
установленный в оптимальное положение, достигает максимального
значения коэффициента подъемной силы гутах одновременно с другими
элементами механизации. Таким образом, предполагается, что опти-
мальному положению механизации профиля соответствует такая кон-
фигурация несущей системы, при которой каждый элемент разрезного
профиля работает в режиме своего сутах, и что на основной части
профиля и элементах механизации имеются развитые срывные зоны,
соответствующие критическому режиму обтекания*
Как уже отмечалось выше, для оценки оптимального положения
механизации используются расчеты теоретического распределения дав-
ления и отрыва пограничного слоя. Для приближенного расчета места
отрыва потока на элементах разрезного профиля использовался доста-
точно простои приближенный метод расчета пограничного слоя
Л. Г Лойцянского [4]. Формпараметр пограничного слоя /, характери-
зующий степень близости пограничного слоя к состоянию отрыва, в
этом методе имеет вид
dll' [• — b— 1 J—
/= —dx,
“ о
где /, w, а', х — безразмерные величины; и, и' — скорость и ее произ-
водная на внешней границе пограничного слоя; а, b — коэффициенты,
характеризующие состояние пограничного слоя. Для ламинарного по-
граничного слоя а = 0,46, £ = 5,75, для турбулентного — а = 0,6, b = 4,8.
Процедура вычисления формпараметра пограничного слоя была
существенно упрощена в результате использования ряда допущений.
Во-первых, предполагалось, что переход ламинарного пограничного
слоя в турбулентный происходит в точке, где коэффициент давления
p = pmin; во-вторых, допускалось, что толщина потери импульса о**
в точке перехода ламинарного участка пограничного слоя в турбулент-
ный сохраняется постоянной; наконец, в-третьих, в работе рассматри-
валось обтекание многосвязных областей, соответствующее достаточно
большим числам Re, причем предполагалось, что отрыв пограничного
слоя при су = су тах всегда турбулентен. Необходимо отметить, что
расчеты внешнего обтекания проводятся для идеальной жидкости,
в связи с чем влияние отрывной зоны на распределение давления и,
следовательно, на положение точки перехода и точки отрыва погра-
ничного слоя не учитывается. Это существенное допущение. В даль-
нейшем эта часть расчета может быть усовершенствована благодаря
более точному определению точки отрыва турбулентного погранич-
ного слоя с учетом влияния на распределение давления срывной зоны
и числа Рейнольдса.
Отрывное значение формпараметра /отр для турбулентного погра-
ничного слоя изменяется от —2 до —3. Однако в работе [4] указано,
что для приближенной оценки точки отрыва пограничного слоя J3TO
обстоятельство не является принципиальным, поскольку величина df[dx
в области отрыва приобретает сравнительно большие значения и раз-
ница при выборе хотр незначительна. В данной работе для определен-
ности было принято /отр = — 2.
* Имеется в виду наличие хвостовой зоны отрыва потока, соответствующей
•обтеканию при а = акр.
16
Излагаемый приближенный метод выбора оптимальной конфигура-
ции разрезного контура носит полуэмпирический характер. При его
использовании необходимо задать некоторые экспериментальные дан-
ные. Это, прежде всего, критический угол атаки каждого элемента
механизации. Расчетная схема метода становится более точной, когда
известны основные аэродинамические характеристики каждого изоли-
рованного элемента разрезного крыла. Здесь имеются в' виду случаи,
когда элементы механизации состоят из уже известных крыловых про-
филей, изолированно испытанных в аэродинамических трубах. В случае
использования щелевого закрылка, геометрия которого при проекти-
ровании может быть выбрана соответствующей профилю с известными
характеристиками, это условие удается соблюсти, однако чаще дело
обстоит иначе. Например, при использовании предкрылка или много-
звенного закрылка подобрать сходные в геометрическом отношении
профили с известными аэродинамическими характеристиками удается
сравнительно редко. В связи с этим приходится применять упрощен-
ную расчетную схему в зависимости от вида и геометрии исследуемой
механизации профиля.
В настоящей работе детально рассмотрены две расчетные схемы,
позволяющие приближенно оценивать оптимальное положение различ-
ных видов щелевой механизации.
Рассмотрим расчетную схему, применяемую в случаях, когда эле-
менты механизации представляют собой известные крыловые профили
с известными аэродинамическими характеристиками. Обратимся к за-
даче об определении оптимального положения однозвенного закрылка.
Форма закрылка и его критический угол атаки <хкр предполагаются
известными. Величина и место щели между закрылком и хвостовой
частью основного профиля заданы, определяется наивыгоднейший угол
отклонения закрылка 83opt. Напомним, что картина обтекания закрылка
практически не изменяется при изменении угла атаки а (см. фиг. 6 и 7).
В связи с этим все расчеты можно проводить только для одного угла
атаки, например, а = 0.
Порядок расчетов для оценки оптимального положения закрылка
следующий:
рассчитывается распределение скоростейв идеальной жидкости
и определяется зависимость формпараметра /=?(х) для изолирован-
ного закрылка при его критическом угле атаки а = акр;
рассчитывается распределение скоростей в идеальной жидкости для
двухсвязного контура (основной профиль — закрылок) при различных
углах отклонения закрылка и а = 0. Далее отыскивается такой угол
поворота закрылка, при котором функция f = <р(х) для закрылка в при-
сутствии основного профиля вблизи отрывного значения /отр= —2
близка к соответствующему значению f для изолированного закрылка
при а = аКр- Иначе говоря, закрылок в присутствии основного профиля
выводится на режим ry = Cjmax. При этом происходит увеличение кри-
тического угла атаки закрылка под влиянием расположенного впереди
основного профиля.
В качестве иллюстрации эффективности рассматриваемого метода
приводятся результаты расчетов обтекания крылового профиля P-II-14
со щелевым закрылком того же профиля (см. фиг. 2). В работе [5]
показано, что максимальная подъемная сила профиля P-II-14 с закрыл-
ком достигается при 63 = 40° Как видно из фиг. 11, для этого случая
су max = 2,44 при а = 8° (аэродинамические характеристики пересчитаны
на бесконечное удлинение Х = со).
Расчеты проводились в достаточно широком диапазоне изменения
угла отклонения закрылка (В3 = 20° -ь 40°). При изменении угла откло-
Профиль P-II-14 с подвесным закрылком
а — О
Фиг. 12
18
нения закрылка параметры, определяющие геометрию щелн между
закрылком и основным профилем Л3, d3, оставались неизменными. Кри-
тический угол атаки прямоугольного изолированного крыла (закрылок
прижат) с профилем P-II-14 был известен из опытов [5] и после пере-
счета на бесконечное удлинение принят равным примерно 13°
Поведение формпараметра отрыва на закрылке существенно зави-
сит от величины о3 (фиг. 12). Из графиков видно, что при отклонении
закрылка на угол о3 = 40° отрывные, значения f становятся близкими
к соответствующим значениям f для изолированного закрылка, вычис-
ленным при акр=13°
Дальнейший анализ оптимального положения закрылка сводится
к выбору оптимальных величин h3 opt и d3 орь Для определения опти-
мальной формы щели между основным профилем и закрылком необ-
ходимо провести цикл расчетов обтекания профиля с закрылком при
о3 = 40° и различных значениях А3 и d3. Был проведен ряд расчетов,
когда ширина щели изменялась от 1 до 2%, а сама щель находилась
на расстоянии 1—3% от хвостовой части основного профиля (фиг. 13).
По поведению формпараметра отрыва f (фиг. 14 и 15) видно, что
в исследованных границах положение закрылка при о3 = const практи-
чески не влияет на характер обтекания большей части основного про-
филя и, напротив, имеет, существенное значение для обтекания самого
закрылка.
Из графиков видно, что наиболее благоприятное_ положение за-
крылка определяется следующими величинами: о3 = 40°, Л3=1 %, d3=\%.
Полученные результаты удовлетворительно согласуются с результа-
тами эксперимента [5], в котором были получены следующие значе-
ния: o3opt = 40°; A3opt « 0,8%; 23Opt= 1,13%.
Изложенная расчетная схема универсальна и может успешно при-
меняться для отыскания оптимального положения различных видов
механизации. Однако использование ее возможно лишь в тех случаях,
когда известны, по крайней мере, величины критических углов атаки
акр каждого или некоторых элементов разрезного профиля в отдель-
ности, что бывает редко. В связи с этим целесообразно применять
несколько измененную, упрощенную процедуру расчета.
Обратимся к задаче об отыскании наивыгоднейшего положения
предкрылка. Форма предкрылка и форма основного профиля предпола-
гаются известными, как и форма исходного профиля и его критиче-
ский угол атаки акр. В отличие от случая, когда используется закрылок,
здесь фиксируется положение задней кромки предкрылка относительно
носка основного профиля и определяется оптимальный угол отклоне-
ния предкрылка. Расчетная схема имеет следующий вид:
рассчитывается распределение скорости в идеальной жидкости
и определяется зависимость формпараметра /=<р(х) для исходного
профиля с прижатым предкрылком при а = акр;
рассчитывается распределе-
ние скоростей в идеальной жид-
кости для двухсвязного кон-
тура при различных значениях а
и 8пр. Затем отыскиваются такие
угол поворота предкрылка и
новое значение критического
угла атаки акр комбинации пред-
крылок— основной профиль,
при которых функции /=ср(х)
для основного профиля и для
предкрылка вблизи отрывного
значения J близки к соответст-
вующим значениям формпара-
метра для исходного профиля.
В отличие от первой рас-
Основной профиль P-II-14
о = 12е; о3 = 40°; Л3=1н-2%; rf3=1^3%
Фиг. 14
четной схемы здесь принимается еще одно допущение: предполагается,
что максимальная подъемная сила каждого элемента разрезного про-
филя достигается при определенном положении точки отрыва на пред-
крылке и основном профиле, причем положение этих точек совпадает
с положением точки отрыва на исходном профиле при а = акр.
Фиг. 15
Эффективность предлагаемого метода иллюстрируется на примере
расчетов профиля Р-П-12 с предкрылком. Положение предкрылка опре-
делялось тремя параметрами: 8пр, Лпр, dnp (фиг. 16). Хорда предкрылка
составляла 12,5% от хорды основного профиля.
Следуя расчетной схеме, заднюю кромку предкрылка закрепили.
Критический угол атаки прямоугольного крыла с исходным профилем
Р-П-12 был известен из работы [6] и после пересчета на бесконечное
удлинение принят равным 1Г (см. фиг. 16).
На фиг. 17 представлены функции/ = <р(л)для основного профиля
и предкрылка при различных углах отклонения предкрылка в случае
а = 21° Там же представлена зависимость /=<р(л), для исходного про-
филя при апр = 11°. Видно, что изменение величины 6пр, приводит к
20
перемещению точек отрыва на предкрылке и основном профиле в про-
тивоположные стороны, т. е. если зона отрыва на предкрылке умень-
шается, то на основном профиле отрыв пограничного слоя развивается
более интенсивно. Расчеты показали (фиг. 18), что при Зпр ~ — 38° форм-
параметры пограничного слоя на предкрылке и основном профиле
в области их отрывного значения близки к соответствующим значениям
7 = /отр на исходном профиле при его критическом угле атаки акр=11°.
При этом увеличение критического угла атаки Дакр составило 10°.
В работе [2] показано, что искомые значения 8npOpt~ — 38° и Дакр=10°
соответствуют единственному решению поставленной задачи.
Следующим этапом в оценке оптимального положения предкрылка
является определение оптимального положения его задней кромки
относительно носка основного профиля. При этом повторяется весь
цикл расчетов для каждого положения задней кромки предкрылка*.
Критерием оптимальности при определении наивыгоднейшего положе-
ния задней кромки предкрылка являлась величина До^р. Расчеты пока-
зали, что в рассматриваемом примере оптимальная ширина щели между
задней кромкой предкрылка и носком основного профиля составила
Лпрopt 1,8%, а относительное значение перекрытия dnp opt~0,6%. Именно
этому случаю соответствуют приведенные выше значения 8npopt и Дакр.
Сравнение данных _расчета с результатами эксперимента (8npopt =
= —43°; Anpopt = 2,2%; dnpopt = 0,4%; Дакр = 10°), изложенными в работе
[6], показало, что предлагаемый приближенный метод расчета обеспе-
чивает удовлетворительную согласованность с опытом.
* Эта часть расчета может быть существенно упрощена, если в качестве на-
чального приближения воспользоваться результатами параметрических расчетов обте-
кания профиля 2 с предкрылком.
21
Фиг. 17
22
Крылья транспортных самолетов представляют собой сложнь
механизированные несущие системы, состоящие иногда из 3—5 элеме
тов. Задача выбора оптимального взаимного расположения элементе
механизации в общем случае достаточно сложна и обычно разрешаете
в процессе многочисленных испытаний в аэродинамических трубах
летных испытаний. Однако использование вычислительных маши1
упростившее расчет обтекания в идеальной несжимаемой жидкост
многосвязных контуров, позволяет на первом этапе отработки мех
низации решить эту задачу численно.
На примере расчетов профиля 1 с механизацией, представляюще
иллюстрируется эффективность изложенного выше приближенног
метода оценки оптимального положения механизации применительн
к сложным сильнонесущим системам.
Расчеты теоретического распределения давления для профиля
с механизацией, результаты которых приведены на фиг 3—6, позволил
выяснить влияние каждого элемента механизации разрезного профил
на характер обтекания несущей системы в целом. Влияние предкрылк
распространяется лишь на обтекание носовой части основного профилз
влияние дефлектора на обтекание закрылка эквивалентно воздействие
предкрылка на обтекание основного профиля. В связи с этим задач
оценки оптимального положения предкрылка, дефлектора и закрыли
может быть разделена на две части: вначале определяется оптимально
положение дефлектора и закрылка при фиксированном положени
предкрылка и а = 0, а затем оценивается наивыгоднейшее положени
предкрылка при оптимальных положениях дефлектора и закрыли;
Порядок расчетов можно изменить, так как из расчетных и экспер!
ментальных исследований известно, что оптимальное положение пре;
крылка слабо зависит от положения закрылка, и наоборот.
Как уже отмечалось выше, рассматриваемый метод является пол]
эмпирическим, поскольку в нем используются экспериментальные да!
ные о критическом угле атаки. Поэтому при проектировании закрыли
желательно задать его в форме уже известного крылового профилз
В рассматриваемом случае форма закрылка для профиля была выбрана
близкой к крыловому профилю G6 624, аэродинамические характери-
стики которого известны [7].
Следуя второй расчетной схеме, изложенной выше, вначале можно
определить оптимальное положение дефлектора и закрылка при про-
извольном положении предкрылка. На фиг. 19 приведены зависимости
/=<р(л)при а = 0 для закрылка (83 = 55°) и дефлектора (Бдеф=ЗО°). Там же
Фиг. 20
приведена зависимость /=<р (х) для изолированного закрылка при
акр = 13° Видно, что зависимости формпараметров в области их отрыв-
ных значений мало различаются. Это свидетельствует о том, что и деф-
лектор, и закрылок выведены на свой режим £,, = Сушах в поле течения
за основным профилем. Для определения оптимальных размеров щелей
между элементами закрылка и основным профилем было проведено
несколько циклов расчетов, в результате которых были получены оп-
тимальные величины: г/деф = 0,5%, Лдеф = 1,5%, 53 = 2%, Л3= 1,5%.
24
Аналогично определяется оптимальное положение предкрылка
Для сокращения расчетного времени при оценке оптимального поло-
жения предкрылка расчеты обтекания были проведены для двухсвяз-
ного контура, соответствующего комбинации из основного профиля
(закрылок прижат) и предкрылка. На фиг 20 представлены зависимости
/=₽Ф(л) для изолированного исходного профиля (предкрылок, дефлек-
тор и закрылок прижаты к основному профилю) при его критическом
угле атаки <хкр= 16е, а также аналогичные зависимости для предкрылка
(опр = — 45°) и основного профиля, установленного под углом атаки
7 = 24° Из графиков видно, что здесь выполнено необходимое требо-
вание о близости зависимостей формпараметра пограничного слоя при
/= — 2. Следовательно, определены оптимальный угол отклонения
предкрылка (опр opt = — 45°) и новое значение критического угла атаки
профиля с предкрылком (акр = 24с)*
Результаты, полученные расчетным путем, удовлетворительно
согласуются с экспериментальными данными для аналогичных видов
механизации крыловых профилей, сходных по своей геометрии с про-
филем 1.
Изложенный приближенный метод расчета содержит ряд суще-
ственных допущений, которые по мере дальнейшего развития методов
расчета обтекания будут уточняться. Следует также иметь в виду,
что метод используется здесь не для определения аэродинамических
характеристик механизированного профиля (су max, &су и т п ), а лишь
для определения оптимального взаимного расположения элементов
механизации, что несколько ослабляет влияние допущений, положен-
ных в основу метода расчета. Сравнение с опытом позволяет заключить,
что данный метод расчета дает достаточно близкую сходимость с ре-
зультатами эксперимента и может быть использован для предвари-
тельного определения оптимального размещения элементов многоще-
левой механизации.
Оптимальное положение задней кромки предкрылка определялось в несколько
этапов по методике, изложенной выше.
ЛИТЕРАТУРА
I.	Павловен Г А. Методы расчета обтекания сечений
крыла идеальным несжимаемым потоком. Труды ЦАГИ, выл. J344,
1971.
2.	С е р е б р н й с к и й Я. М., Степанов Ю. Г Приближен-
ный метод оценки оптимального положения механизации на профиле.
.Ученые записки ЦАГИ’, т. 1. № 5, 1970.
3.	Блы некая А. А. Программа для расчета на ЭВМ М-20
аэродинамических характеристик крылового профиля с механиза-
цией. Технические отчеты ЦАГИ, вып. 349, 1969.
4.	Л ойцянекий Л. Г Механика жидкости и газа. М., Гос-
технздат, 1957.
5.	Красильщиков П. П. Исследование крыльев с подвес-
ными закрылками. Труды ЦАГИ, вып. 159, 1934.
6.	Новикова Н. С. Исследование прямоугольных крыльев
со щитками и предкрылками. Труды ЦАГИ, вып. 406, 1939.
7.	Rigels F. W. Aerodynamische profile. Munchen, 1958.
Ответственный редактор В. М. Титов
Издательский редактор Л. И. Шахова
Технический редактор Т. Ф. Рыкун	Корректор Л. В. Морозова
Рукопись поступила 6/VH1 1974 г. Цена 26 коп. Подписано к печати 7/Х 1975 г.
Формат бумаги 70X108i/j6— 0,75 6. л. = 2,1 печ. л. Уч.-изд. л. 2,56. Тираж 279 экз.
Т-12111	Типография ЦАГИ	Зак. 942