Текст
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
КП.ПЕТРОВ
эро-
динамика
элементов
летательных
аппаратов
Москва
«МА ШИ ПОСТРОЕНИЕ»
1985
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
ВБК 39.52
пзо
УДК 629.7.015.3
Рецензенты: чл.-корр. АН СССР^ЮЛА. Рыжов и
капд. техн, наук А. Я Васильев
Петров К. П.
ПЗО Аэродинамика элементов летательных аппаратов. —М.:
Машиностроение, 1985. — 272 с., ил.
В пер.: 1 р. 40 к.
Приведены аэродинамические характеристики профилей, крыльев, фюзеляжей
и других элементов ЛА для различных режимов полета. Даны формулы для прибли-
женных расчетов аэродинамических характеристик. Рассмотрены вопросы аэроди-
намической интерференции между некоторыми частями ЛА.
Для инженерно-технических работников, занимающихся аэродинамикой и
компоновкой летательных аппаратов.
_ 360603000-210
038 (01)-85
210-85
ББК 39.52
6Т5.1
© Издательство «Машиностроение», 1985
ПРЕДИСЛОВИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Летательные аппараты относятся к той части техники,
которая особенно быстро развивается и совершенствуется. Вместе
с этим непрерывно возрастает их сложность. От начала проектиро-
вания до практического осуществления проходит, как правило,
несколько лет. Поэтому проектирование необходимо вести на основе
наиболее полного использования имеющихся данных и с учетом
перспективного развития науки и техники.
Проектирование летательных аппаратов является сложным и
многоэтапным процессом. А это означает, что ни руководства, ни
тем более отдельные статьи в периодических изданиях не могут
удовлетворить проектанта и исследователя в процессе обдумыва-
ния облика и аэродинамических особенностей летательного ап-
парата.
Известно, что хороший и надежно работающий аппарат может
быть создан только на основе использования известных и прове-
ренных частейЛоригинально «соединенных» между собой и в сово-
купности своей представляющих новое качество. Поэтому весьма
желательно располагать самыми общими сведениями из того, что
уже накоплено по аэродинамике летательных аппаратов.
Автор поставил перед собой задачу обобщения как собственных
результатов исследований, так н результатов исследований дру-
гих авторов, содержащихся в отечественных и зарубежных
изданиях.
Следует иметь в виду, что облик и аэродинамическая компоновка
летательного аппарата изменяются значительно быстрее, чем отдель-
ные его части. Поэтому автор уделяет внимание главным образом
рассмотрению небольшого количества основных частей, характер-
ных для многих летательных аппаратов. В связи с этим последова-
тельно приводятся результаты экспериментальных исследований
аэродинамических характеристик профилей, крыльев конечного раз-
маха, механизации крыла, фюзеляжа или корпуса и органов управ-
ления. Книга заканчивается изложением некоторых основных во-
просов интерференции отдельных частей летательных аппаратов.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В ней излагаются данные, полезные широкому кругу читателей и,
в частности, проектантам неаэродинамического профиля (конструк-
торам, прочнистам, технологам и т. п.), а также студентам и препо-
давателям вузов.
Содержание отдельных глав не всегда является достаточно пол-
ным в связи с ограниченным объемом книги. Однако автор надеется,
что она будет полезным пособием по аэродинамическому проекти-
рованию различных летательных аппаратов.
Автор выражает благодарность чл. кор. АН СССР Ю- А. Рыжову,
доп. А. Я. Васильеву, а также канд. техн, наук Д. А. Соркнну
и В. Д. Боксеру за ценные замечания, сделанные прн просмотре
рукописи.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
X — продольная сила
К — нормальная сила
Z — поперечная сила
Ха — сила лобового сопротивления
Уа — подъемная сила
Za — боковая сила
сх — коэффициент продольной силы
Су — коэффициент нормальной силы
— коэффициент поперечной силы
сха — коэффициент лобового сопротивления
сх проф — коэффициент профильного сопротивления
схдав — коэффициент сопротивления давления
сх Тр — коэффициент сопротивления трения
Ствол— коэффициент волнового сопротивления
Cf — коэффициент местного трения
ср — средний коэффициент трения
суа — коэффициент подъемной силы
К — аэродинамическое качество
с-а — коэффициент боковой силы
mz — коэффициент момента тангажа
— коэффициент момента рыскания
тх — коэффициент момента крена
тш — коэффициент шарнирного момента
— производная коэффициента нормальной силы по углу атаки
с^а — производная коэффициента подъемной силы по углу атаки
— производная коэффициента подъемной силы по углу отклонения руля
высоты
— производная коэффициента момента тангажа по углу атаки
— производная коэффициента момента тангажа по коэффициенту нормаль-
ной силы
с „
т— производная коэффициента момента тангажа по коэффициенту подъемной
силы
тх — производная коэффициента момента крена по углу отклонения элерона
— производная коэффициента шарнирного момента по углу атаки
w\i]H ~~ производная коэффициента шарнирного момента по углу отклонения
руля высоты
— производная коэффициента шарнирного момента по углу отклонения
элерона
— положение центра давления
— положение аэродинамического фокуса
Р — давление
Ср — коэффициент давления
Р — коэффициент относительного давления
5
www.vokb-la.spbли - Самолёт своими руками?!
Т — температура
е — угол скоса потока
— производная угла скоса потока по углу атаки
р — коэффициент торможения скорости
q — скоростной напор
р — плотность воздуха
х — отношение удельных теплоемкостей
V — скорость
Re — число Рейнольдса (число Рейнольдса, подсчитанное по характерной длине
Re/; по характерному диаметру Re^; по средней аэродинамической хорде —
R^cax и т. д.)
М — число Маха
сх -— угол атаки
Р — угол скольжения
у — угол крена
6 — угол отклонения управляющего органа или механизации
т — угол отклонения триммера
— угол отклонения стабилизатора (или угол крутки крыла)
Й — пол у у гол при вершине конуса
d — диаметр тела
D — наибольший диаметр тела
г — радиус
R — наибольший радиус
I — характерная длина
S — характерная площадь
X — удлинение
т] — сужение
X — угол стреловидности
b — хорда профиля
с — толщина профиля
f — кривизна профиля
х — расстояние в направлении продольной оси ОХ
у — расстояние в направлении нормальной оси ОК
z — расстояние в направлении поперечной оси 0Z
Индексы
К —’ крыло
фюз — фюзеляж
гон — гондола
щ — щиток
з — закрылок
пкр — подкрылок
пр — предкрылок
п. н — поворотный носок
инт — интерцептор
г, о — горизонтальное оперение
р — руль
тр — триммер
в — руль высоты
э — элерон
ш — шарнир
о. в — ось вращения
о. к — осевая компенсация
в. к — внутренняя компенсация
к. к — конструктивная компенсация
н. ч — носовая часть
ц. ч — цилиндрическая часть
к. ч — кормовая часть
п. к — передняя кромка
з. к — задняя кромка
0,25 — значение по линии 0,25 хорды крыла
б
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
0,50 — значение по линии 0,5 хорды крыла
САХ — средняя аэродинамическая хорда
сеч — сечение
мид — миделево сечение
т. о — точка отрыва
т. п — точка присоединения
ц. т — центр тяжести
дав — давление
Д — приращение
О — нулевое значение
оо — значение в невозмущенном потоке
/ — значение в струе
max — максимальное значение
min — минимальное значение
ср — среднее значение
сум — суммарное значение
б — значение по бортовому сечению
корн — значение по корневому сечению
конц — значение по концевому сечению
экв — эквивалентная величина
сж — значение при наличии сжимаемости воздуха
несж — значение при отсутствии сжимаемости воздуха
вол — значение с учетом сжимаемости
а — значение на срезе сопла
кр — критическое значение
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ВВЕДЕНИЕ
Аэродинамика или точнее аэрогазодинамнка изучает
движение воздушной среды и действие ее на тела, находящиеся
в ней. Ее принято делить на теоретическую и экспериментальную.
Это деление всегда было условным, так как познание является ком-
плексным процессом и предполагает получение данных, необходимых
в практике. Это отчетливо понимали основоположники современной
аэродинамики Н. Е. Жуковский, Л. Прандтль и другие, которые
свои теоретические решения строили на основе наблюдений процес-
сов, происходящих в природе, и всегда стремились тесно увязать
теорию с опытом в целях решения практических задач.
Теоретическая аэродинамика илн механика жидкости и газа [3 I
исследует и решает общие задачи с помощью точных и приближенных
математических приемов интегрирования основных уравнений дви-
жения, уравнений переноса тепла и других уравнений, выражающих
законы физических процессов в жидкости и газе.
Экспериментальная аэродинамика изучает физическое явление
непосредственно путем опытов. Основным вопросом эксперименталь-
ной аэродинамики является вопрос о переносе результатов опыта
(в частности, испытаний модели) на летательный аппарат в условиях
натурного полета.
Накопление фундаментальных теоретических и эксперименталь-
ных результатов, а также знания, полученные из практики проек-
тирования летательных аппаратов, раздвинули рамки аэродинамики
и привели к направлению, которое принято называть аэродинамикой
летательных аппаратов. Это направление аэродинамики, используя
данные теоретической и экспериментальной аэродинамики, решает
практические задачи исследования, проектирования и создания
летательных аппаратов различного назначения.
Следует иметь в виду, что имеет место большое многообразие
различных видов и компоновок летательных аппаратов и условий
их применения, а также быстрое их развитие н совершенствование.
Вместе с этим отдельные части или элементы этих летательных
аппаратов, такие как крыло и их профили, фюзеляжи и корпуса,
органы управления и стабилизации н другие, являются общими и
иногда различаются между собой меньше, чем компоновки самих
летательных аппаратов. Поэтому настоящая книга касается аэро-
динамики летательных аппаратов, однако в ней рассматриваются
аэродинамические характеристики отдельных частей летательных
аппаратов в том виде, в каком они обычно встречаются на практике.
8
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
tg-Re
Рис. B.I Области совместного изменения чисел Re и Мео для типичных летатель-
ных аппаратов-
у X -дозв>копай пассажирский самолет; - — — - — — сверхзвуковой самолет:
(число Re отне<ено к САХ крыла):---— гнперзвуков ой пассажирский самолет; —• — —•
орбитальный самолет (число Re отнесено к длине фюзеляжа)
Для того чтобы представить, каким режимам полета по числам
Моо и Re соответствуют различные летательные аппараты, а значит,
и их элементы, на рис. В.1 представлена диаграмма областей изме-
нения значений чисел Re и М« для типичных летательных аппаратов.
Из этой диаграммы видно, что для определенных видов летательных
аппаратов характерны отдельные области значений чисел М» и Re.
Однако области чисел и Re одних н тех же частей, но содержа-
щихся в компоновках различных летательных аппаратов, могут
быть гораздо шире, что необходимо учитывать при исследовании и
изучении их аэродинамических характеристик.
Обычно в экспериментальной аэродинамике с помощью аэроди-
намических труб, летающих моделей и других экспериментальных
средств исследуются модели летательных аппаратов и их частей
и по данным этих опытов находят безразмерные аэродинамические
характеристики. При проектировании летательного аппарата ре-
шается обратная задача. По аэродинамическим коэффициентам на-
ходятся размерные силы и моменты, действующие на летательный
аппарат и его части.
Для правильного и единообразного применения аэродинами-
ческих коэффициентов при переходе к размерным силам и моментам,
а также для правильного представления условий обтекания исполь-
зуются системы осей координат. Заметим, что для перехода от мо-
дели к натуре, необходимо еще соблюдать законы аэродинамического
подобия, сводящиеся к получению в обоих случаях одинаковых
критериев и чисел подобия.
В экспериментальной аэродинамике наиболее часто используют
две системы осей координат — связанную и скоростную. Обе системы
являются правыми и связаны с летательным аппаратом (рис. В.2).
Связанная система осей координат OXYZ, начало которой О обычно размеща-
ется в центре тяжести летательного аппарата или в условной точке, имеет про*
Дольную ось ОХ, нормальную ось 0Y и поперечную ось 0Z, связанные с летатель-
9
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. В 2. Схема скоростной и связанной
систем осей координат:
ОУ — нормальная ось; ОУД — ось подъемной
силы, ОХ — продольная ось; ОХа — скоростная
ось; OZ — поперечная ось: OZ„ — баковая ось
ным аппаратом. Продольная ось распо-
лагается в плоскости симметрии или
в плоскости, параллельной ей (если
начало координат О помещено
вне плоскости симметрии), и на-
правлена от хвостовой к носовой
части летательного аппарата. Нормаль-
ная ось располагается в плоскости сим-
метрии или плоскости, параллельной
ей (если начало координат О помещено
вне плоскости симметрии), и направ-
лена к верхней или эквивалентной
этому понятию части летательного ап-
парата. Поперечная ось располагается
перпендикулярно плоскости симметрии
и направлена к правой части летатель-
ного аппарата.
Скоростная система осей коорди-
нат OXaYa^a, начало координат О так-
же обычно размещается в центре масс
летательного аппарата или в условной
точке, имеет скоростную ось 0Ха, ось
подъемной силы 0Ya и боковую ось
0Za. Скоростная ось совпадает с воз-
душной скоростью летательного ап-
парата или со скоростью набегающего невозмущенного потока аэродинамической
трубы. Ось подъемной силы располагается в плоскости симметрии или в плос-
кости, параллельной ей, и направлена к верхней или эквивалентной этому поня-
тию части летательного аппарата. Боковая ось дополняет скоростную ось и ось
подъемной силы до правой системы координат.
При ориентации летательного аппарата относительно вектора скорости на-
бегающего потока обычно используют три угла. Угол атаки а — угол между про-
дольной осью и проекцией воздушной скорости на плоскость OXY связанной системы
осей координат; он положителен, если проекция воздушной скорости на нормальную
ось отрицательна Угол скольжения 0 — угол между воздушной скоростью и пло-
скостью симметрии летательного аппарата; он положителен, если проекция воздуш-
ной скорости на поперечную ось положительна. Угол крена у — угол между попе-
речной осью и осью OZg *, смещенной в положение, соответствующее нулевому углу
рыскания ф; угол крена положителен, если смещенная ось OZg совмещается с попе-
речной осью поворотом вокруг продольной оси по часовой стрелке.
Названия, обозначения и определения коэффициентов аэродинамических сил
и моментов, действующих в системе связанных и скоростных осей координат, при-
ведены в табл. В.1. (ГОСТ 20053—74). Там же приведены обозначения и определе-
ния коэффициентов аэродинамических сил и моментов, применявшихся в Советском
Союзе до 1975 г. (ГОСТ 1075—41), а также обозначения и определения коэффи-
циентов, используемых в США.
Пересчет коэффициентов сил и моментов из одной системы координат в другую
производится по известным из аналитической геометрии формулам поворота осей
координат на пространственные углы между ними. Чаще всего приходится пере-
считывать коэффициенты для случая симметричного обтекания летательного аппа-
рата, определяемого углом атаки а при 0=0. В этом случае формулы пересчета
существенно упрощаются.
При переходе от скоростной системы координат к связанной
cos a с уи sin ос;
Су — Cga SlTl (X —]““ СyQ COS (X.
(В 1)
* Нормальная земная система координат O^XgYgZg,начало которой Оо фикси-
ровано по отношению к Земле, ось направлена вверх по местной вертикали, а напра-
вление осей 0$Xg и OoZg выбирается в соответствии с задачей.
10
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таблица В.1
Название (ГОСТ 20058—74) Обозначение и определение (ГОСТ 20058—74) Обозначение и определение (ГОСТ 1073 — 41) Обозначение и определение США
Коэффициент НОЙ СИЛЫ Коэффициент ной силы Коэффициент пой силы продоль- нормаль- попереч- <3- 11 11 " К Л ' Ct==w Сп~ qS с, = -^- & СА = -Ц- qS CN= qS Fc tC~ QS
Коэффициент сопротивления лобового Сха~ qS C°~qS
Коэффициент ной силы Коэффициент силы Коэффициент крена Коэффициент рыскания Коэффициент тангажа подъем- боковой момента момента момента г — а- С«а ~ qS с -J2- Сга - qS Мх тх~ qSl A'ty ту ~ qSl Mz Z Сг~Js мх тх~ qSl Му tn qSl Мг . _ Fs y~ 4S “ = qSb _ Mz Cn ~ qSb My Cm~ qSb
mL Я$ЬсАХ т‘ ~ <?5&сах
П р и м е ч а н и е. В таблице приняты следующие условные обозначения:
S — характерная площадь (площадь крыльев, миделево сечение и т. n.); I — xa-
рактерная длина (расстояние от центра тяжести до шарниров руля высоты, размах крыльев и т, п.); q = —75— — скоростной напор левозмущенного потока; 6сах ~
//2
J 63 (z) dz — средняя аэродинамическая хорда крыла.
о
При переходе от связанной системы координат к скоростной
сха = сх cos а + Су sin а;
суа — — sin ct -р су cos а
(В 2)
Измеренные или полученные расчетом коэффициенты сил и моментов обычно
представляют в функции углов атаки, скольжения или крена при заданных числах
Re и Моо. При малых значениях этих углов обычно имеет место безотрывное обтека-
ние летательного аппарата и его частей и соответствующие зависимости аэродинами-
ческих коэффициентов изменяются линейно. Поэтому представляется возможным
анализировать величины аэродинамических коэффициентов по их производным
по соответствующим углам (например, dc^/dot = dmjdct— и т. д.) и рассма-
тривать их в зависимости от чисел Мею и Re.
Кроме суммарных сил и моментов, действующих на летательный аппарат и его
отдельные части, исследуется и анализируется распределение местных сил давления
по его поверхности в виде безразмерного коэффициента давления ср = (р — pw)A?-
Полученные в эксперименте или рассчитанные коэффициенты давления обычно
представляются в виде эпюр по отдельным сечениям летательного аппарата и его
частей для заданных углов се, 0, у и чисел М<» и Re.
11
-------------- www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
При определении величины момента по известным величинам аэродинамических
сил, действующих на летательный аппарат, необходимо знать положение центра
давления, т. е. точку приложения аэродинамической силы. Центром давления при-
нято считать точку пересечения линии действия результирующей аэродинамической
силы с хордой крыла или продольной осью летательцЪго аппарата. Однако поня-
тием центра давления не всегда удобно пользоваться ввиду того, что при стремлении
нормальной силы к нулю положение центра давления уходит в бесконечность. По-
этому в ряде случаев и в особенности при анализе устойчивости летательного аппа-
рата более удобно пользоваться понятием аэродинамического фокуса.
Фокусом по углу атаки является точка, расположенная на линии пересечения
плоскости OXZ связанной системы координат с плоскостью симметрии, относительно
которой аэродинамический момент тангажа остается постоянным при малых изме-
нениях одного угла атаки а. Это определение применимо к летательному аппарату,
к части летательного аппарата и к комбинации нескольких его частей. Понятие
аэродинамического фокуса по углу атаки может быть распространено на случай
угла скольжения или крена. Для летательных аппаратов, обладающих симметрией
в плоскости OXF, положение центра давления совпадает с положением фокуса.
Ниже последовательно излагаются и приводятся исследования
аэродинамических характеристик профилей, крыльев, механизации
крыла, фюзеляжей, аэродинамических органов управления и интер-
ференции между основными частями летательных аппаратов. При-
веденный в книге материал является в основном эксперименталь-
ным *, полученным в различных аэродинамических трубах как
отечественных, так и зарубежных. Естественно, что это обстоятель-
ство может сопровождаться некоторыми расхождениями в аэроди-
намических величинах.
* Исследования Г. П. Свищева, В. В. Струминского, В. Г. Микеладзе, П П. Кра-
сильщнкова, Я. М. Серебрийского, К. К. Костюка, В. Т. Жданова, Г. А. Юдина
и других, а также исследования автора.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
глава 1. Аэродинамика
профилей
1.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Аэродинамика крыльев, оперений и других близких к ним по форме
и назначению частей летательных аппаратов в большой мере определяется формой
их сечений в направлении обтекающего потока или так называемой формой профиля.
И несмотря на то, что сам профиль не является отдельной деталью летательного
аппарата, его изучение тем не менее представляет интерес. В чистом виде аэродина-
мика профиля рассматривается как аэродинамика сечения прямого крыла бесконеч-
ного размаха.
Профили, используемые при аэродинамической компоновке крыльев и опере-
ний, по своим геометрическим и аэродинамическим характеристикам могут весьма
существенно различаться в зависимости от особенностей тех задач, которые призваны
решать соответствующие летательные аппараты.
Аэродинамические характеристики профилей крыльев и оперений должны
обеспечивать летательному аппарату при заданной подъемной силе наименьшее
сопротивление и необходимую устойчивость и управляемость на всех режимах по-
лета (в том числе и ца околокритически.\ углах атаки, при которых отдельные
участки крыла или оперения могут обтекаться в условиях отрыва потока от их
поверхности). Для аппаратов с большой дальностью полета профили крыльев должны
обладать еще и высоким значением аэродинамического качества на соответству-
ющих этому полету значениях суа. Помимо отмеченных обычно возникает ряд до-
полнительных требований, предъявляемых к профил to. К таким требованиям, в пер-
вую очередь, следует отнести необходимость снижения величины момента тангажа
при подъемной силе, равной нулю, обеспечение эффективности элеронов и рулей,
расположенных на крыле или оперении и др. Кроме того, к геометрическим пара-
метрам профиля могут предъявляться требования, связанные с конструкцией, проч-
ностью и особенностями технологии (объемы, строительные высоты и пр.). Есте-
ственно, что все эти требования иногда являются весьма противоречивыми, поэтому
развитие профилей сопровождается большой их специализацией,
Следует иметь в виду, что выбор профилей и аэродинамической компоновки
крыла или оперения является взаимосвязанным процессом, так как, с одной сто-
роны, удовлетворение заданных требований может достигаться как за счет свойств
самого профиля, так и за счет формы крыла или оперения, а с другой стороны,
выбор тех или иных профилей самым существенным образом зависит от необходимой
формы крыла или оперения в связи с теми задачами, которые должен решать лета-
тельный аппарат. Так например, в соответствии с тем, на каких скоростях (дозвуко-
вых, трансзвуковых, сверхзвуковых или гиперзвуковых) и углах атаки протекают
основные режимы полета летательного аппарата, формируется его аэродинамическая
компоновка и выбираются формы и размеры отдельных частей, таких как формы
несущих и управляющих поверхностей и их профилей. В частности, в корневых
отсеках прямых и стреловидных крыльев, как правило, не могут использоваться
одинаковые профили. Это связано с тем, что вследствие различных условий обтека-
ния, профиль, пригодный для прямого крыла, оказывается непригодным Для стрело-
видного крыла. В области крыла, обслуживаемой элеронами, и для оперения целесо-
образны специальные профили, позволяющие сохранять эффективности элеронов
или рулей и благоприятное изменение шарнирных моментов. Для обеспечения без-
опасности полета самолетов с крыльями обычных и больших удлинений может при-
меняться набор профилей по размаху, имеющих различную форму. При этом кон-
цевые профили выбираются с большими значениями чем корневые профили.
Обеспечение скоростных характеристик летательных аппаратов, совершающих
полет в области трансзвуковых скоростей, обычно достигается путем увеличения
13
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 1.1. Схема геометрических параметров
профиля
значения критического числа
МНр всего аппарата и, в частно-
сти* профилей его крыла. Для
этой цели применяются профили
специальной формы* создающие
минимальные возмущения по-
тока. Обеспечение малого сопро-
тивления летательных аппара-
тов, совершающих полет только
при сверхзвуковых скоростях*
обычно достигается за счет при-
менения тонких заостренных
профилей. Во всех этих случаях основной трудностью выбора профилей является
необходимость сочетания высоких скоростных и несущих свойств.
Имеются расчетные методы, которые под заданные аэродинамические характе-
ристики позволяют определять (с последующей экспериментальной проверкой)
соответствующие геометрические параметры профиля и в конечном итоге коорди-
наты его контура. Накопленные расчетные и экспериментальные данные позволяют
создавать профили* отвечающие самым разнообразным требованиям* в том числе
и с узко направленными свойствами.
На рис. 1.1 приведена схема профиля с указанием основных геометрических
параметров, которые оказывают наиболее существенное влияние на аэродинами-
ческие характеристики. Обычно при описании геометрических характеристик про-
филя пользуются прямоугольной системой координат, у которой начало распола-
гается в передней точке (носике) профиля, а ось ОХ проходит через заднюю (хвосто-
вую) точку профиля. Ось OF направлена вверх. В этой системе координат уравнения
верхнего и нижнего контуров профиля соответственно записываются в виде
{/верх — /1 (х) и //ни ж — /г (*)•
(1-D
При этом приняты следующие названия и обозначения основных геометрических
параметров.
Хорда профиля b — линия* соединяющая две наиболее удаленные точки про-
филя, т. е. переднюю и заднюю его точки. Хорда разделяет контур профиля на две
части — верхнюю и нижнюю. Исключение составляют только сильно изогнутые
профили* у которых часть контура может оказаться расположенной по одну сторону
хорды профиля.
Угол атаки а — угол между хордой профиля и направлением проекции вектора
скорости невозмущенного потока на плоскость профиля.
Толщина профиля с — расстояние между точками контура профиля* лежащими
на перпендикуляре к хорде, с~ | //верх I + |//ниж1-
Максимальная толщина профиля С]цах“ наибольшее расстояние между точками
профиля* лежащими на перпендикуляре к его хорде.
Относительная толщина профиля с — отношение максимальной толщины про-
филя к его хорде* выраженное в процентах* с =
• 100.
Средняя линия профиля — линия* соединяющая середины отрезков | //верх I 4
4- |!/ниж|» перпендикулярных хорде в различных ее точках.
Кривизна профиля f — наибольшая ордината средней линии.
Относительная кривизна профиля f — отношение максимальной кривизны
f
профиля к его хорде, выраженное в процентах f % = -£--100.
Максимальная толщина и кривизна профиля хс и х/ — соответствующие рассто-
яния от передней точки профиля вдоль его хорды.
Радиусы кривизны в «носике» и «хвостике» профиля ги и гхв — радиусы окруж-
ностей, вписанных в носовой и хвостовой частях контура профиля.
I - Обычно профили имеют свои обозначения в различных странах. В большинстве
случаев в обозначение профиля входит сокращенное название организации* создав-
14
www.vokb-la.spb.iu - Самолёт своими руками?!
щей профиль, и ряд значений геометрических параметров профиля и, в первую
очередь, его относительная толщина *.
В качестве примера можно привести обозначения профилей, принятые в США.
Обозначение профиля содержит название организации, которая разработала про-
филь — NACA, с последующими цифрами, обозначающими основные геометрические
характеристики профиля. Для четырехзначных профилей NACA (например,
N АСА-2412) цифровые индексы обозначают следующее: 1-я цифра — кривизну
в процентах хорды, 2-я цифра — координату наибольшей кривизны в десятых долях
хорды, 3-я и 4-я цифры — толщину в процентах хорды. Для пятизначных профилей
NACA (например, NACA 23012) 1-я цифра является мерой кривизны, 2-я цифра —
удвоенная величина координаты наибольшей кривизны в десятых долях хорды
профиля, 3-я цифр а~ указывает на форму средней линии (0 — без точки перегиба,
1 — с точкой перегиба), 4-я и 5-я цифры — толщина в процентах хорды. Для шести-
значных профилей NACA (например, NACA 662-415) 1-я цифра — принадлежность
к серии, 2-я цифра — положение максимума скоростей в десятых долях хорды,
1-я цифра после дефиса — удесятиренная величина максимального коэффициента
подъемной силы (мера кривизны), 2-я и 3-я цифры после дефиса — толщина в про-
центах хорды.
Из приведенного следует, что в системах обозначения профилей могут исполь-
зоваться не только геометрические параметры, но и некоторые аэродинамические
величины в зависимости от того, с каких позиций разрабатывался профиль [43].
Если для малоспециализированных профилей представляется возхможным про-
стым пропорциональным пересчетом образовывать серии различной толщины и во-
гнутости, то при большой специализации профили, как правило, нельзя изменять
путем пропорционального изменения всех ординат. Для каждого значения толщины
и вогнутости имеется своя оптимальная форма профиля, обеспечивающая наиболее
благоприятное сочетание скоростных и несущих характеристик.
1.2. ХАРАКТЕР ОБТЕКАНИЯ ПРОФИЛЯ
И РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ ПО ЕГО КОНТУРУ
В зависимости от скорости набегающего потока, угла атаки,
формы контура и состояния поверхности характер обтекания про-
филя несущей поверхности может очень сильно различаться. В ка-
честве примера на рис. 1.2 приведены схемы обтекания при нулевом
угле атаки симметричного профиля при дозвуковых, трансзвуковых
и сверхзвуковых скоростях и соответствующие этим случаям век-
торные н координатные эпюры распределения давления по контуру
профиля.
При дозвуковых скоростях и небольших углах етаки обтекание
профиля происходит без отрыва потока от его контура. При этом
в носике профиля наблюдается область повышенного давления с ма-
ксимальным коэффициентом давления, равным ср = 1,0 ** в передней
критической точке, в которой скорость набегающего потока падает
До нуля. По мере удаления от передней критической точки поток,
обтекающий профиль, начинает разгоняться. Давление в струйках,
омывающих профиль, начинает падать, н на сравнительно неболь-
шом расстоянии от носика давление становится равным статическому
давлению невозмущенного потока (ср = 0), а местная скорость —
скорости невозмущенного потока. Дальнейшее огибание профнля
* В названии некоторых отечественных профилей перед их цифровым обозна-
чением введены буквенные обозначения, состоящие из первых букв фамилии авто-
ров, создавших эти профили.
** Точнее ср(} 1 -р 0,25
15
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 1 2. Схема обтекания симметричного профиля и распределение давления при
дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях и а - 0 и соответствующие
этим случаям векторные и координатные эпюры распределения давления по контуру
профиля
потоком воздуха приводит к еще большему его ускорению и падению
давления в струйках, обтекающих профиль. В результате этого на
большей части контура профиля образуется зона разрежения с ма-
ксимальным значением примерно в области максимальной толщины
профиля. За максимальной толщиной профиля скорость в струйках
потока, обтекающего профиль, начинает уменьшаться, в результате
чего величина разрежения постепенно убывает. В определенной точке
контура профиля коэффициент давления достигает значения ср = 0.
После этого на хвостовом участке контура профиля происходит
иарастаине давления.
По большей передней части контура профиля распределение
давления, вычисленное по теории обтекания идеальной жидкостью,
хорошо согласуется с распределением давления, полученным экс-
периментальным путем *. Заметим, что сумма проекций сил давле-
ния, подсчитанная по теории идеальной жидкости, на направление
скорости набегающего потока равна нулю, что означает равенство
нулю снл сопротивления при обтекании профиля идеальной жид-
костью. В действительности в хвостовой части контура профиля,
обтекаемого реальным воздухом, давление оказывается значительно
меньшим, чем давление, вычисленное ио теории идеальной жидкости-
Иными словами, вследствие действия сил вязкости в пограничном
слое давление в хвостовой части профиля полностью ие восстанавли-
вается. На рис. 1.2 при < МК]» пунктиром нанесена теоретиче-
ская расчетная кривая, соответствующая безотрывному обтеканию
профиля потоком идеальной несжимаемой жидкости. С хвостовой
части профиля стекает слой подторможенного воздуха, образующий
* Распределение давления, вычисленное по контуру профиля, ординаты кото-
рого увеличены на толщину вытеснения д*, хорошо согласуется с экспериментом
И при суа О-
16
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 1.3. Распределение давления по симметричному профилю NACA 0012г
/ — верхняя и нижняя поверхности при Суа — 0; 2 — верхняя поверхность при с^а — 0,2"
3 -- нижняя поверхность при с^а = 0/2
затем след за профилем. Разность между действительным давлением
и давлением, определенным по теории обтекания идеальной жид-
костью на хвостовом участке профиля, представляет собой часть
силы сопротивления. Эту часть силы сопротивления обычно назы-
вают сопротивлением давления или формы. Другая часть вызывается
силами трения воздуха, обтекающего поверхность профиля.
Наличие положительного угла атаки у симметричного профиля
вызывает увеличение разрежения на верхней поверхности и его
уменьшение на нижней (рис. 1.3). Разница давлений между верхней
и нижней поверхностями определяет величину подъемной силы
профиля. При этом критическая точка смещается из носика профиля
на нижнюю поверхность профиля при положительных углах атаки
и на верхнюю часть при отрицательных углах.
У несимметричного профиля разница между давлениями на верх-
ней и нижней поверхностях имеет место как при а = О, так и при
небольших отрицательных углах атаки, что приводит к возникнове-
нию положительных значений подъемной силы на этих углах.
Следует иметь в виду, что в безотрывном обтекании профиля
при положительных углах атаки пониженное давление (разрежение)
на верхней его поверхности оказывается значительно большим по
абсолютной величине по сравнению с повышенным давлением на
нижней поверхности. Благодаря этому аэродинамическая подъемная
сила профиля при дозвуковых скоростях создается главным образом
за счет подсоса па верхней поверхности и в меньшей степени —
за счет подпора на нижней. Это обстоятельство следует иметь в виду
при компоновке дозвукового летательного аппарата и избегать раз-
мещения на верхней стороне несущей поверхности каких-либо дета-
лей, увеличивающих подпор и уменьшающих разрежение. Заметим,
что при сверхзвуковых скоростях вклад верхней и нижней поверх-
ностей в создание подъемной силы может быть примерно одина-
ковым.
Известно, что если отсутствуют специальные турбулизнрующне
поток факторы (шероховатость поверхности, начальная турбулент-
17
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
ность набегающего потока), то в носовой части профиля имеется
ламинарный участок пограничного слоя, который на некотором
расстоянии, зависящем от величины критического числа Рейнольдса
ReHp, переходит в турбулентный пограничный слой. При опреде-
ленных углах атаки в зависимости от состояния пограничного
слоя (ламинарный или турбулентный), формы и толщины профиля
плавное обтекаине нарушается — возникает отрыв потока с поверх-
ности. При достаточно больших углах атаки отрыв обычно возникает
на верхней поверхности в хвостовой части профиля. Как правило,
в этом случае от поверхности отрывается пограничный слой, успевший
перейти в турбулентное состояние (отрыв турбулентного погранич-
ного слоя). При этом в хвостовой части профиля возникают разреже-
ния, а в передней части величина разрежения падает (см. рис. 1.4).
В результате этого сила сопротивления возрастает, а подъемная сила
падает. Дальнейшее увеличение угла атаки сопровождается переме-
щением точки отрыва к носику профиля с соответствующим измене-
нием эпюры давления.
На тонких профилях с малым радиусом иосика срыв потока может
возникать в носовой части профиля [61J. В этом случае обычно
отрывается ламинарный пограничный слой, не успевший перейти
в турбулентное состояние (отрыв ламинарного пограничного слоя).
Иногда оторвавшийся с передней кромки пограничный слой вновь
присоединяется к поверхности профиля, образуя замкнутую срыв-
ную область (см. рис. 1.4). Это происходит в том случае, когда по-
Рис. 1.4. Распределение давления по профилю при различных характерах отры-
ва и соответствующие им зависимости Суа = f (а) :
1 — безотрывное течение; 2 — отрыв 1>а зад|>ей кромке с открытой зоной; 3 — отрыв на пе-
редней кромке с замкнутой зоной большой дтины, 4 — отрыв на передней кромке с замкну-
той зоной малой длины; 5 — отрыв на передней кромке с открытой зоной; ТО —• точка от-
рыва; ТП — точка присоединения
18
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
граничный слой вскоре после отрыва переходит в турбулентное со-
стояние. Наконец, имеют место случаи вторичного отрыва потока,
но уже в хвостовой части профиля, имеющего вид открытой отрывной
зоны. Иными словами на поверхности профиля могут одновременно
существовать закрытая зона срыва с оторвавшимся ламинарным
слоем в передней части профиля и открытая зона срыва турбулент-
ного слоя в хвостовой части профиля. Увеличение угла атаки будет
сопровождаться перемещением точки турбулентного отрыва к носику
профиля и точки присоединения ламинарного отрыва к хвостовой
части профиля. Двигаясь навстречу друг другу, они при опреде-
ленном угле соединяются, и образуется единая открытая зона срыва,
начинающаяся в носовой части профиля.
В зависимости от вида отрыва и его развития будут изменяться
эпюры давления по профилю и, значит, как сами величины сопро-
тивления, подъемной силы и момента тангажа, так и характер их
изменения при увеличении угла атаки (см. рис. 1.4). Естественно,
что при этом будет в большой мере проявляться влияние числа Re.
При малых значениях числа Мто (М«> <0,3 ... 0,5) и безотрыв-
ном обтекании скорость в струйках потока, обтекающего контур
профиля, изменяется пропорционально
скорости набегающего иевозмущенного
потока, а разность между давлением у
поверхности профиля и статическим дав-
лением иевозмущенного потока р-р»
изменяется пропорционально скорост-
ному напору. Поэтому распределение
давления по контуру профиля удобно
представлять в виде диаграммы распре-
деления коэффициента давления ср —
= (р— так как при этом харак-
тер его изменения не будет зависеть от
скорости набегающего потока.
При более высоких значениях чисел
И*», при которых начинает проявляться
сжимаемость воздуха*, увеличение ско-
рости избегающего потока приводит к
непропорциональному изменению малых
и больших значений давления в эпюре
распределения давления по профилю
(рис. 1.5). Наиболее сильно влияние сжи-
маемости проявляется в тех точках кон-
тура профиля, где местные скорости
больше. И хотя общий характер эпю-
РЫ распределения давления при этом
НИЖНЯЯ HOtepXMQCffib
Рис. 1,5. Распределение давле-
ния по профилю NACA 23012
при различных числах
Мао (Суанес*-в = 0,09)
* Явления околозвуковой аэродинамики
были подробно исследованы С, А. Кристианови-
чем и кратко изложены в работе [13]. В данной
работе приводятся некоторые результаты этих
исследований.
19
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
сохраняется, в точках наибольшего разрежения величина ср растет
быстрее, чем в точках с малым разрежением или в точках повышенного
давления. Это связано с тем, что в области разрежения с ростом ско-
рости набегающего потока (и, в частности, при адиабатическом про-
цессе течения) давление, плотность и температура в струйках па-
дают. Поэтому с увеличением скорости течения скорость звука в газе
уменьшается. Благодаря этому рост местной скорости в области раз-
режения обгоняет нарастание скорости невозмущенпого набега-
ющего потока. Увеличение скорости течения в уменьшение скорости
звука приводит к тому, что в дальнейшем они становятся равными.
Для случая дозвуковых скоростей, при которых ца контуре
профиля нигде нет сверхзвуковых областей течения, найдейд прибли-
женная теоретическая связь между потоком несжимаемой жидкости
и дозвуковым потоком газа. Она выражается известным правилом
Прандтля—Глауэрта: местный коэффициент давления для тонкого
профиля в дозвуковом сжимаемом потоке при заданном значении
числа Моо < Мкр может быть получен путем увеличения в -
раз соответствующего местного коэффициента давления в несжимае-
мом потоке. Это правило выражается формулой
= (1.2)
₽Сж /1—лр v '
Заметим, что полученная связь соответствует обтеканию тонкого
профиля под малым углом атаки, т. е. в предположении, что во всех
точках потока, обтекающего профиль, местная скорость мало отли-
чается как по величине, так и по направлению от скорости невоз-
мущенного набегающего потока. Исключение составляют только
области носовой и хвостовой частей профиля, где это допущение
несправедливо. Более точной по сравнению с формулой (1.2) яв-
ляется формула Кармана—Тзяна:
г _________________СР несж___________
₽СЖ 1<1 — М2 + Ср и*с*- (1 — /1 — м2)
Следует иметь в виду, что приведенные формулы не позволяют
непосредственно определять значение ср для профилей заданной
формы и при заданном числе М^. Они служат только для пересчета
уже заранее определенных значений ср в несжимаемой жидкости на
значения при заданном числе < 1 в дозвуковом потоке газа.
Таким образом, сжимаемость воздуха проявляется вначале в том,
что на части контура профиля, где имеется разрежение, значения ср
возрастают тем сильнее, чем больше их величины. При дальнейшем
увеличении скорости форма эпюры давления в месте наибольшего
разрежения «вытягивается», приобретая характер, близкий к пико-
образному *. Так как увеличение разрежения вызывается ростом
* Поскольку область наибольшего разрежения располагается на верхней по-
верхности (несимметричного или симметричного под положительным углом атаки)
профиля, то происходит увеличение площади, заключенной между участками эпюры
по верхней и нижней поверхностям. Благодаря этому подъемная сила (как будет
показано ниже) возрастает.
20
b www.vokb-la.spb.rii - Самолёт своими руками?!
Местных значений скорости на профиле, то в точке минерального
давления ср min скорость достигает максимального значения. При ье-
котором значении числа М,» набегающего потока минимальное давле-
ние достигает критического значения (см. рис. 1.5 при 0,65),
а местная скорость становится равной скорости звука (М = 1),
хотя скорость невозмущенного набегающего потока остается еще
дозвуковой. На диаграммах рис. 1.5 значения коэффициента давле-
ния, соответствующие скорости звука, т. е. ср кр, обозначены гори-
зонтальными штриховыми линиями.
Отношение давления у поверхности профиля р к полному давле-
нию невозмущеииого набегающего потока (давление в критиче-
ской точке на носке профиля) связано с числом М у поверхности
профиля следующим уравнением:
-Р- = (1 (1.4)
Ро \ 2 ) v 7
Это уравнение позволяет вычислять местные значения чисел М
по контуру профиля, если известно распределение давления и зна-
чение полного давления которое связано со статическим давле-
нием в потоке и числом Мж следующей зависимостью*
Критическое значение коэффициента давления ср кр, соответ-
ствующее возникновению в точке контура профиля местной скорости
звука, может быть определено по соотношению (1.5), если положить
ЧИСЛО Мое = 1:
Pmin = Ркр= -фЗ') 0-6)
Увеличение скорости набегающего потока сверх того значения,
при котором на контуре профиля была достигнута местная скорость,
равная скорости звука, сопровождается образованием (в обтека-
ющем потоке) зоны сверхзвуковых скоростей. Передняя 1раница
местной сверхзвуковой зоны представляет собой так называемую
звуковую линию, т. е. линию, вдоль которой происходит переход
скорости от дозвуковой к сверхзвуковой. Внутри зоны на контуре
профиля сразу после звуковой линии сверхзвуковая скорость не-
сколько возрастает до определенного значения. Заканчивается зона
скачком уплотнения, в котором происходит резкое торможение ско-
рости до дозвукового значения. В результате этого на контуре про-
филя в месте расположения скачка разрежение резко падает. При
развитии местной сверхзвуковой зоны оиа проникает в глубь иевоз-
мУЩеииого набегающего потока и охватывает все большую часть
контура профиля. Скачок уплотнения при этом перемещается к зад-
ней кромке профиля.
Число Мл, невозмущеииого дозвукового потока, при котором
на контуре профиля местная скорость становится равной местной
21
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
скорости звука, называется критическим числом Мнр, а скорость -
критической.
Значение Мкр всегда меньше или равно единице и зависит oi
формы профиля и его угла атаки. Оно является верхней границей
чисел Мао, при которой справедливы соотношения, полученные
для полностью дозвукового потока. Было установлено, что значение
Мкр для любого профиля является функцией только величины ми-
нимального коэффициента давления. Поэтому о величине Мкр судят
по теоретической кривой распределения давления в несжимаемой
жидкости. На рис. 1.6 дан график зависимости М](р от ср1Ш11нссж.
Кривая А соответствует неравномерному (пмкообразиому) распре-
делению давления по хорде профиля, а кривая Б — равномерному
(пологому) распределению давления по большей части хорды.
Итак, при наступлении критической скорости сначала происходит
замедление роста скорости у поверхности профиля по сравнению
с ростом скорости набегающего потока. Очень скоро возрастание
скорости вообще прекращается, и распределение значений числа Мх
по поверхности профиля от его носка до скачка уплотнения остается
постоянным, не зависящим от скорости (числа М^) набегающего по-
тока. Это явление названо законом стабилизации распределения
значений числа М у поверхности профиля [13].
Число М, начиная с которого на некоторой части профиля рас-
пределение чисел М оказывается постоянным, не зависящим от
числа Моо, обычно на 0,05—0,1 (в зависимости от формы контура
профиля) превосходит значение Мкр. Именно начиная с этого значе-
ния Мао обычно наблюдаются резкие изменения сопротивления,
подъемной силы и момента тангажа профиля.
Рис. 1.6. Зависимость Мкр от ср min Пес;к
22
Р/Ре
Рис. 1-7. Распределение значений р/р0
по верхней поверхности профиля
NACA 23012 при суа £1еса( -=0,09
уплотнения, располагаются на
www.vokb-la.spb.rii - Самолёт своими руками?!
Заметим, что закон стабилиза-
ции распределения значений чисел
м по контуру профиля имеет место
только при развитом закритиче-
ском обтекании. Наиболее на-
глядно закон стабилизации иллю-
стрируется изменением отношения
р/р0, которое сохраняет постоянное
значение, если число М иа контуре
профиля ие изменяется. На рис.
1.7 видно, что при некотором зна-
чении М^, превышающем Мьр, все
значения р/р0, относящиеся к об-
ласти от иоска профиля до скачка
одной общей кривой.
При нулевом угле атаки иа симметричном профиле местные
сверхзвуковые зоны возникают одновременно как на верхнем,
так и и а иижием участках контура. На несимметричном профиле
или иа симметричном профиле при положительном угле атаки мест-
ная сверхзвуковая зона возникает вначале на верхней стороне про-
филя. Возникновение местной сверхзвуковой зоны на нижней стороне
профиля происходит при больших значениях однако развивается
она быстрее, чем на верхней. При некотором значении Мж < 1
скачок уплотнения, замыкающий местную зону на нижней части
профиля, обгоняет скачок на верхней части при его продвижении
к задней кромке профиля -
При возникновении скачка уплотнения на контуре профиля про-
исходит его взаимодействие с пограничным слоем, в результате
которого может возникнуть отрыв потока от контура профиля за
скачком уплотнения. Естественно, что на верхней части профиля,
где скачок возник раньше и находится ближе к задней кромке,
условия для отрыва оказываются более благоприятными, чем иа
иижней части. Это обстоятельство задерживает продвижение скачка
на верхней поверхности- При дальнейшем увеличении М„ области
сверхзвуковых скоростей как на верхней, так и на нижией поверх-
ностях постепенно приближаются к задней кромке, а область срыва
уменьшается- В итоге при некотором числе М^, близком к еди-
нице, скачки уплотнения практически одновременно подходят к зад-
ней кромке профиля, а область срыва полностью исчезает. Появление
срыва и различная скорость продвижения скачков к задней кромке,
не нарушая существенно общей картины явления, вносит некоторые
Дополнительные изменения в зависимости сопротивления, подъемной
силы и момента тангажа профиля от числа Мю.
Увеличение скорости иевозмущенного потока свыше Мос = 1
никаких изменений значений чисел М на контуреТпрофнля не вызы-
вает до Моо 1,2. Скачки уплотнения у задней кромки профиля
при этом становятся косыми, и наклон их несколько уменьшается
с Увеличением М^- При Мж ~ 1,2 закон стабилизации вновь нару-
шается. К этому следует добавить, что, как показали опыты
23
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Г. П. Свищева, для очень тонкого профиля (пластины) н тела враще-
ния (иглы) закон стабилизации не имеет места. При скорости невоз-
мущеиного потока, близкой к скорости звука, рост местных скоро-
стей замедляется, но постоянства значений чисел М не наступает.
Значения чисел М у поверхности тонкого тела почти совпадают
со значениями М».
К моменту достижения внешним набегающим потоком звуковой
скорости (Моо = 1) весь контур профиля оказывается охваченным
сверхзвуковым течением. Исключение может представлять только
область тупой передней кромки (см. схему на рис. 1.2 при М«> > 1).
В этом случае вследствие торможения потока перед тупым носком
профиля образуется отсоединенный скачок уплотнения. В узкой
области между отсоединенным скачком (центральная часть которого
по существу является прямым скачком уплотнения) и носиком про-
филя имеет место область дозвукового течения. Эта область, в кото-
рой скорость от дозвукового увеличивается до сверхзвукового зна-
чения, заключена между отсоединенным скачком и звуковой линией,
которая на рис. 1.2 обозначена штриховой линией. Таким образом,
профиль с тупой передней кромкой при сверхзвуковых скоростях
набегающего потока всегда будет обтекаться смешанным потоком,
в котором наравне со сверхзвуковым потоком будет область с до-
звуковыми скоростями.
Максимальное значение коэффициента давления в критической
точке на притупленном носике профиля за отсоединенной головной
волной может быть определено по формуле Релея:
где р и М» — соответственно полное давление и число Моо набега-
ющего потока; р' — давление за прямым скачком уплотнения для
воздуха (х 1,4),
и формула Релея принимает вид
Ро . _ 166,92М7
р “ (7М2те- 1)25 ’ И
В случае обтекания плоским сверхзвуковым потоком под нуле-
вым углом атаки профиля с острой передней кромкой могут наблю-
даться два вида обтекания. Острая носовая часть профиля может
рассматриваться как часть клина, обтекаемого сверхзвуковым пото-
ком. Известно [12], что если полуугол при вершине клина 0 больше
предельного 0П1ах, то прн определенных значениях носовая часть
будет обтекаться при наличии отсоединенной головной волны и
области дозвукового течения за ней, т. е. аналогично обтеканию
профиля с тупым носнком. Если же пол у угол при вершине клина 0
меньше 0])МЧ, то перед ним образуется головной скачок уплотнения,
состоящий нз двух косых скачков, отходящих от передней кромки
24
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ж
Рис. 1.8, Изменение макси-
мального угла при вершине ко-
нуса и клина, при котором обра-
зуется присоединенный скачок,
в зависимости от числа М«>:
------ КОН} с. — — — клин
клина. В этом случае весь контур клина будет обтекаться сверхзву-
ковым потоком.
На рнс. 1.8 приведена зависимость предельного угла от числа
для клина и конуса, из которой видно, что чем больше число
невозмущенного набегающего потока, тем при больших значениях
угла при вершине клни может обтекаться без отсоединенной голов-
ной волны целиком сверхзвуковым потоком.
При малом положительном угле атаки тонкий профиль (точнее
пластина) с острой кромкой будет обтекаться сверхзвуковым пото-
ком следующим образом. Поток с верхней стороны профиля будет
поворачивать иа угол а и расширяться в веере характеристик (ли-
ний слабых возмущений), исходящих из носика профиля. У задней
кромки профиля поток, стремясь восстановить прежнее направление,
поворачивает на угол а* в противоположную сторону, как бы обте-
кая тупой угол. В связи с этим иа задней кромке с верхней стороны
возникает косой скачок уплотнения. С нижней стороны профиля на-
блюдается обратная картина. На передней кромке профиля возни-
кает косой скачок уплотнения, а на задней кромке — веер харак-
теристик. В этом случае на ннжней стороне профиля давление больше,
чем давление в набегающем потоке (р1Шж > р<ю), а на верхней сто-
роне — наоборот (рверх < Роо).
В отличие от дозвукового потока картина распределения давле-
ния но профилю оказывается для сверхзвукового потока суще-
ственно иной.
1.3. СОПРОТИВЛЕНИЕ ПРОФИЛЯ
Все силы, приложенные к элементам поверхности крыла со сто-
роны набегающего потока, можно разбить иа касательные н нормаль-
ные. Проекцию главного вектора приложенных к крылу касатель-
ных сил на направление невозмущенного потока называют сопро-
тивлением трення. Проекцию главного вектора приложенных к крылу
нормальных снл на направление невозмущенного потока называют
сопротивлением давления.
Сумма сопротивлений давления и трения составляет профильное
сопротивление, илн сопротивление формы.
* В действительности этот угол будет несколько меньше [12].
25
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В случае безвихревого обтекания безграничным потоком идеаль-
ной жидкости сопротивление давления, а следовательно, и профиль-
ное сопротивление равны нулю. Это составляет существо парадокса
Даламбера. Однако в реальной жидкости парадокс Даламбера не
имеет места. Струйки тока, обтекающие контур профиля, подтор-
маживаются и оттесняются от него, В результате этого вблизи кон-
тура профиля образуется так называемый пограничный слой, в ко-
тором проявляются не только силы трения, ио и искажается давление
вдоль контура, которое соответствовало бы давлению при обтекании
контура идеальной жидкостью [15].
Толщина пограничного слоя 6 нарастает вдоль контура профиля и зависит от
числа Re и состояния пограничного слоя. Толщина ламинарного пограничного слоя
для пластины в несжимаемой жидкости 6;, толщина вытеснения 6* и толщина потери
импульса 6?» вычисляются по формулам
_ 5х 1,72х g** _ 0,664х
I'Re ’ ‘ ” К Re ’ 1 I ' Ri
Здесь и в дальнейшем индекс ш соответствует несжимаемому пограничному
слою.
При турбулентном пограничном слое толщину вытеснения и толщину потери
импульса для пластины в несжимаемой жидкости можно рассчитать по формулам:
(1.11)
Толщина пограничного слоя при п — 7
0,37*
Re°’2 ’
Пограничный слой не только управляется внешним потоком, но
и может оказывать на него обратное влияние. Это обратное действие
пограничного слоя проявляется наиболее сильно в случае толстого
пограничного слоя, т. е. при большой вязкости жидкости (малые
числа Re), большой шероховатости поверхности, большой относи-
тельной толщине или наличии определенного угла атаки обтекаемого
тела.
Как уже отмечалось выше, сопротивление тонкого профиля
при малых углах атаки и малых числах (М«> <0,3 ... 0,5) в основ-
ном определяется трением. Сопротивление давления при этом ока-
зывается весьма малым и в ряде практических задач им пренебре-
гают. Следует также иметь в виду, что сопротивление давления хо-
рошо обтекаемого крылового профиля при наличии иа его поверх-
ности полностью ламинарного или полностью турбулентного погра-
ничного слоя с ростом числа Re снижается, так как при возрастании
числа Re толщина пограничного слоя уменьшается и внешний поток
приближается к безвихревому обтеканию профиля идеальной
жидкостью.
Сопротивление трения связано не только с формой профиля
и особенностями распределения давления, но и с состоянием по-
26
www.vokb-la.spb.iu - Самолёт своими руками?!
верхностн, обтекаемой воздухом, и, следовательно, с протяжен-
ностью ламинарного и турбулентного участков пограничного слоя.
При ламинарном пограничном слое местный сц и средний ср. коэффициенты
сопротивления трения для пластины в несжимаемой жидкости могут быть вычислены
по формулам Блазиуса:
0,664 VooX
ct = —- , где Re =---------
ч 1/Рр_ х v
(1 12)
= 2с,
i
1,328 VU
-7= , где Re; - ——
I Re; v
При турбулентном пограничном слое несжимаемой жидкости в широком диапа-
зоне числа Re (10& Re 109) местный и средний коэффициенты трения для пла-
стины могут быть вычислены по формуле Кармана
= 1,7-|-4,13 Ig^Re^J;
(1.14)
и Прандтля — Шлихтиига
Cf = (2 lg Rex — 0,65)'2'3;
_ 0,455
Ч - (1g Re)2’68 •
(1.15)
В диапазоне чисел Рейнольдса 5-105 < Re< 107 можно пользоваться также
формулой Прандтля
с. = 0.0592Re7°-2;
,l (1.16)
с = 0,074Re-0’2.
Расчет пограничного слоя в сжимаемом газе усложняется необходимостью
учета переменных значений плотности, вязкости, теплопроводности газа и др. Для
прикидочных расчетов можно пользоваться формулами Козлова и др.:
~—Л 97 / . . X — 1
где Tw = Tw/Te — температурный фактор; г — коэффициент восстановления тем-
пературы; М6 — число М на границе пограничного слоя
—0.467
—0,55
f£ ™
Cr -- c
X— 1
(1.18)
при Re Ю7 и Тц> = 1.
Как отмечалось выше, местные скорости на контуре могут зна-
чительно превосходить скорость набегающего иевозмущенного по-
тока. ПОЭТОМУ ПрИ бОЛЬШИХ ДОЗВУКОВЫХ СКОрОСТЯХ (Мео > 0,6 ... 0,7)
на контуре профиля достигается местная сверхзвуковая скорость,
свидетельствующая о достижении критического значения Мкр.
Если при докритических скоростях основная часть сопротивления
профиля связана с силами треиия, то при сверхзвуковых скоростях
сопротивление в основном начинает определяться силами давления.
27
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 1.9. Векторная диаграмма распределе-
ния давления по симметричному профилю
ЦАГИ с — 9 % при а = 0:
--------- 0.775 = М ;-------------
== 1т013
Рис. 1.10. Распределение давления по сим-
метричному профилю ЦАГИ с = 9 при а = О
в проекции на направление, перпендикуляр-
но скорости набегающего потока:
-------сверхкритические скорости
------докритнческие Скорости - 0.775 = М ):
(>'ао = 1.015)
На рис. 1.9 приведено сравнение векторных диаграмм для сим-
метричного профиля при » МКр и Моо > Мкр. В отличие от
докритических скоростей при сверхкритических скоростях давление
в носике профиля возрастает, а разрежения в его передней части
уменьшаются. В задней части профиля при докритических скоростях
разрежения обычно существенно меньше, чем в передней части,
а в районе хвостовика давление даже частично восстанавливается,
что уменьшает сопротивление давления. При сверхкритических
скоростях в задней части профиля в результате стабилизации мест-
ных чисел М происходит существенное возрастание разрежения,
что приводит к возникновению силы, которая дополнительно уве-
личивается за счет возникновения срыва из-под скачка уплотнения
при приближении его к задней кромке профиля. Все эти причины
существенно повышают роль давления в создании сопротивления
при сверхзвуковых скоростях.
Силы давления могут быть определены на основании диаграмм
распределения давления, если их строить в проекции на направление,
перпендикулярное направлению набегающего потока (рис. 1.10).
Сумма площадей, заключенных внутри петель диаграмм, опре-
деляет величину сопротивления давления. При докритических ско-
ростях (см. рис. 1.10, сплошная линия) сумма площадей петель
близка к нулю, так как силы давления на передней и задней частях
профиля примерно равны (давление на задней части все же меньше
давления на передней части профиля) и уравновешивают друг друга.
При сверхкритических скоростях (см. рис. 1.10, пунктирная линия)
это равенство сил нарушается, что и приводит к росту сопротивления
профиля.
Напомним, что при докритических скоростях сопротивление
давления связано с влиянием сил вязкости, которое в задней части
28
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
профиля способствует неполному восстановлению сил давления.
При сверхкритических скоростях часть сопротивления давления
связана со сжимаемостью воздуха. Эту часть сопротивления давле-
ния принято называть волновым сопротивлением.
Когда местная сверхзвуковая зона достигает задней кромки
профиля (а это происходит при Мм ~ 1,0) коэффициент сопротивле-
ния оказывается близким к своему максимальному значению. Даль-
нейшее увеличение числа сопровождается уменьшением коэф-
фициента сопротивления вследствие уменьшения волнового сопро-
тивления при уменьшении наклона скачков и ликвидации срыва
из-под скачков на профиле.
Для того чтобы профиль обладал меньшим сопротивлением до
возможно больших чисел М^, необходимо» чтобы местные сверхзву-
ковые зоны возникали па нем как можно позже, т. е. чтобы значе-
ние М(ф профиля было наибольшим. Увеличение значения Мкр
достигается за счет «выравнивания» эпюры распределения давления
(см. эпюру Б на рис. 1.6). Как отмечалось выше» при малых углах
атаки теория идеальной жидкости позволяет вычислить распределе-
ние давления по большей части профиля (за исключением его хвосто-
вой части)* Это дает основание расчетным образом подбирать форму
профиля с желаемым распределением давления, обеспечивающим
высокие значения М,ф.
Важнейшими геометрическими параметрами профиля, способ-
ствующими «выравниванию» эпюры распределения давления, яв-
ляется положение максимальной толщины и вогнутости, а также
форма самого контура. У скоростных профилей максимальная тол-
щина и вогнутость должны быть смещены назад по сравнению с их
положением у менее скоростных профилей. Другим эффективным
средством повышения М1ф является уменьшение относительной тол-
щины профиля.
Это связано с тем, что уменьшение относительной толщины про-
филя сопровождается уменьшением величины местных скоростей
па его контуре. Увеличение значения Мнр примерно на 0,015 может
быть достигнуто за счет уменьшения относительной толщины про-
филя примерно на один процент. В качестве иллюстрации влияния
«выравнивания» эпюры ср = f (х) с помощью изменения его формы
и относительной толщины профиля на рис. 1.11 и 1.12 приведены
зависимости сх 11роф = f (М^) и поляры для соответствующих про-
филей, полученные из эксперимента.
При небольших значениях коэффициента подъемной силы
~ 0 ... 0,15 симметричные профили имеют лучшие скоростные
свойства, чем вогнутые профили, полученные из примерно тех же
профилен за счет выгиба средней линии. Это связано с тем, что вогну-
тость создает дополнительные возмущения, приводящие к росту
местных скоростей.
Обычно в носовой части симметричных профилей имеют место
«пики» разрежения. Однако протяженность местной сверхзвуковой
30пы вдоль контура профиля и протяженность скачка уплотнения
в глубь потока оказываются незначительными. Благодаря этому
29
Рис. 1.11. Влияние формы профиля на его профильное сопротивление:
--------профиль ЦАГИ с = 12 %; — . — профиль Clark УН = 12 %
увеличение сопротивления почти ие наблюдается до больших дозву-
ковых скоростей. Из сравнения, приведенного на рис. 1.13 (см.
зависимости при Мм = 0,78), видно, что при малых суа симметрич-
ный профиль имеет меньшее сопротивление, чем вогнутый.
Поэтому, если несущая поверхность (или ее часть) летательного -
аппарата на необходимом режиме полета должна создавать сравни-
тельно небольшую подъемную силу (cytr 0,05 ... 0,15), то целе-
сообразно использование симметричного профиля. Применение же
вогнутых профилей позволяет сместить на большие значения сч
область минимального сопротивления (см. зависимости c{Ja = =
= Н^ироф) иа рис. 1.13).
При числах Моо, не намного превышающих Мкр (Мкр0,15), волновое сопро-
тивление может быть вычислено по так называемому закону кубов;
Сх вол & (М — MBp)s. (1-19)
Коэффициент D зависит от размеров сверхзвуковой зоны у поверхности профиля
и, следовательно, от его формы. Среднее значение для профилей с относительными
толщинами от 9 до 21 % может быть принято!) == 11. Значение М*р определяется
по зависимости ср mjn Несж— f (Мкр) ДЛЯ соответствующей формы эпюры распре-
деления давления.
* В данном случае под МКр понимается его верхнее значение Мкр.в, при кото-
ром возникают видимые скачки на профиле (Мкр#в — МЕр 0,03 ... 0,04).
30' ।
Рис. 1.12. Влияние относительной толщины профиля на его профильное сопротив-
ление:
Рис. 1.13, Влияние кривизны профиля иа его профильное сопротивление:
X то о/ симметричный профиль ЦАГИ с = 12 %; --------вогнутый профиль ЦАГИ с ~
%
31
Рис. 1.14. Зависимости — f (Moo) для симметричных профилей с различными
относительными толщинами*.
— — — — — — профили ЦАГИ € тупым НОСИКОМ, ----------- Профили ЦАГП С OL[]4IM
НОСИКОМ
Основным недостатком толстых дозвуковых профилей является
большой рост сопротивления при трансзвуковых и сверхзвуковых
скоростях. Наблюдаемый на рис. 1.14 рост сопротивления при
трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях происходит за счет вол-
нового сопротивления, т. е. вследствие необратимых потерь в скачках
уплотнения, образующихся в потоке, и срыва потока из-под скачков
уплотнения, замыкающих сверхзвуковые зоны. До образования на
профиле местной сверхзвуковой зоны, т. е. при М® < Мкр, его со-
противление изменяется очень мало и в основном определяется тре-
нием. Но когда при обтекании профиля образуются достаточно боль-
шие местные сверхзвуковые зоны, замыкаемые скачками уплот-
нения, начинает преобладать волновое сопротивление. По мере при-
ближения скорости полета к скорости звука скачки, смещающиеся
к задней кромке профиля, становятся все более интенсивными, и
сопротивление профиля может более чем в десять раз превосходить
его сопротивление при малых скоростях. Максимальное значение
коэффициента лобового сопротивления получается при скорости,
близкой к скорости звука (М® 1,0). При сверхзвуковых скоростях
наряду с хвостовыми скачками перед профилем образуется головной
скачок уплотнения, потерн в котором суммируются с потерями в хво-
стовых скачках. При этом, однако, дальнейшего роста коэффициента
лобового сопротивления профиля после перехода через скорость
звука не наблюдается.
Основной принцип, используемый для уменьшения волнового
сопротивления, заключается в уменьшении возмущений, вызывае-
мых телом в потоке. Применительно к профилю несущей поверхности
это достигается с помощью следующего ряда мер.
1. Уменьшение относительной толщины профиля. Это является
радикальным средством снижения волнового сопротивления как
при трансзвуковых, так и при сверхзвуковых числах Моо. На рис, 1.14
показано изменение коэффициента лобового сопротивления при ну-
левом угле атаки для двух серий симметричных профилей, име-
ющих различную относнтельную толщину. При больших дозвуковых
скоростях уменьшение относительной толщины профиля увеличивает
*32
начение Мьр, благодаря чему рост сопрбтивлёння°от^^
полынях скоростей. Одновременно с этим уменьшаются интенсив-
ность н размеры скачков уплотнения, замыкающих местные сверх-
звуковые зоны, что приводит к уменьшению волнового сопротивле-
i цИя. При сверхзвуковых скоростях уменьшение волнового сопро-
тивления происходит из-за того, что ннтенсивность головного и
хвостового скачков падает при уменьшении толщины профиля. При-
менение тонких профилей ограничивается условиями прочности
крыльев. Но поскольку на сверхзвуковых летательных аппаратах
применяются крылья малых удлинений, то имеется возможность
сохранить необходимую абсолютную толщину крыла, которая опре-
деляет его прочность.
2. Заострение носа профиля. На рис. 1.14 видно, что при одина-
ковой относительной толщине профили с острой формой носа при
сверхзвуковых скоростях имеют в 2—3 раза меньшее сопротивление,
чем профили с тупой формой носа. Исключение составляет только
область дозвуковых и трансзвуковых скоростей. При обтеканнн
тупого носа при сверхзвуковых скоростях образуется отсоединенный
головной скачок. Потери энергии в нем оказываются существенно
большими, чем в присоединенном скачке уплотнения в случае обтека-
ния острого носа. Между отсоединенным головным скачком и тупым
носом профиля образуется местная дозвуковая область, являю-
щаяся областью больших возмущений, В передней критической
точке для этого случая скорость падает до нуля, а коэффициент
давления > 1-
Для приближенной оценки прироста волнового сопротивления
профиля за счет затупления можно воспользоваться формулой
вол з 1 ‘ 20)
гдесро берется из графика рис. 1.15, а гн -= г/& —относительный радиус
затупления носа. Этой формулой можно пользоваться при М > 2.
В случае тела вращения формула имеет вид ДСхОвол = 2ср0Гн.
Меньшее сопротивление ту-
поносых профилей при дозвуко-
вых и трансзвуковых скоростях
и симметричном обтекании свя-
зано с тем, что они обладают
большей подсасывающей силой,
а с Другой стороны, они меньше
возмущают поток, чем остроно-
сый профиль, и величина М1ф
У них выше. Последнее обстоя-
тельство вызывается тем, что
при одинаковой относительной
толщине профилей местный на-
клон контура у остроносого про-
филя в области зоны разрежения
2
Питров К- П,
Рис. 1.15. Зависимость для
опенки влияния приращения волнового
сопротивления профиля за счет затупле-
ния его носовой части
33
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(повышенных скоростей) оказывается большим, чем у тупоносых
профилей. Поэтому естественно, что значение"Mj:p достигается при
меньших скоростях. Напомним, что при малых дозвуковых скоростях
тело заданной относительной толщины, создающее наименьшее воз-
мущение потока, близко по форме к эллиптическому цилиндрv,
а не к острому телу.
Следует иметь в виду, что неблагоприятное влияние затупления
профиля существенно уменьшается за счет стреловидности передней
кромки, так как в этом случае уменьшается интенсивность скачка
уплотнения.
3. Совершенствование формы профиля. Методы расчета сверх-
звукового обтекания профилей позволяют найти теоретически опти-
мальную форму сверхзвуковых профилей с минимальным волновым
сопротивлением или наибольшим аэродинамическим качеством.
В частности, оказывается, что начиная с некоторой толщины, зави-
сящей от формы профиля н числа Моо, профиль, имеющий тупую
заднюю кромку, может иметь меньшее сопротивление, чем профиль
с острой задней кромкой. Такие профили могут найти практическое
применение на летательных аппаратах, совершающих полет только
при больших сверхзвуковых скоростях, при которых донное сопро-
тивление на тупой задней кромке оказывается весьма малым.
При умеренных сверхзвуковых скоростях вполне достаточную для практики
точность при расчете давления по профилю дают методы, в которых местные воз-
мущения скорости и давления по поверхности профиля разлагаются в ряд по углу 0
отклонения вектора скорости от направления невозмутценного потока:
Ср^т4О + В0з+СО3 + . . . (1.21)
Сохраняя различное число членов разложения, получают различную точность
определения Ср.
В случае линейной теории Аккерета
ср = АО. (1.22)
В случае теории второго приближения согласно Буземану
Ср = /40+ Вб2 ) (1.23)
и, наконец, в случае теории третьего приближения
ср = 710 + В02 + С03, (1.24)
где
КМоо— 1
2 ~ 2Mt + - Мt
в== :
С - (Ml- I)7'2 ГА-2М1 + ~ (х + I) Ml +
7х2 26х - 17 6 (х+1) (Зх + 11) 8
-Г 24 96 <*>*
В зависимости от знака 0 получается сжатие (+0) или расширение (—6) сверх-
звукового потока. Теории второго и третьего приближения учитывают иеравно-
34
www.vokb-la.spb.iTi - Самолёт своими руками?!
ценность сжатия или расширения. При равных значениях [ 01 сжатие дает большее
значение |Cpj, чем расширение, Благодаря этому при больших сверхзвуковых
скоростях основная часть подъемной силы профиля создается взаимодействием
набегающего потока с нижней поверхностью профиля.
При очень больших сверхзвуковых скоростях точность теории третьего прибли-
жения оказывается недостаточной, особенно при больших углах атаки, В этом
случае можно пользоваться методом скачков-расширений.
По линейной теории оптимальным по сопротивлению при сверх-
звуковых скоростях профилем с заданной относительной толщиной
и острой задней кромкой является правильный симметричный ромб.
По более точной теории оптимальным является ромб с несколько
смещенной назад максимальной толщиной. Коэффициент волнового
сопротивления профиля при нулевой подъемной силе находится
согласно линейной теории по формуле
£jr О ВОЛ- —----- > (*
где
1
о
индексы вин соответствуют верхней и нижней поверхности профиля;
величины ct у и х отнесены к хорде профиля.
Для правильного ромба X — 1, для треугольника — 5 — 2,0,
а для параболического профиля X — 1,333.
При наличии у профиля нулевой толщины (пластина) подъемной
силы в сверхзвуковом потоке возникает еще дополнительное сопро-
тивление, которое согласно линейной теории выражается формулой
с* вол ~ ~ (1*27)
Сопротивления давления и трения имеют место при всех режимах
обтекания профиля реальным газом. Волновое сопротивление воз-
никает только при числах М« > Мнр и связано с потерей энергии
в скачках уплотнения. Дополнительное сопротивление, возникающее
при сверхзвуковых скоростях (Мж > 1,0), связано с наличием подъ-
емной силы н не зависит от формы н толщины профиля. Это допол-
нительное сопротивление иногда называют нндуктивно-волновым
сопротивлением, однако его не следует отождествлять с индуктивным
сопротивлением (см, ниже), которое возникает у крыла конечного
размаха.
1.4. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА И МОМЕНТ
ТАНГАЖА ПРОФИЛЯ
Основным назначением профиля какой-либо несущей поверхности
летательного аппарата (чаще всего крыла или оперения) является
создание силы, которая используется как подъемная, стабилизи-
рующая или управляющая сила. Однако при этом он должен удо-
влетворять еще целому ряду других аэродинамических требований,
2* 35
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
например, обладать малым сопротивлением, соответствующими мо-
ментными характеристиками и пр. Разработано большое количество
профилей для решения задач аэродинамических компоновок лета-
тельных аппаратов различного назначения.
Теоретическое рассмотрение учения о подъемной силе обтекаемого тела пред-
ставляет значительно меньшие трудности, чем рассмотрение сопротивления, так как
в теории сопротивления необходимо учитывать вязкость. Подъемная сила, напротив,
может быть получена с большей степенью точности из теории невязкого течения.
Простейшим случаем профиля несущей поверхности летательного аппарата,
создающего подъемную силу, является плоская пластина, установленная под углом
атаки. С помощью метода конформных отображений коэффициент аэродинамиче-
ской подъемной силы пластины для несжимаемой жидкости выражается формулой
Суа = 2л sin а (1-28)
и коэффициент аэродинамического момента тангажа
тг =-----sin 2а. (1.29)
Этим задается расстояние точки приложения подъемной силы от передней кромки
при малых углах атаки:
С помощью того же метода можно получить основные аэродинамические хара
теристики дугового (параболического) профиля. В частности, при малой относ
тельной кривизне дугового профиля
суа = 2л sin (а + (1-31)
т2 —-----sin 2а. (1.321
В данном случае момент тангажа вычисляется относительно точки, располо-
женной в месте максимальной кривизны на половине ее значения. При этой
момент на кабрирование считается положительным.
С помощью конформных отображений Жуковским были получены первые кры-
ловые профили. Для простейшего симметричного профиля Жуковского
суа — 2л 1 4- 0,77 sin а. (1.3 4
При а—>0 величина с^_азависит только от относительной толщины профиля с/Ь
Момент тангажа, вычисленный относительно центра отображающей окруж-
ности,
л
/?ь = —— sin 2а ~
4
Центр давления отстоит от носка профиля на расстоянии 0,25 хорды профиля не-
зависимо от его толщины.
Создано большое количество методов расчета аэродинамических характеристик
профилей с использованием ЭВМ. Эти методы широко используются при проекти-
ровании профилей. В результате как у нас, так и за рубежом создано большое коли-
чество профилей с необходимыми аэродинамическими характеристиками для исполь-
зования на конкретных летательных аппаратах.
В пределах малых н средних углов атаки, когда имеет место безотрывное об-
текание профиля, результаты теоретических расчетов хорошо согласуются с экспе-
риментальными данными.
На рис. 1.16 приведены зависимости коэффициента подъемной
силы от угла атаки для профиля NACA 2412 при числе Re от 8*10’
36 *
sin а.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 1.16. Влияние числа
ре на коэффициенты подъем*
ной силы и лобового сопро-
тивления профиля
NACA 2412 (Моо « 0,15)
до 3 • 106 [571. До а 6° число Re не оказывает существенного влия-
ния на подъемную силу, и, пользуясь тем, что в этом диапазоне а
зависимости су(, = f (а) линейны, влияние числа Re можно просле-
дить по значениям производных суа>
Числа Re профиля, представляющие интерес для летательных
аппаратов, обычно лежат в области Re > 10е, т. е. при тех значениях,
прн которых производная cfja практически не зависит от числа Re
(рис. 1.17). Отлнчие экспериментально полученных значений cfa
от расчетных (по идеальной жидкости) происходит из-за влияния
пограничного слоя вблизи задней кромки. Более толстый погранич-
ный слой на верхней стороне профиля, чем на нижней, может действо-
вать как дополнительная отрицательная кривизна. При этом одно-
временно изменится условие плавного схода потока Жуковского-
Чаплыгина, так как задняя критическая точка как бы переместится
с задней кромки иа верхнюю сторону профиля.
При углах атаки а > 8° в зависимости от формы профиля на
стороне разрежения возникает огрыв потока, вызванный резким
возрастанием давления. Причем, чем меньше относительная толщина
Рис. 1J7 Влияние числа Re на возрастание производной для различных про-
филей
37
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими рисами^к
профиля, тем при меньших углах атаки возникает отрыв. Как Только
на профиле появится местный отрыв потока производная подъемной
силы по углу атаки начинает уменьшаться и образовывается «отвал»
зависимости су.г = f (а). Когда зона отрыва охватывает почти всю
сторону разрежения, подъемная сила профиля начинает падать.
Углы атаки, при которых утрачивается линейность зависимости
с&а — / (а) и достигается максимальная подъемная сила, имеет боль-
шое значение, связанное с полетом на больших углах атаки (совер-
шение маневра, взлет и посадка), Первый из них, свидетельствующий
о начале срыва потока, предупреждает не только об уменьшении
градиента подъемной силы, но и (что самое главное) о начале и даль-
нейшем усилении всевозможных явлений, связанных с нестационар-
ностью срывных явлений, которые приводят к тряскам летательного
аппарата, вибрациям отдельных его частей, авторотации летатель-
ного аппарата и явлению бафтинга. Второй угол acytIl]}ax, называе-
мый критическим, свидетельствует о начале падения подъемной силы.
Максимальная подъемная сила профиля существенно зависит
от состояния течения в пограничном слое. При очень малых числах
Re и Моо имеет место чисто ламинарный пограничный слой, который
вследствие резкого повышения давления вблизи передней кромки
профиля под углом атаки, отрывается в определенной не зависящей
от числа Re точке, очень близкой к носку профиля. Максимальная
подъемная сила в этом случае не зависит от числа Re. Характер те-
чения начинает изменяться при больших числах Re, причем начи-
нает проявляться влияние геометрии профиля. Правда, ламинарный
пограничный слой может так же отрываться, но в оторвавшемся
слое происходит изменение течения на турбулентное, что, как пра-
вило, приводит к обратному прилипанию уже турбулентного слоя,
но несколько ниже по течению. Так образуется замкнутая срывная
зона между точками ламинарного отрыва и турбулентного обратного
присоединения слоя. С увеличением числа Re точка обратного при-
соединения турбулентного слоя перемещается вперед до тех пор,
пока она не достигнет места ламинарного отрыва, т. е, пока длина
замкнутой срывной зоны не станет равной нулю. При этом процессе
максимальная подъемная сила сильно возрастает с ростом чисел Re,
причем здесь совмещаются два эффекта. Во-первых, получается
выигрыш в подъемной силе при постоянном угле атаки за счет умень-
шения зоны отрыва, во-вторых, профиль при увеличении числа Re
может быть установлен под большим углом атаки, прежде чем поток
окончательно оторвется. В качестве примера на рис. 1,18 приведены
зависимости = f (Re) для профилей, имеющих различные
относительную толщину н кривизну [57]. Изменение геометриче-
ских характеристик профиля существенным образом сказывается
как на величине суа тах, так и протекании зависимостей t-wmax =
= f (Re). Важнейшим геометрическим параметром является толщина
профиля, В области чисел Re > 106 (наиболее интересных на прак-
тике) профили средней толщины, как правило, обладают наибольшей
подъемной силой. У очень тонких профилей и у профилей с большими
толщинами обычно получаются меньшие значения c^max. Опти-
*38 \
www.vokbla.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 1.18. Влияние числа Re на величину максимального коэффициента подъемной
силы для различных профилей:
а — с различной относительной толщиной; б — с различной относительной кривизной
мальная толщина, при которой получается наибольшим,
различна для профилей различных серий, однако обычно она попа-
дает в диапазон с 10 ... 12 %.
Оптимальная толщина зависит также и от числа Re. Малые зна-
чения у очень, тонких профилен объясняются образованием
больших пиков разрежения на носке, которые приводят к быстрому
перемещению точки отрыва от хвостовика к носу. У толстых профи-
лей ранний отрыв потока обусловлен большим градиентом давления
в хвостовой части профиля. Увеличение вогнутости в исследованном
диапазоне относительной кривизны (см. рис. 1.18) также приводит
к возрастанию подъемной силы, так как увеличение давления на
стороне разрежения профиля, приводящее к отрыву, наступает
с увеличением относительной кривизны на больших углах а. В то же
время симметричные профили (/ = 0) обладают весьма благоприят-
ными скоростными данными, хотя существенно уступают в значе-
ниях ctja |1}ах. Повышение с^огаах симметричных профилей дости-
гается главным образом за счет утолщения носика. Форма носика
профиля является важнейшим геометрическим параметром, опреде-
ляющим протекание отрыва при больших углах атаки и, следова-
тельно, величину максимальной подъемной силы. Форма носика в зна-
чительной мере определяет распределение давления вблизи передней
кромкн. У очень тонких профилен радиус носика не оказывает
влияния на суагаах, в то время как у профилей умеренной толщины
Хохлах с возрастанием радиуса носика значительно увеличивается,
У скоростных профилей, имеющих небольшую вогнутость н от-
тянутое назад положение максимальной толщины, падение величины
сьа за значением <yjmax всегда оказывается более резким, чем,
например, у профилей с большой вогнутостью. В некоторых случаях
из-за быстрого перемещения точки отрыва вперед падение суа за
получается столь резким, что обтекание профиля в области
cva шах делается неустойчивым. Возникает явление гистерезиса об-
текания, которое выражается в том, что значение СуаШах> получа-
39
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ющееся из испытаний при увеличении а существенно больше, чем
значение с7атач при уменьшении а. Как правило, наибольший ги-
стерезис наблюдается при числах Re < 4 106. Очень часто гистере-
зис резко уменьшается после прохождения области критических
чисел Re — 2 ... 4*106. Однако имеются профили, у которых и при
больших значениях чисел Re наблюдается существенный гистерезис.
Не рекомендуется применять такие профили на концах крыла при
тех режимах, на которых перепад обусловленный гистере-
зисом, превышает Дратах ~0,1.
Для обеспечения безопасности полета самолета на режимах
посадки в концевых отсеках крыльев с удлинением а > 5 устанавли-
ваются профили, обладающие более высокими значениями
чем в корневых отсеках крыла. Это делается в соответствии с тре-
бованиями о необходимом запасе ^аюах (см. ниже). Для скорос!-
ных самолетов разработаны специальные профили, обладающие
значительно лучшими скоростными данными, и в то же время необ-
ходимыми значениями суа тах.
Следует иметь в виду, что имеются профили, которые в одних
компоновках крыла могут использоваться как концевые, а в дру-
гих — как корневые. Когда необходимо получить наибольший запас
подъемной силы на концах крыла, может применяться набор про-
филей с еще большей разницей в значениях с^тах-
При выборе профиля и при оценке запасов подъемной силы не-
обходимо учитывать, в какой области чисел Re будет находиться
профиль в системе крыла. Дело в том, что у некоторых профилей
наблюдается интенсивное увеличение cyamax по Re, в то время как
У ДРУГИХ Суа щах “ /(Re) изменяется очень мало.
Число Моо существенно влияет на величину С^атах профиля.
Это влияние необходимо учитывать на режимах полета, связанных
с выходом самолета на большие углы атаки. Испытания по совмест-
ному влиянию чисел М» и Re на ^атах показывают, что у всех
профилей наблюдается (в большей нли меньшей степени) уменьше-
ние по Мж. При этом у профилей с более резким уменьше-
нием сг/а за суа шах это происходит более интенсивно. Особенно ин-
тенсивное уменьшение суа тах по имеет место у профилей с боль-
шим гистерезисом. У профилей, имеющих при малых числах Мао
небольшое значение суатах (меньше единицы), влияние числа Мао
ня суа шах проявляется весьма незначительно.
При небольших а, соответствующих режиму полета до Мао <
< МКр, зависимости суа - f (М®) н <%а — f (Мао) для тонких про
филей практически следуют формулам Прандтля—Глауэрта:
(1.35)
(1.36)
До некоторого значения Мж = М! р + ДМ^ рост суа и с^про-
должается в связи с тем, что с увеличением чисел Мао раз^женне
4G
www.vokb-la.spb.iu - Самолёт своими руками?!
на верхней поверхности профиля существенно возрастает. Однако
при дальнейшем увеличении чисел М® в узкой области больших
дозвуковых скоростей имеет место резкое падение подъемной силы
и момента тангажа.
На летательных аппаратах, совершающих полет в области транс-
звуковых скоростей, применение обычных толстых и сильно вогну-
тых профилей недопустимо не только из-за большого сопротивления,
но и из-за неблагоприятного изменения характеристик подъемной
силы, устойчивости и управляемости.
Характер обтекания профиля при трансзвуковых скоростях
определяется взаимным влиянием сжимаемости и вязкости, которое
проявляется в виде отрывов потока при взаимодействии скачков
уплотнения с пограничным слоем. Пока местная сверхзвуковая
зона на профиле в области разрежения небольшая, скачок уплотне-
ния, замыкающий ее, достаточно слабый и не может вызвать отрыва
пограничного слоя. Если даже и возникает небольшой местный от-
рыв, то поток вскоре вновь присоединяется к поверхности профиля*
Появление на верхней поверхности профиля значительной области
сверхзвуковых скоростей и наступление стабилизации значений
чисел М приводит в дальнейшем к прекращению роста чисел М на
этой части поверхности. Увеличение разрежения на верхней поверх-
ности профиля происходит лишь из-за расширения области сверх-
звуковых скоростей при смещении скачка уплотнения к хвосту
профиля. По мере увеличения скорости набегающего потока скачок
подходит к диффузорной части профиля, обладая большой интенсив-
ностью. Здесь на верхней поверхности профиля в условиях сильного
градиента давления даже при сравнительно малых углах атаки
скачок вызывает отрыв потока с верхней поверхности профиля*
Это приводит к замедлению смещения скачка к хвосту профиля при
дальнейшем увеличении скорости внешнего потока.
При положительных углах атаки местная сверхзвуковая зона
и замыкающий скачок на нижней поверхности появляются позже,
чем на верхней. Однако с ростом скорости набегающего потока раз-
витие местной сверхзвуковой зоны приводит к интенсивному росту
разрежения на нижней поверхности профиля, Это обстоятельство
сначала приводит к замедлению роста значений clfa> а затем к умень-
шению Суа И Суа*
Возникновение отрыва на верхней поверхности и замедление
перемещения скачка по верхней поверхности приводит к тому, что
скачок, развивающийся на нижней поверхности, «обгоняет» в своем
перемещении к задней кромке скачок на верхней поверхности. Как
видно из сравнения схем обтекания с эпюрами распределения давле-
ния, приведенными на рис. 1.19, в области задней части профиля
образуется отрицательная подъемная сила и момент обратного знака,
Что приводит к неблагоприятному изменению суа н тг по числам Мао*
После этого при дальнейшем возрастании М» на нижней поверх-
ности происходит лишь небольшое смещение скачка уплотнения
к хвосту профиля Разрежение на нижней поверхности начинает
убывать вследствие стабилизации значений чисел М. Одновременно
41
www.vokb-la.spb.ш - Самолёт своими руками?!
Рис. 1.19. Влияние характера обтекания профиля на изменение зависимостей
суа = f (Мео) и mz = f (Моо) при трансзвуковых скоростях
с этим при приближении скорости набегающего потока к сверх-
звуковой скачок иа верхней поверхности хоть и замедленно, но все же
смещается к задней кромке. Одновременно и точка отрыва смещается
к задней кромке, уменьшая тем самым участок поверхности профиля,
на котором образовывалась отрицательная подъемная сила. Таким
образом, при приближении к = 1 происходит восстановление
обтекания и первоначальных аэродинамических характеристик.
Заметим, что описанный характер влияния обтекания иа подъем-
ную силу профиля, хотя и является общим, однако количественно
он может несколько изменяться в зависимости от геометрических
параметров профиля. Так, например, с ростом чисел величина
производной с^а для тонких профилей начинает превосходить соот-
ветствующие значения для более толстых профилей.
Падение суа при околозвуковых скоростях сильнее всего прояв-
ляется у вогнутых профилей. При небольших углах атаки, соответ-
ствующих положительным значениям суа пеС/К, на околозвуковых
скоростях может возникнуть даже отрицательная подъемная сила.
В соответствии с изменением подъемной силы при увеличении
числа Мео происходит и изменение момента тангажа профиля отно-
сительно его передней кромки. На рис. 1.19 приведены типичные
изменения как коэффициента суа. так и коэффициента момента 7пг
при изменении чисел М^.
При докритическом значении Моо, а также и при Моо > LMKp
значения суа и rnz возрастают. При больших дозвуковых числах Мм
коэффициенты/^ъ и mz достигают максимального значения. Затем
начинается резкое уменьшение, причем в минимуме зависимости-- tnz —
= f (Моо) величина коэффициента тангажа может приобретать поло-
42
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
жительиые значения. Как уже отмечалось выше, это связано с тем,
что скачок уплотнения иа нижней поверхности профиля оказывается
ближе расположенным к задней кромке профиля, чем скачок иа
верхней поверхности. Благодаря этому на нижней поверхности
в задней части профиля величина разрежения оказывается большей,
чем на верхней поверхности (см. рис. 1.19), что и приводит к образо-
ванию момента обратного знака.
При приближении скорости к скорости звука значения rnz снова
начинают возрастать и достигают максимума, когда сверхзвуковые
зоны по верхней и нижней поверхностям профиля достигают задней
кромки. Дальнейшее увеличение М*, приводит к постепенному
уменьшению тг.
Профили, применяемые для скоростных летательных аппаратов,
должны иметь малые величины нулевого момента т,0. Величина mz0
определяется в основном формой средней линии профиля, причем mzQ
пропорционален величине максимальной относительной вогнутости
профиля. Для приближенной оценки величины тг0 можно пользо-
ваться приведенным иа рис, 1.20 графиком, где SF —статический
момент площади, ограниченной средней линией и хордой профиля,
относительно точки, расположенной иа 1/4 хорды. Наиболее эффек-
тивным средством снижения ш2() (по модулю) является уменьшение
вогнутости и уменьшение ординат средней линии в хвостовом участке.
К уменьшению тгЬ (по модулю) приводит также увеличение ординат
средней линии перед точкой, лежащей иа 1/4 хорды. По другой за-
висимости, приведенной иа рис. 1,20, можно производить прибли-
женную оценку величины угла атаки а0, соответствующего нулевой
подъемной силе.
При расчете устойчивости летательного аппарата существенное
значение имеет характер изменения положения аэродинамического
фокуса профиля, т. е. величины dmjdcya по М»,.
Положение фокуса при докритических скоростях может смещаться
вперед примерно иа 2—5 %, а начиная с некоторой закрнтической
скорости положение фокуса довольно значительно смещается назад.
При скорости набегающего потока, равной скорости звука, и при
сверхзвуковых скоростях положение фокуса профиля обычно нахо-
дится немного впереди середины хорды профиля (иа 45—48 %).
Рис, 1.20. Зависимости
— / (Sf/Zmax) И
max = f для
определения величины угла
атаки при нулевой подъем-
н°й силе и нулевого момен-
та профиля
43
www.vokb-la.spb.iu - Самолёт своими руками?!
Рис. 1.21. Влияние относительной толщины на характер зависимости^ = f
----------с - з %:----------5 = 6 %:--------------а -= 9 %
OG
По тем же причинам, что и в случае сопротивления, уменьшение
относительной толщины профиля существенным образом улучшает
характеристики подъемной силы н момента тангажа при больших
дозвуковых скоростях в области малых углов атаки. Из рис. 1.21
видно, что при относительной толщине профиля с = 3 % полностью
устраняется «провал» в протекании f (М^), и при М
когда скачок иа верхней поверхности приближается к задней кромке,
подъемная сила достигает наибольших значений.
Механизм образования подъемной силы (так же, как и сопротивления) при
сверхзвуковых скоростях и малых дозвуковых скоростях коренным образом раз-
личен. При сверхзвуковых скоростях местные давления на профиле зависят лишь
от местного угла наклона поверхности. В простейшем случае обтекания сверхзвуко-
вым потоком плоской пластины под малым углом атаки
Суд - ~= (1.37)
I М2„ - 1
Эта формула может использоваться в качестве первого приближения при Моо >
> 1,5 для тонких профилей, обтекаемых под малыми углами атаки (при Moo—> I
необходимо, чтобы сс-> 0).
В общем случае несимметричного профиля
—— 4~. - (а — <х0). (1.38)
» <-1
Величина производной дс)/а/дане зависит от толщины и формы профиля, так как
gey.;
да
СЦа —
Им2те-1
Центр давления профиля при переходе к сверхзвуковым скоростям смещается
назад к середине профиля. Для плоской пластины
т2=-------= = (1.40)
кМ2„-1 2
т. е. аэродинамический фокус расположен посредине профиля.
www.v okb la.spb.ru - Самолёт своими руками*”
У профиля конечной толщины по теории второго приближения
mz^mcyac[/Q-\-mz^ (1.41)
Тт е. зависимость mz = f (суа) при умеренных сверхзвуковых скоростях является
линейной.
Следует иметь в виду, что совершенствование формы профиля
должно производиться с учетом прочности, технологичности изготов-
ления и объема крыла. Больше того, поскольку сверхзвуковые
летательные аппараты, как правило, имеют крылья малого удлине-
ния, обтекаемые пространственным потоком, то большую роль
в реализуемых аэродинамических характеристиках профиля итрает
его расположение в системе компоновки крыла совместно с корпусом
или фюзеляжем.
1.5. ПРИМЕРЫ ОСНОВНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК ПРОФИЛЕЙ
Как было отмечено выше, разнообразие практических задач
решаемых летательными аппаратами требует создания специализи-
рованных профилей в ряде случаев с узко направленными аэродина-
мическими и геометрическими параметрами. Тем не менее все же
можно выделить несколько типичных групп профилей, создание ко-
торых подчинено определенным летно-техническим требованиям.
К одной из таких групп следует отнести профили для крыльев
н оперений дозвуковых летательных аппаратов [10, 11 и 33]. В зави-
симости от назначения дозвукового летательного аппарата (самолеты
коммерческой авиации, воеино-трэкспортные самолеты, планеры
и пр.) соответствующие им профили в первую очередь должны обла-
дать высокими значениями подъемной силы и аэродинамического
качества, благоприятными аэродинамическими характеристиками иа
больших углах атаки, а также благоприятными моментными харак-
теристиками.
Необходимость уменьшения коэффициента трения при дозвуковых
скоростях привели к необходимости увеличения длины ламинарного
участка пограничного слоя на контуре профиля. Этому требованию
отвечали так называемые ламинаризированиые профили *. На
рис. 1.22 приведены основные аэродинамические характеристики ла-
минаризированного профиля с относительной толщиной с = 12 %
116|. В данном случае величина mz вычислена относительно 1/4 хорды
профиля. На последующих зависимостях величина mz вычислена
относительно носика профиля. Особенностью этих профилей является
характерная форма поляры с малыми значениями сопротивления
в узком диапазоне подъемной силы, соответствующем полету, или иа
Режиме максимальной скорости, или иа режиме с максимальным
аэР° динамическим качеством. Уменьшение сопротивления в этом
диапазоне значений подъемной силы достигается благодаря соответ-
ствуГОщей формы контура профиля, обеспечивающей благоприятный
(Для затягивания ламинарного пограничного слоя) градиент давления.
* В Советском Союзе серия таких профилей была создана Г. П. Свищевььм.
45
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 1.22. Основные аэродинамические характеристики ламинаризировзнного про-
филя:
---------- Re ~ 3,0.10е;-------------Ре =6,0-10*.---------------ре — 9,0.10е’
-------------Ре — 6,0-10е с турбулизатором
Увеличение шероховатости такого профиля (см. зависимости с тур-
булизатором) приводит к разрушению ламинарного пограничного
слоя и резкому увеличению сопротивления и уменьшению максималь-
ной подъемной силы.
Стремление к затягиванию начала возникновения и возрастания
волнового сопротивления привели к разработке профилей с высоким
значением Так же, как и ламиииризироваиные, эти профили
имеют максимальную толщину* и кривизну, расположенную иа
большем расстоянии от носка, чем обычные дозвуковые профили.
Естественно, что эю обстоятельство затрудняет получение у этих
профилей высоких несущих свойств. Тем не менее наряду с основным
требованием — повышением Miip к скоростным профилям в зависи-
мости от их назначения предъявляются и другие требования. Так,
профили, используемые в концевых отсеках крыла, должны иметь
высокие значения стпа3с или сохранять высокое аэродинамическое
качество до возможно больших значений числа Мм избегающего
потока.
Как для профилей, предназначенных для дозвуковых летатель-
ных аппаратов, так и для скоростных профилей характерно равно-
мерное или близкое к нему распределение давления как по верхней,
так и по нижней поверхности с последующим восстановлением
давления к задней кромке, т. е. достаточно равномерное распределе-
* Первые профили этой группы профилей были разработаны П. П. Крас иль-
щиковым, в дальнейшем они разрабатывались Я. М. Серебрийским.
4СГ
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
05 OfS $7 OJ
Рис. 1.23. Основные аэродинамические характеристики профиля с — 15 % (хс =
= 37т5 %; 7 = 1,18 %; jt?f = 32,5 %; гн = 2,88 %) при различных числах Mw
ние аэродинамической нагрузки по хорде. Иногда такого рода про-
фили называют классическими профилями. На рис. 1.23—1.26 при-
ведены основные аэродинамические характеристики типичных про-
филей ^различной относительной толщины. В зависимости от
относительной толщины и особенностей формы контура существенное
нарастание волнового сопротивления при а — 0 у этих профилей
наступает при Мж 0,75 ... 0,78. Свыше этих чисел АС при Мм .">
>Мьр скачки, образующиеся в местной сверхзвуковой зоне, приво-
дят к постепенному росту волнового сопротивления- При достаточно
развитой сверхзвуковой зоне, замыкающий ее скачок уплотнения,
перемещаясь к диффузорной части профиля, приводит к отрыву
потока. Интенсивный огрыв потока из-под скачка вызывает не только
Дополнительное увеличение сопротивления, но и резкое изменение
аэродинамических характеристик суа н т,.
Для ряда летательных аппаратов важнейшей характеристикой
является аэродинамическое качество. Как показали эксперименталь-
ные исследования, при Re 3 ... 4*106 основной причиной начала
резкого падения аэродинамического качества профиля при около-
звуковых скоростях является волновой отрыв, т. е. отрыв из-под
f качка. Мероприятия, ослабляющие волновой отрыв, затягивающие
ег° наступление по числам или смещающие точку отрыва к зад-
ней кромке профиля, должны способствовать увелнченик/числа М*Р,
при котором темп роста профильного сопротивления по Мсю при
47
Рис. 1.24. Основные аэродинамические характеристики профиля 12%
= 37,6 %; f — 1,18 %; = 32,5 %; гн = 1,83 %) при различных числах Мм
Рис. 1.25. Основные аэродинамические характеристики профиля с = 8,97 %
= 42,5 %; / = 2,19 %; х? — 45,0 %; гн = 0,798 %) при различных числах
'48
www.vokb-la.spb.iu - Самолёт своими руками?!
Рис. 1.26. Основные аэродинамические характеристики профиля с =6 % (хс =
= 38,5 %; гн = 0,65 %) при различных числах М
суа ~ const достигает некоторого условно выбранного значения
(dcJdMoo = ОД). Увеличение значения MJP будет сохранять высокое
значение аэродинамического качества до больших чисел М.ж.
С целью дальнейшего усовершенствования аэродинамических
характеристик профиля при больших дозвуковых и околозвуковых
скоростях разрабатываются так называемые сверх критические про-
фили с повышенными значениями М*р. На профилях классического
типа (см. выше) волновой кризис возникает иа верхней поверхности
и является весьма интенсивным. На искривленной верхней поверх-
ности профиля классического типа числа М в местной сверхзвуковой
зоне непрерывно увеличиваются. Поэтому скачок уплотнения, за-
мыкающий местную сверхзвуковую зону, приобретает большую
интенсивность с большим перепадом давления до и после него, что
может приводить к отрыву потока из-под скачка лаже при сравни-
тельно небольшой диффузорности контура хвостовой части профиля.
На нижней поверхности при крейсерских значениях с1/а волновой
кризис значительно отстает по числам Мте от кризиса на верхней
поверхности. Чтобы затянуть (по числам Мм) возникновение волно-
вого кризиса на верхней поверхности и ослабить его интенсивность
при формировании сверхкритическнх профилей поступают следующим
образом. Верхнюю поверхность профиля делают более плоской, т. е.
уменьшают (или даже .елаюг отрицательной) кривизну в средней
Части профиля. Для компенсаций уменьшения подъемной силы про-
49
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
филя, которая при этом происходит, отгибают хвостовик профиля
вниз или производят «подрезку» нижней части профиля в хвостовой
его части (увеличивают кривизну в задней части профиля). В резуль-
тате этого наступление волнового кризиса на верхней и нижней по-
верхностях происходит практически одновременно. Интенсивность
волнового кризиса на верхней поверхности существенно ослаб-
ляется — уменьшаются значения чисел М в местной сверхзвуковой
зоне, а скачок уплотнения, замыкающий ее, ослабевает. Поэтому
сколь-нибудь интенсивного отрыва потока из-под него, даже при
умеренно отогнутом хвостовике не происходит. На нижней поверх-
ности скачок уплотнения, замыкающий местную сверхзвуковую
зону, может вызвать отрыв потока при а ж 0. Однако на углах атаки,
соответствующих крейсерским значениям с^ГлЧ отрыва потока из-под
скачка по нижней поверхности обычно не происходи'!.
Применение сверхкритических профилей позволяет уменьшить
сопротивление и увеличить аэродинамическое качество при больших
дозвуковых скоростях без уменьшения относительной толщины или
увеличению стреловидности крыла. Иными словами, сверхкрити-
ческие профили позволяют совершать полет при скоростях, соответ
ствующих большим числам без увеличения мощности двига-
телей. При сохранении той же скорости полета применение сверх-
критических профилей позволяет увеличить относительную толщину
крыла или уменьшить стреловидность без увеличения сопротивления.
Это в свою очередь дает возможность увеличить удлинение крыла,
уменьшить индуктивное сопротивление, что способствует увеличе-
нию экономичности летательного аппарата.
2 www.vokbla.spb.ni - Самолёт своими руками9'
. Аэродинамика крыла про-
конечного размаха
Крыло летательного аппарата, в частности монопланное крыло,
можно рассматривать как двумерное тело, у которого одно измерение (толщина)
весьма мало по сравнению с двумя другими (размах, хорда). Обычно плоскость
симметрии крыла совпадает с плоскостью симметрии летательного аппарата. Гео-
метрическая форма крыла определяется главным образом ого формой в плане (удли-
нением, сужением, стреловидностью), профилем (толщиной, кривизной)» круткой
и углом одной половины относительно другой (угол поперечной V-образности).
На рис. 2 1 приведена схема моноплапного крыла с указанием важнейших
геометрических параметров, которые оказывают влияние на его аэродинамические
ха р а ктер исти к и,
При проектировании крыла летательного аппарата необходимо учитывать весь
комплекс требований, предъявляемых к конкретному летательному аппарату. Так,
в сочетании с другими частями крыло аппарата должно обеспечивать:
1) возможно меньшее аэродинамическое сопротивление;
2) возможно большую подъемную силу на тех режимах, на которых она опре-
деляет летные характеристики аппарата (взлет, посадка, маневр и т. д);
3) продольную и поперечную устойчивость и управляемость.
Эти требования в части, зависящей от крыла, удовлетворяются правильным
выбором типа крыла, места его расположения на аппарате, формы в плане и степени
закру ченности его сечений, набора
профилей, вида органов управления
и механизации (в случае саглолета).
2.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ
ЗАМЕЧАНИЯ
Для крыла бесконечного раз-
маха простейшей аэродинамической
моделью может служить присоеди-
ненный прямолинейный вихрь бес-
конечной длины, расположенный
вдоль размаха. Обтекание крыла
конечного размаха носит простран-
ственный характер особенно вблизи
его концов. При наличии подъемной
силы над крылом образуется зона
пониженного, а под крылом — по-
вышенного давления. У торцов
крыла происходит перетекание по
тока с нижней поверхности на верх-
нюю. Это составляет основу прин-
ципиального отличия обтекания
крыла бесконечного размаха от об
текания крыла конечного размаха.
° первом случае такого перетека-
НИя не может быть и происходит
плоскопараллельное обтекание по-
перечных сечений. Заметим, что
Рис. 2.1. Геометрические параметры крыла
51
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
уменьшение удлинения крыла усиливает роль концевых перетеканий. Если же
крыло малого удлинения имеет еще и большую стреловидность, то перетекание
воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю становится возможным вдоль
его передней кромки.
В результате взаимодействия потоков, обтекающих верхнюю и нижнюю поверх-
ности крыла конечного размаха, за его задней кромкой образуется вихревая пелена,
представляющая собой совокупность вихревых нитей, как бы стекающих с заднем
кромки крыла. В отличие от присоединенных вихрей, связанных с крылом, вихревые
нити, составляющие вихревую пелену» принято называть свободными вихрями
Вихревую пелену совместно с присоединенными вихрями можно представить как
совокупность П-образных вихревых нитеи. В реальных условиях вихревая пелена
оказывается неустойчивой, стремящейся на некотором расстоянии за крылом свер-
нуться в два вихревых жгута Это явление берется в качестве основы при создании
простейшей модели вихревой системы крыла. В этом случае она образуется двумя
свободными вихрями, сбегающими с концевых кромок крыла, и одним замыкающим
их присоединенным вихрем, расположенным вдоль размаха. При такой аэродинами-
ческой модели, при которой крыло заменяется П-образным вихрем, циркуляция
вдоль размаха в простейшем случае может быть принята постоянной Несмотря на
такое упрощение, эта модель крыла позволяет выяснить некоторые принципиальные
особенности, присущие крылу конечного размаха, и в первую очередь возникновение
индуктивного сопротивления.
Более точной аэродинамической моделью крыла является схема с переменно и
по размаху циркуляцией. Она позволяет решать практические вопросы аэродина
мики прямого крыла с удлинением X > 4, в которых можно допустить неизменность
циркуляции по хорде крыла. В частности, выражение для коэффициента индуктив-
ного сопротивления принимает вид
(2 11
Л Л,
и для среднего скоса потока
Значения коэффициентов (1 + т)/л и (1 + 6)/л для изолированных крыльев
различной формы приведены в табл. 2.1.
При решении более общих задач различных типов крыльев, в том числе крыльев
малого удлинения, у которых циркуляция изменяется как по размаху, так и по
хорде крыла, применяется аэродинамическая модель в виде вихревой пелены, за-
меняющей всю несущую поверхность крыла. Аналитические решения задач с исполь-
зованием вихревой пелены представляют определенные трудности, но применение
электронно-вычислительных машин позволяет решать с высокой точностью весьма
сложные задачи.
Полет летательного аппарата на малых углах атаки обычно соответствует ре-
жиму максимальной скорости. Естественно, что для получения наибольшей скорое in
необходимо обеспечить наименьшее сопротивление летательного аппарата.
При дозвуковых скоростях сопротивление крыла на малых углах атаки в основ
ном определяется сопротивлением трения. Сопротивление давления при малой
относительной толщине крыла составляет существенно меньшую величину. Индук-
Таблица 21
Форма кръпа в плане (1 + Т)/Л (1 с 5)/тг
Эллиптическая 0,318 0,318
Трапециевидная (т] =2.3) 0,318 0,318
Прямоугольная (% — 5 ... 6) 0,375 0,335
Прямоугольная с закрученными концами 0,365 0,318
52
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками9’
тинное сопротивление крыла при заданном режиме полета зависит от формы крыла.
В целях его снижения выбирают оптимальную форму в плане и в первую очередь
удлинение, а также кругку крыла Для обеспечения наименьшего сопротивления
трения необходимо обеспечить наибольшую гладкость крыла (уменьшение шерохо-
ватости и волнистости) и форму профилей с наибольшей длиной ламинарного участка
пограничного слоя.
При достижении критической скорости начета на крыле возникают сверхзвуко-
вые зоны, что приводит к возникновению волновою сопротивления, которое при
дальнейшем увеличении скорости полета может примерно в 10 раз превзойти сумму
сопротивления трения, давления и индуктивного сопротивления. Поэтому основной
задачей совершенствования скоростных характеристик крыльев для околозвуковых
летательных аппаратов является затягивание возникновения волнового кризиса,
т. е. увеличение значения Мкр.
2 2. ЭФФЕКТ СКОЛЬЖЕНИЯ. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ СТРЕЛОВИДНЫХ КРЫЛЬЕВ
ПРИ МАЛЫХ УГЛАХ АТАКИ В ОБЛАСТИ
ДОЗВУКОВЫХ И ТРАНСЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ*
Наиболее сильными средствами не только затягивания начала
возникновения волнового сопротивления, но и уменьшения его
величины являются использование эффекта скольжеиня и умень-
шение относительной толщины крыла.
В неискаженном виде эффект скольжения проявляется на прямом
крыле бесконечного размаха, передняя кромка которого расположена
под углом л/2 — р к направлению невозмущениою потока.
Основной, невозмущенный поток со скоростью, соответствующей
числу Моо, можно разложить на две составляющие: вдоль размаха
крыла (Моо sin Р) и по нормали к передней кромке (Моо cos р). Со-
ставляющая Моо sin Р вдоль размаха крыла вызовет только поверх-
ностное трение, и не будет влиять на распределение давления, так
как cooiветелвующий ей поток будет течь только в направлении
размаха крыла. Вторая составляющая Моо cos р определяет как
поверхностное трение, так и распределение давления по сечению
крыла, которое будет в cos р раз меньше, чем в невозмущенном потоке
с Поэтому волновой кризис, связанный с достижением местных
сверхзвуковых скоростей, на скользящем крыле будет достигаться
позднее, чем на крыле, обтекающимся без скольжения.
Эффект скольжения дает желаемый результат при условии, что
Mw 5>Мьр >>Моо cos Р, где Мф —критическое число М для про-
филя в сечеиии, расположенном нормально к передней кромке
крыла, а не в сечении по направлению течения иевозмущенного
потока. Отсюда следует, что угол стреловидности для заметного
оттягивания волнового кризиса должен быть не меньше 25—30 °C,
так как косинус малых углов близок к единице.
Уменьшение скорости, определяющей аэродинамические силы
на скользящем крыле, в cos р раз эквивалентно увеличению крити-
* В Советском Союзе исследования аэродинамики стреловидных крыльев были
проведены В. В Струминским и его учениками. В настоящей работе приводятся
Нек°торые результаты этих исследований.
53
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ческого числа М„р на величину
ДМкр = Мнр 1 ~~со* , (2.3)
где М1;р — критическое число М профиля при р = 0.
У стреловидного крыла конечного размаха эффект скольжения
проявляется не полностью. Это связано с явлениями, имеющими
место в корневой части крыла и на его концах. Благодаря спрям*
ляющему взаимовлиянию правой и левой половин крыльев друг на
друга наибольшее уменьшение эффекта скольжения наблюдается
в корневой части крыла и называется корневым эффектом. (Иногда
его называют «срединным» эффектом). Перетекание воздуха с нижней
поверхности на верхнюю в области концов крыла также уменьшает
эффект скольжения. Только на средних участках правой и левой
половин крыла практически полностью проявляется эффект сколь-
жения. При достаточно больших удлинениях стреловидного крыла,
прн которых влиянием концов крыла можно пренебречь, для грубой
оценки скоростных свойств стреловидных крыльев допустимо при-
менение следующего способа. В области корневых сечений крыла
допускается отсутствие скольжения и местные числа М равны чис-
лам Моо набегающего потока. В остальных сечениях крыла в соответ-
ствии с эффектом скольжения число Мж набегающего потока прини-
мается равным Moo cos х- Тогда среднее число набегающего потока
можно принять равным Мж =---------.
Уменьшение числа Мж набегающего потока в IdlSSLL раз
эквивалентно увеличению критического числа М1ф на величину
ДМ,.р=М 'ТСО5Х. (2.4'
Из сравнения оценок (2.3) и (2.4) можно убедиться, что прирост
критического числа М у стреловидного крыла оказывается примерно
в два раза меньше, чем у скользящего крыла.
На практике влияние стреловидности на Мкр определяется обычно
экспериментальным путем.
В отличие от прямого крыла бесконечного удлинения, которому
свойственно плоскопараллельное обтекание, скользящее крыло бес-
конечно большого удлинения обтекается пространственным потоком.
Это связано с тем, что деформация линий тока прн обтекании сколь-
зящего крыла получается в силу того, что действительная скорость
в любой точке слагается из постоянной составляющей скорости
(!/«> sin р), направленной вдоль размаха крыла, и переменной состав-
ляющей скорости (K^cos р) перпендикулярной к передней кромке
крыла, величина которой меняется вследствие торможения и раз-
гона потока при обтекании контура крыла. В результате этого дей-
ствительная скорость струек тока, обтекающих контур скользящего
крыла, меняет не только свою величину, но и направление.
У стреловидного крыла в отличие от скользящего пространствен-
ный характер обтекания еще более усиливается за счет корневого
54
www.vokb-la.spb.iii - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.2. Распределение давления вдоль хорды в корневой 2 = 0; (суа = 0,03)
и концевой г = 0,95 (суа = 0,04) части стреловидного крыла (Х = 5; п = 1; % = 45°):
------------верхняя поверхность |профиль ЦАГИ с = 12 %
— — - — — - - нижняя поверхность J
и концевого эффектов. В результате этого распределение давления
по размаху стреловидного крыла может существенно различаться.
Наиболее сильные различия наблюдаются в корневых и концевых
частях крыла. Минимум давления в корневых сечениях (рис. 2.2, а)
стреловидного крыла смещается к задней кромке, а в концевых сече-
ниях (рис. 2.2, 6) — к передней кромке крыла.
В соответствии с распределением давления по размаху п хорде
стреловидного крыла величина производной (dmJdclf(l)cc4 в различ-
ных сечениях приобретают различные значения. Положение фокуса
в сечениях стреловидного крыла не совпадает с линией 1/4 хорд.
В корневых сечениях крыльев с прямой стреловидностью положение
аэродинамического фокуса смещается назад от линии 1/4 хорд,
а в концевых сечениях — вперед к передней кромке крыла.
С целью выяснения особенностей распределения давления по
размаху и хорде стреловидного крыла были проведены специальные
опыты на полу модели крыла с фюзеляжем (по схеме среднеплана),
расположенной на стенке трубы. Основные геометрические пара-
метры крыла были следующие:
Стреловидность по линии 1/4 хорд ................................... 45°
Удлинение Л............................................................ 4
Сужение д............................................................. 1,2
Геометрическая крутка (р............................................. 0°
Угол поперечного Vij?................................................ 0°
Относительная толщина профиля с перпендикулярно 1/4 хорд крыла:
при z= 0,157.......................................................... —9 %
при z = 0,43...................................................—12 %
при ?= 0,53 .. 1,0................................................— 12 %
Число Re испытаний, вычисленное по средней геометрической
х°рде, изменялось от 1,9-106 до 2,6* 10е.
55
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.3. Линии равных давлений по
верхней поверхности стреловидного
крыла (Хо,25 *- 45°; X = 4; 1] — 1,2) с
фюзеляжем при различных числах М«>
и а = О
Исследования показали, что ха-
рактер распределения давления
у крыла с фюзеляжем и у изолиро-
ванного крыла оказался аналогич-
ным. У крыла с фюзеляжем значи-
тельная деформация эпюр давления
происходит по сечениям, располо-
женным у борта фюзеляжа (г ~
= 0,127). На эпюрах давлений этих
сечений у крыла с фюзеляжем так
же, как и в корневых сечениях изо-
лированного крыла, область макси-
мальных разрежений смещена вниз
по потоку, вследствие чего линии
равных давлений расположены пер-
пендикулярно невозмущенному по-
току. Это определяет ранее возник-
новение волнового кризиса в бор-
товых сечениях крыла. На осталь-
ной части крыла, за исключением
небольшой концевой области, ли-
нии равных давлений, располага-
ются практически параллельно
передней кромке крыла (рис. 2.3).
В целях анализа коэффициентов
сопротивления давление в сечениях
стреловидного крыла на рис. 2.4
построены зависимости коэффици-
ента давления от безразмерной
координаты у = у/b. Правая часть
кривой с{) = f (у) соответствует
верхней поверхности профиля, ле-
вая часть — ннжией поверхности.
Площадь, ограниченная кривой
ср f (У)* для профиля прямого
крыла бесконечного размаха, имеет
значения, близкие к пулю, н ко-
эффициент сопротивления давления
поэтому оказывается небольшим
Характер обтекания стреловидного
крыла отличается от характера обтекания прямого крыла. Деформа-
ция эпюр давлений в сечениях стреловидных крыльев приводит к зна-
чительному изменению коэффициента давления профиля, работаю-
щего в системе стреловидного крыла. Сравнение форм кривых ср ~
= f (у) и площадей, ограниченных этими кривыми, указывает на
значительное изменение при переходе от корневых сеченнй к конце-
вым сечениям. В корневых сечениях крыла вследствие смещения
области максимальных разрежений к хвостику профиля увеличива-
ются силы давления на переднюю часть профиля и уменьшаются
силы давления на заднюю часть профиля. Как видно из приведенных
графиков, в этих случаях кривая ср = f (у) почти не имеет самопере-
сечений, и площадь, ограниченная этой кривой, значительно больше,
чем в других сечениях крыла. В результате этого коэффициент сопро-
тивления давления принимает большие положительные значения.
В концевых сечениях крыла смещение области максимальных
разрежений к носику профиля обусловливает уменьшение сил
давления, действующих на носовую часть профиля, и увеличение сил
давления действующих на хвостовую часть профиля. В этом случае
кривая — f (у) несколько раз самопересекается. В результате
этого коэффициент сопротивления давления значительно уменьша-
ется, достигая большой отрицательной величины. В промежуточных
сечениях стреловидного крыла коэффициент сопротивления давления
изменяется от больших положительных значений до отрицательных
значений.
При возрастании числа Мж влияние сжимаемости воздуха сказы-
вается на значении коэффициентов сопротивления давления сеченнй
Различным образом. Для корневых сечений крыла в соответствии
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
с характером изменения коэффициента давления по хорде профиля
площадь, ограниченная кривой ср == f (у), увеличивается с ростом
Моо. В концевых сечениях крыла с увеличением числа М«> площадь,
ограниченная кривой ср = f (y)t сначала уменьшается до Мж = 1,02,
затем начинает возрастать от больших отрицательных значений до
больших положительных значений. В соответствии с этим изменяется
и коэффициент сопротивления давления сечений стреловидного крыла
(рис. 2.5).
В корневых сечениях стреловидного крыла даже при малых
числах коэффициент сопротивления давления принимает большие
положительные значения. Это является следствием смещения области
максимальных разрежений в этих сечениях стреловидного крыла
по направлению потока* Искривление линий равных давлений
в корневой части крыла ослабляет эффект скольжения, который в этой
области используется частично* Поэтому в корневых сечениях водно-
Рис. 2.6Т Линии равных давлений по
поверхности стреловидных крыльев с
Хп. к “ 45° и т] = 1 при а ~ 0 и раз-
личных удлинениях (X ~ 5; 3 и 1)
Рис. 2.5. Коэффициент сопротивления дав-
ления в отдельных сечениях (л) и всего
крыла (6) в зависимости от числа М® и из-
менение коэффициента давления по раз-
маху крыла (в) с фюзеляжем при различ-
ных числах Моо
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
вой кризис наступает раньше других сечений. У профиля корневого
отсека коэффициент сопротивления увеличивается интенсивно начи-
ная примерно с числа Мж = 0,82 ... 0,83. В концевых сечениях
стреловидного крыла вследствие смещения области максимальных
разрежений навстречу потоку даже при малых числах Мж коэффи-
циент сопротивления давления принимает большие отрицательные
значения. При увеличении чисел Мм происходит дальнейшее смеще-
ние области максимальных разрежений навстречу набегающему по-
току, что обуславливает возрастание отрицательных значений коэф-
фициентов сопротивления давления. Это возрастание сохраняется
до чисел Мж 1,0... 1,02. В промежуточных сечениях крыла
зависимости, характеризующие изменение коэффициентов сопротив-
ления давления по числам Мзо, носят промежуточный характер между
зависимостями, соответствующими концевым и корневым сечениям
крыла. В частности, при малых числах значения в этих
сечениях оказываются близкими к нулю. Благодаря тому, что до
числа Мж 1,0 коэффициенты сопротивления в корневых сечениях
крыла возрастают, а в концевых уменьшаются, суммарный коэффи-
циент сопротивления давления всего крыла практически не изменя-
ется до числа Моо ~ 0,98 ... 1,0. При больших скоростях набегающего
потока-волновой кризис распространяется в концевые сечения стрело-
видного крыла и коэффициенты сопротивления давления становятся
положительными во всех сечениях крыла.
Исследования показали, что общий характер изменения коэффи-
циентов сопротивления давления по числам Мж оказывается при-
мерно одинаковым как у изолированного крыла, так н у крыла с фюзе-
ляжем. Однако волновой кризис у изолированного крыла возникает
позже, чем у крыла с фюзеляжем, на величину АМЖ 0,03 ... 0,04,
и влияние фюзеляжа распространяется на все сечення стреловидного
крыла.
С уменьшением удлинения крыла область, на которую распростра-
няется корневой эффект, увеличивается, а область, в которой эффект
скольжения проявляется в полной мере, сокращается (рис. 2.6).
Вследствие этого при заданной относительной толщине крыла умень-
шение его удлинения будет сопровождаться ухудшением скоростных
свойств стреловидного крыла.
Увеличение сужения стреловидного крыла приводит к тому, что
влияние корневого эффекта распространяется на большую площадь.
Поэтому иа режимах стреловидные крылья с большим сужением
могут оказаться менее выгодными, чем крылья с малым сужением.
Для достижения скоростных свойств прямых крыльев необходимо
использование по всему размаху профилей с наибольшими значе-
ниями Мьр. У стреловидных крыльев для уменьшения влияния
корневого эффекта и увеличения скоростных свойств необходимо
применение набора профилей вдоль размаха. В этих целях на крыльях
с прямой стреловидностью в центральных сечениях должны быть
установлены профили с передним расположением области максималь-
ных разрежений и благоприятным (с точки зрения наибольшего М|ф)
распределением давления по хорде профиля. Эта мера позволяет
59
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
получить благоприятное (под углом к набегающему потоку) располо-
жение линий равного давления в центральных сечениях крыла и
обеспечить более полное использование эффекта скольжения.
Исходное распределение давления по хорде и размаху стреловид-
ного крыла при дозвуковых скоростях определяет особенности его
обтекания и при трансзвуковых скоростях. Обычно область макси-
мальных значений скорости у стреловидных крыльев имеет место
в концевых сечениях и смещена к передней кромке по сравнению
с крылом бесконечного размаха, и а котором изобары совпадают с ли-
ниями равных процентов.
Увеличение числа Мж набегающего потока сопровождается
ростом скоростей в концевых частях до тех пор, пока не образуется
зона местных сверхзвуковых скоростей. Это соответствует достиже-
нию критического значения числа М„р, при котором в концевых
сечениях крыла появляется начальный концевой скачок уплотнения
небольшой протяженности вдоль размаха. Этот скачок почти нормален
к поверхности крыла и направлению набегающего потока. По мере
увеличения числа Мж скачок перемещается назад и незначительно
распространяется к корневой части крыла.
Практически одновременно с начальным концевым скачком
образуется второй скачок уплотнения, расположенный за начальным
скачком и занимающий большую часть размаха по направлению
к корню крыла. Формирование заднего скачка уплотнения связано
в основном с особенностями обтекания корневых сечений крыла, на
которых происходит деформация формы линий тока на этих участках.
Дело в том, что в корневом сечении линии тока в силу симметрии
обтекания правой и левой частей крыла расположены параллельно
оси симметрии. По мере удаления от корневого сечения линии тока
искривляются, вследствие изменения величины нормальной к перед-
ней кромке составляющей скорости, связанного с толщиной крыла
и наличием подъемной силы. Если течение в этой области становится
сверхзвуковым, то при торможении в хвостовой части профиля
возникает веер воли сжатия. Эти волны сжатия сближаются при
приближении к концевым сечениям крыла в соответствии с изменением
формы линий тока и образуют задний скачок уплотнения. На ранних
стадиях этот скачок может быть расположен впереди концевого
скачка. Однако с ростом числа Мж набегающего потока он движется
назад быстрее, чем концевой скачок, и поглощает его. Продвижение
заднего скачка к задней кромке сопровождается увеличением его
интенсивности и протяженности вдоль размаха.
Описанная последовательность возникновения и развития скач-
ков, замыкающих сверхзвуковые зоны на стреловидном крыле,
может быть несколько иной в более сложных случаях формы крыла
в плане и набора профилей по размаху. Одно является общим. Во
всех случаях развитие сверхзвуковых зон иа поверхности крыла,
замыкающихся скачками уплотнения, приводит к возникновению
волнового сопротивления. При этом наибольшее сопротивление давле-
ния приблизительно соответствует тому моменту, когда задний скачок
уплотнения достигает задней кромки крыла.
60
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2 7 Изменение основных
аэродинамических характерис-
тик стреловидных крыльев с
фюзеляжем в зависимости от
числа Мж>:
---------X = 35°; X 5; Т| - 2;
- —- — — — — х — 45°, X, = 4;
т] =- 2; ----- X — 50°- = 4;
П = 3
Стреловидность крыла
ие только увеличивает зна-
чение Млр, ио и уменьшает
величину местных сверх-
звуковых скоростей и, сле-
довательно, интенсивность
скачков уплотнения. В ре-
зультате этого при увели-
чении стреловидности кры-
ла возникновение волно-
вого сопротивления проис-
ходит при больших значе-
ниях Чисел Мм, а само вол-
новое сопротивление при
этом существенно уменьша-
ется (см. зависимости 4\0 —
= f (Moo) на рис. 2.7).
Изм еиен и е р а спр едел е-
ния давления по поверхно-
сти крыла, связанное с на-
личием местных сверхзву-
ковых зон, приводит также
и к существенным изменениям других аэродинамических характе-
ристик крыла при увеличении числа Мэо, При дозвуковых скоростях
до Мж = Мьр поправка иа влияние сжимаемости воздуха в величинах
подъемной силы и момента тангажа может быть как для прямых, так
и стреловидных крыльев сделана иа основе правила Праидтля—
Глауэрта, т. е. умножением соответствующей величины для несжи-
маемого потока на
1
Подъемная сила крыльев определяется распределением давления
по нх поверхности. Поэтому эффект скольжения оказывает влияние
не только на волновое сопротивление, но и на подъемную силу. Как
н в случае волнового сопротивления, изменение подъемной силы
определяется только нормальной к передней кромке составляющей
скорости cos р. Следует иметь в виду, что в случае реализации
эффекта скольжения на всем крыле (как иа правой, так и на левой
половине) происходит одновременное уменьшение сопротивления
Давления в cos3 р раз и коэффициента подъемной силы в cos2 р раз.
61
www.vokb la.spb.m - Самолёт своими руками?!
На стреловидном крыле конечного размаха вследствие корневого
эффекта это уменьшение будет проявляется в меньшей мере. Тем не
менее по сравнению с прямым крылом наличие стреловидности будет
вызывать уменьшение подъемной силы начиная с малых дозвуковых
скоростей. Попутно заметим, что наличие стреловидности при малых
дозвуковых скоростях практически не оказывает влияние на величину
крыла, так как трение, которое в основном определяет сопротив-
ление при малых дозвуковых скоростях, зависит как от нормальной,
так и продольной к передней кромке составляющими скорости.
При возрастании числа М», свыше Мг,р вначале будет происходить
увеличение подъемной силы крыла. Это, как и в случае профиля
(см. выше), происходит в связи с тем, что разрежение на верхней
поверхности крыла (сторона разрежения) в области местных сверх-
звуковых зон прн увеличении скорости набегающего потока растет
быстрее, чем на нижней поверхности (сторона давления).
Результаты исследований крыльев с различной стреловидностью
показывают (см. зависимости на рис. 2.7), что увеличение стреловид-
ности сопровождается более плавным развитием волнового кризиса.
Поэтому возрастание с^а начинается при больших числах Мто, а сами
величины с^а оказываются меньшими с увеличением стреловидности.
По этим же причинам и изменение положения фокуса начинается при
больших числах Mw.
2.3, ПРИМЕРЫ ОСНОВНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК СТРЕЛОВИДНЫХ КРЫЛЬЕВ
РАЗЛИЧНЫХ КОМПОНОВОК С ФЮЗЕЛЯЖЕМ
Несмотря на меньшую подъемную силу, применение стреловидных
крыльев обеспечивает затягивание начала волнового кризиса до
больших скоростей полета н уменьшение величины волнового сопро-
тивления. Это позволяет их использовать на аппаратах, совершаю-
щих полет на больших дозвуковых скоростях. При этом в зависимости
от назначения летательного аппарата и летно-тактических требова-
ний, предъявляемых к нему, используется большое разнообразие
аэродинамических компоновок как самих стреловидных крыльев,
так и их сочетаний с фюзеляжем. Чтобы иллюстрировать и в какой-то
мере оценить величины основных аэродинамических параметров стре-
ловидных крыльев, а также влияние на них геометрических пара-
метров ниже приведен ряд компоновок стреловидных крыльев с фю-
зеляжем.
В первую очередь на рис. 2.8, 2.9, 2.14 приведены зависимости
1331, показывающие, что может дагь замена прямого крыла стрело-
видным, полученным путем поворота его консолей относительно
точки пересечения линии 1/4 хорд с продольной осью крыла. Следует
иметь в виду, что прн таком способе образования стреловидности
уменьшается удлинение крыла, относительная толщина его профилей
по потоку и возрастает сужение (см. схемы иа рис. 2.8 и 2.9, а также
геометрические параметры на рис. 2.8; 2.9 и 2.14). Сравнение соответ-
ствующих зависимостей указывает на существенное затягивание
62
Рис. 2,8, Схема модели и основные аэродинамические характе-
ристики прямого трапециевидного крыла в функции угла атаки
при различных числах Мао:
"‘“Mqq = 0,4', — —’ — ^ао =' 0,8, '' ^оо '
= 0,95
Рис, 2.9, Схема модели и основные аэродинамические характе-
ристики'стреловидного крыла %= 45° (полученного путем'пово-
рота консолей прямого трапециевидного крыла вокруг точки пе-
ресечения линии 1/4 хорд крыла с продольной осью) с фюзеляжем
в функции угла атаки при различных числах Мое'
------------ 0,4,-------------------Моо - 0,8;-------------
Мдо = 0,95: ----X-----X-----1,10, ---------О----С---- - 2,0
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
начала волнового кризиса у стреловидного крыла до М< 0,95
(см. зависимоеги t\0 f (AV) на рис. 2.14) и уменьшение волнового
сопротивления.
Использование прямых крыльев (обычной относительной тол
тины) при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях практически
невозможно из-за большого волнового сопротивления и неблап>
приятных изменений характеристик устойчивости и управляемости
при трансзвуковых скоростях. Волновое сопротивление стреловид-
ного крыла при переходе через скорость звука возрастает значительно
меньше и при сверхзвуковых скоростях (AV >]
поиведенного случая 60 и меньше процентов сопротивления пр
малых дозвуковых скоростях. Вместе с эгнм, как видно нз сравнения,
подъемная сила стреловидного крыла оказывается значительно
меньшей, однако существенных изменений ее при переходе через
скорость звука не наблюдается. Положение аэродинамического фо-
1,05) составляет для
i
суа
0138
0tX157
9 % с фюзеляжем в функции угла
Рис. 2,10. Схема модели и основные аэродинамические характеристики стрел овид^
ного крыла = 35°; % = 4,0; Г] = 2,5; с & 9 % с фюзеляжем в функции угла'
атаки при различных числах М«>:
--------Моо = 0.5:--------М
М« = 0,937;---------------Мю
0,1825
0,235
градус
0^22
СО = 0,85;
— 0,975
-----0,90;
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своилцуэуками? I
kj к
з Петров к. П.
65
66
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
куса стреловидного крыла при переходе через скорость звука смеща-
ется примерно на 27 % САХ, а у прямого крыла больше чем на 30°
САХ. Отмеченная разница обычно связана с тем, что средняя аэро-
динамическая хорда стреловидного крыла оказывается большей, чем
у прямого крыла.
На рис. 2 10; 2.11; 2.12 и 2.13 приведены основные аэродинами-
ческие характеристики стреловидных коыльев с фюзеляжем типичные
для летательных аппаратов, совершающих полет до больших дозвуко-
вых скоростей [20, 28, 33 и 451.
Чтобы проследить влияние только одной стреловидности без
изменения остальных геометрических параметров были проведены
специальные системати ic-ские исследования схематизированной
Рис. 2 |5 Основные аэродинамические характеристики стреловидных крыльев
Хп.к—25. 40 и 55° с одинаковыми значениями удлинения (X — 3,83) и сужения
61 - 2,83) с фюзеляжем в функции числа М™ при а — 0'
------*п.к 25°‘-------------хп.к =- 40°*--------*п. к = 55°
3*
67
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.16. Зависимости суа = f (txu) и К = f (а) стреловидных крыльев Хо,25 ~ 25;
40 и 55° с одинаковыми значениями удлинения (Л = 3,83) и сужения (т[ = 2,83)
с фюзеляжем при различных числах М™:
----------*п.к = 25°:------------------5tn.it = 40°>------------*п.к = 55°
Рис. 2.17. Зависимости суа — f {а) и суа = f [tn?) стреловидных крыльев хп.к -
= 25°; Хп. к = 40° и Хп. 55° с одинаковыми значениями удлинения (Л = 3,83)
и сужения (Т| = 2,83) с фюзеляжем при различных числах М«<
---------*п.к = 25°;----------*п.к = 40"-----------*п.к = 55°
68
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
модели, данные которой приведены ниже.
Стреловидность крыла по передней кромке /п#к.................. 25, 40, 55°
Удлинение крыла 1 — l/s ...................................... 3,83
Сужение крыла Т| = Ь0/Ьк............................._........ 2,83
Относительная толщина профиля крыла ЦАГИ по потоку с . . . . 9 %
Относительный диаметр фюзеляжа dll ........................... 0,162
Коэффициенты аэродинамических сил были отнесены к площади
крыла с подфюзеляжной частью (образованной продолжением перед-
них и задних кромок крыла) и к скоростному напору. Коэффициент
момента тангажа был отнесен к той же площади крыла и средней
геометрической хорде и вычислен относительно условного центра
тяжести, расположенного иа 25 % средней аэродинамической хорды
каждого крыла. Число Re при испытаниях изменялось в пределах от
0,5-10° до 0,8-10° и было вычислено пз средней аэродинамической
хорде каждого крыла.
Результаты исследований приведены иа рис. 2.15, 2.16 и 2.17.
При малых углах атаки (в области линейного изменения c,Jtl = f (а),
т. е при отсутствии достаточно развитых отрывов потока с поверх-
ности крыльев) последовательное увеличение стреловидности сравни-
тельно гонкого крыла (с -= 9 %) отодвигает начало возникновения
волнового кризиса иа большие числа и уменьшает его интенсив-
ность. В результате этого уменьшается волновое сопротивление и
растет сверхзвуковое качество. Однако несущие свойства крыла
уменьшаются особенно заметно в трансзвуковом диапазоне скоростей.
Изменение аэродинамических характеристик при переходе к сверх-
звуковым скоростям приобретает более плавный характер (особенно
прн большой стреловидности) при сравнительно малом изменении
самих величин.
2.4. СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ СКОРОСТНЫХ
ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛЬЕВ. СОВМЕСТНОЕ
ВЛИЯНИЕ СТРЕЛОВИДНОСТИ, УДЛИНЕНИЯ
И ОТНОСИТЕЛЬНОЙ ТОЛЩИНЫ КРЫЛА
Совершено теованке скоростных характеристик стреловидных
крыльев осуществляется не только за счет увеличения угла стрело-
видности. Как указывалось выше, уменьшение эффекта скольжения
стреловидных крыльев происходит вследствие корневого эффекта.
Его существо заключается в том, что на участках крыла, близких
к 'го корневэй части (или вблизи фюзеляжа), происходит «спрямле-
ние» потока, при котором исключается разложение вектора скорости
набегающего потока на составляющую, параллельную передней
кромке и нормальную к передней кромке (которая определяет аэро-
динамические характеристики крыла). Как результат этогоЛизобарьг
на этих участках оказываются не параллельными передней кромке
крыла, а наклоненными к набегающему потоку под меньшими углами.
целях ослабления корневого эффекта обычно используются два
способа. Один из них основан на использовании в области крыла,
прнмыкающей к фюзеляжу, профилей с более передним расположе-
69
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нием минимума давления *. Эго обеспечивает определенное «спрямле-
ние» изобар и соответствующее восстановление эффекта скольжения.
В качестве примера на рис. 2.18 приведены результаты исследований
стиеловидного крыла % — 35J, Л• == 5, т) = 1,5 с относительной толщи-
ной профилей (нормальных и линий 1/4 хорд) с = 12 %. В одном
случае крыло имело профили с примерно одинаковыми по размаху
положениями српип. В другом случае в области крыла, примыкающей
к фюзеляжу, были установлены профили с более передним (чем в ос-
тальных сечениях) расположением срги111. В последнем случае ока-
залось возможным более полно использовать эффект скольжения
стреловидного крыла и сместить начало возникновения волнового
кризиса на большие числа Мю. В итоге исследованное крыло о X =
— 35° может обеспечить полет без еолнов >jx потеоь до скорости,
соответствующей числу М«, 0,9 ... 0,94 при сохранении необходи-
мых характеристик устойчивости и управляемости на всех режимах
полета (см. зависимости == f (M«) на рис. 2.18).
Доугой способ ослабления корневого эффекта основан на исполь-
зовании формы передних кромок крыла. Для этого на участках
крыла, примыкающих к фюзеляжу, а также иа концевых участках,
передней кромке придается больший угол стреловидности, чем на
остальных участках (см., например, схемы на рис. 2.10 и 2.11). Этот
способ дает возможность изменить наклон изобар к набегающему
потоку не только в корневых, но и в концевых участках крыла и тем
самым полисе использовать эффект скольжения. Увеличение угла
стреловидности иа участках крыла, примыкающих к фюзеляжу,
естественно, приводит к образованию корневого наплыва. Сохране-
ние абсолютной толщины крыла в этой области дает возможность
уменьшить относительную толщину профилей, чго, в свою очередь,
способствует затягиванию начала волнового кризиса и уменьшению
волнового сопротивления.
Стреловидные крылья обеспечивают скоростные свойства лета-
тельных аппаратов при больших дозвуковых скоростях. В принципе
с помощью увеличения угла стцеловидиости крыла можно добиваться
желаемых скоростных свойств летательного аппарата и при сверх-
Рис. 2,18. Влияние набора профилей по размаху стреловидного крыла % = 35е;
X = 5; п = 1,5; с = 12 % (нормально к линии 1/4 хорд) на величину волнового со-
противления при больших дозвуковых скоростях:
----— — — — — — крыло с набором профилей, имеющих примерно одинаковое по p.ij'
маху расположение mIn от передней кромки; ------------- крыло, имеющее в обласн.
примыкающей к фюзеляжу, профили с более передним расположением njln
* Этот способ впервые был предложен Г. П. Свищевым, которым были разра-
ботаны специальные профили для этих участков крыла.
70
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2Д9. Сравнение основных
аэродинамических характерис-
тик стрел обидных крыльев и
крыльев малого удлинения с
сильно скошенной передней
кромкой при дозвуковых и
сверхзвуковых скоростях:
К = ^э. к =
^п. к 67,01 °,
Хз. В ~ °0’
' — ' “ — “ ^п. к " 61,7°,
х3.к = 40,6е;
Х3.к = 40*6°
звуковых скоростях. Од-
нако при решении пракш-
ческих задач по созданию
летательных аппаратов
стреловидное крылья (с
фиксированной геометри-
ей) с большим углом стре-
ловидности (% > 50°) по
ряду причин, в частности
по прочности и жесткости,
оказываются неприемле-
мыми.
Для летательных аппа-
ратов, совершающих полет
при сверхзвуковых скоро-
стях, более рациональными
оказываются крылья малых
удлинений. Крыло малого удлинения позволяет в определенной
мере использовать эффект скольжения, а самое главное, использовать
применение малых относительных толщин, что существенно умень-
шает волновые потери при сверхзвуковых скоростях полета.
На рис. 2.19 приведено сравнение при дозвуковых [32] и сверх-
звуковых 137] скоростях, основных аэродинамических характеристик
стреловидных крыльев и крыльев малого удлинения с большими
углами скоса передней кромки с фюзеляжем.
Геометрические параметры и некоторые аэродинамические харак-
теристики исследованных крыльев приведены в табл. 2.2.
Исследованные крылья имели профилированные носовую и кон-
цевую части и плоскую среднюю часть, размеры которой менялись
в зависимости от стреловидности nt редней и задней кромок. Прн
Дозвуковых скоростях исследовались крь’лья, имевшие острую и две
притупленные формы носиков передних кромок с радиусами закрут-
°ния, равными 6,6 и 16 % максимальной абсолютной толщины
^1Ла- (На рнс. 2.19 приведены результаты испытаний с острой фор-
с и носика). При сверхзвуковых скоростях форма носовой части
ответствовала профилю NACA 63-006. Диаметр фюзеляжа во всех
71
www.vokb-la.spb.ru Самолёт своимир}ъями?!----------
Таблица 2.2
Хц К, градус Хз. к, градхс ?. 1) 0/ с. о С*о *^тах а L уа Об(э id чсписн рис 2 19
0,3 61,7 0 1,7 8,45 1,9 0,0095 11,40 0,0375 —0,176
61,7 40,6 2,67 5 3,2 0,0120 12,17 0,0440 —0,140 - - -
67,0 0 1,4 10,4 1,6 0,0075 11,15 0,0320 —0,044 — * - W
67,0 40,6 2,0 7 2,3 0,010 11,70 0,0265 +0,040 — —
2,16 61,7 61,7 40,5 19 2,67 2,0 5 3,98 2,97 0,030 0,022 4,40 4,80 0,0380 0,0335 —0,5 -0,564
7 ——
61,7 —8,2 1,6 9 2,39 0,019 5,15 0,0320 —0,650
4,63 61,7 40,5 2,67 5 3,98 0,020 3,85 0,0205 —0,30
61,7 19 2,0 7 2,97 0,016 4,05 0,0190 —0,430 ' — —
61,7 -8,2 1,6 9 2,39 0,012 4,35 0,0)75 -0,50 * * -
случаях был равен 0,15 размаха крыла. Аэродинамические коэффи-
циенты относились к соответствующей площади крыла с подфюзеляж*
ной частью. Коэффициент момента тангажа относился к той же пло*
щади и средней геометрической хорде соответствующего крыла и
вычислен относительно условного центра тяжести (см. схемы на
рис. 2.19).
Числа Re испытаний (отнесенные к метру) были равны: Re =
= 26,69-106 при дозвуковой скорости (Мю == 0,3) и Re = 10* 106 прн
сверхзвуковых скоростях (Мю = 2,16 и 4,63).
При малых дозвуковых скоростях увеличение стреловидности,
уменьшение удлинения и связанное с этим уменьшение относительной
толщины крыла не оказывают существенного влияния на величину
Заметное уменьшение сопротивления (вследствие волнового сопро-
тивления) наблюдается при сверхзвуковых скоростях. Однако в том
и в другом случае имеет место неизбежное уменьшение несущих
свойств крыльев при уменьшении удлинения.
В целях выяснения особенностей распределения давления и аэро-
динамических характеристик при дозвуковых, трансзвуковых и
сверхзвуковых скоростях были проведены подробные исследования i
двух полукрыльев малого удлинения на стенке аэродинамической
трубы. Однако крыло имело удлинение X = 2, сужение т) = 4. угол
стреловидности по передней кромке к = 45° и угол стреловидности
по задней кромке х.к = —И,5°. В сечении z =- 0,23 у э^ого крыла!
был установлен профиль ЦАГИ с относительной толщиной ё = 4,5 %-|
Отсек крыла от г = 0,59 до z ~ 1 образован профилями ЦА^И]
с относительной толщиной с = 4,5 %. Переходной участок от Н
= 0,^3 до г 0,50 выполнен путем линейного перехода от профил>|
в сечении z = 0,23 к профилю в сечении 0,50. Участок крыла
г = 0 до z = 0,23 образован путем линейной экстраполяции профи-
лей в сечениях*/ = 0,23 и z = 0,50. Другое крыло имело удлинение
% — 1,46, сужение ц = 5,84, а угол стреловидности по передней
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
рис. 2 20. Распределение давления
Б сечении z = 0,809 тонких крыльев
малого удлинения (с 4,5 %) при до-
звуковых и сверхзвуковых скоростях:
--------*п к 60°- ? =- ’*16: 11 = 5*84:
----------------------Хц к = 45- 7. =
— 2: л - 4
кромке X = 3(Г и угол стре-
ловидности по задней кромке
у3-п = —11,5° Это крыло было
образовано из тех же симметрич-
ных профилей, что и первое, за
исключением участка от z ~
= 0,23 до 2 = 0, который был
образован путем линейного пе-
рехода от относительной тол-
щины с = 4,5 % к с = 3,3 %• Ис-
следования были проведены как
с изолированными крыльями» так
ляжа. Фюзеляж моделей представлял
частями. Диаметр цилиндрической части фюзеляжа составлял *16,5 %
подфюзеляжные части крыльев составляли соответственно 24,8
и 30,4 %.’
были равны 3,7ДО6 ..
4,5ПО6 ..
И
с крыльями при наличии фюзе-
! собой тело вращения ХфЮЗ = 10
с большим цилиндрическим участком между носовой и кормовой
частями. Диаметр цилиндрической части фюзеляжа составлял 16,5 %
от размаха первого и 19,2 % от размаха второго крыла. При этом
3
Числа Re (отнесенные к средней аэродинамической хорде)
при испытаниях первого крыла и
. 5,1 - Ю6 при испытаниях второго крыла.
Экспериментальные исследования показали» что эпюры давления
в сечениях крыльев малого удлинения при увеличении числа
изменяются очень плавно. Максимальные разрежения с увеличением
числа Моо увеличиваются незначительно. Не наблюдается резких
изменений давления. При дозвуковых числах Мм в области задней
кромки крыльев имеет место довольно значительное восстановление
давления. Сколько-нибудь заметный отрыв потока отсутствует во
всех сечениях крыла. В качестве примера на рис. 2.^0 приведены
зависимости ср = f (х) в сечении z = 0,809 крыла с Хг. к = 45°,
X = 2, =- 4 и крыла с Хп. ь = £0°, X = 1,46 и = 5,84 при дозвуко-
вых и сверхзвуковых скоростях.
Прямым следствием наблюдаемых малых изменений эпюр давле-
ний в сечениях крыльев малого удлинения является малая зави-
симость от числа Мое аэродинамических характеристик этих крыльев.
На рис. 2.21 приведены зависимости от числа М^ характеристик
лобового сопротивления, подъемной силы и продольной устойчивости
Двух исследованных крыльев. Эти характеристики получены в резуль-
тате обработки материалов испытаний на распределение давления
моделей крыльев. Графики показывают, что наиболее заметно аэро-
динамические характеристики изменяются в диапазоне чисел М< =
^0»95... 1,15. В области этих чисел Моо у крыла с Хп.и = 45°
происходит возрастание коэффициента слр из 0,С07, производной
73
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2 21. Основные аэродинамические характеристики тонких крыльев малого
удлинения в функции числа Мое при а — 0:
----------------к = 45°- *3 к - X - 2; П = Ь с = 4,5 %,
60'; -/n „ =- — 11,5; Л — 1.16; 1)5,84; с 1.5
J* к
хп. к
с^а — на 0,023; фокус смещается к задней кромке крыла на 8 ° и
САХ. Для крыла с хг#., = £0° аэродинамические характеристики
изменяются еще меньше: при изменении числа ЛК в том же диапазоне
коэффициент cxQ увеличивается на С,0СЗ, производная с*а возрастав!
иа 0,010; фокус смещается назад иг 7 % САХ.
Причины, благодаря которым имеют место такие небольшие
изменения аэродинамических характеристик крыльев малого удлине-
ния при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям, раскры-
ваются при анализе распределения местных чисел Mr f (х) в раз-
личных сечениях крыльев при различных числах Мм набегающего
потока. Такой анализ показывает, что обтекание тонких крыльев
малого удлинения с сильно скошенной передней кромкой осуществля-
ется со скоростями, близкими к скорости набегающего потока.
Дополнительное увеличение скорости потока на поверхности крыльев
ие превышает 6—8 % от скорости набегающего потока на крыле
с Хп. г = 60°, А = 1,46 и т] == 5,84 и 12— 15 % на крыле с у,. ь =- 45 \
А = 2 и т| = 4. Местные скорости достигают сверхзвуковых значений
в первую очередь в концевых сечениях при числах Мж С,92 ... 0,95
При числах Моо, превышающих 1-1,05, почти вся поверхность
крыльев (свыше 95 % всей площади) обтекается сверхзвуковым
потоком.
Наличие весьма малого ускорения потока является одной из
особенностей обтекания тонких крыльев малого удлинения.
Анализ зависимостей местных значений числа Мх от числа ЛК
набегающего потока в различных точках поверхности крыльев ука-
зывает иа прямую связь Mj и ЛК. Исключением является очень узкая
область чисел ЛК: от 1,02 до 1,10 для крыла с Хп.к = 45° и от 0,07
до 1,1 С дли крыла с ylUI( — 60°, в которой частично проявляется
74
Рис. 2.22. Зависимость сопротивления давления от числа М<» для прямого крыла
и крыльев малого удлинения с одинаковой относительной толщиной с — 4,5 %:
.-------- прямое крыло. Л = 5 (профиль): — — — — — — — — изолированное крыло
малого удлинения Хп к = 15°’ ^з. к = — И,5, Z = 2; т) = 4;------ изолированное
крыло малого удлинения Хп к = 60°; к — — П,*»; >. = 1,46: Т] = 5,84
стабилизация местных скоростей. Слабое проявление стабилизации
скоростей является второй характерной особенностью обтекания
исследуемых крыльев малого удлинения и обусловливает отсутствие
резких изменений аэродинамических характеристик этих крыльев.
Стабилизация местных скоростей наиболее слабо проявляется иа
поверхности тонких крыльев малого удлинения с большим углом
стреловидности по передней кромке. Иными словами малые ускоре-
ния потока, характерные для исследованных крыльев, обусловлива-
ются, во-первых, их формой в плане и, во-вторых, их малой относи-
тельной толщиной. Форма крыла в плайе и в первую очередь угол
скоса передней кромки способствуют возникновению поперечного
течения вблизи передней кромки, благодаря чему значительно умень-
шается лобовое сопротивление крыла из-за уменьшения сопротивле-
ния давления передней части крыла.
Сравнение на рис. 2.20 эпюр давлений ь сечениях z — 0,809
(в этих сечениях оба крыла имели одинаковые профили) показывает
как увеличение угла стреловидности по передней кромке от 45° до 60°
приводит к значительному снижению разрежений, а следовательно,
и местных чисел М. Особенно значительное уменьшение разрежений
наблюдается за линией максимальной толщины крыла при > 1.
Прямым следствием снижения разрежений за линией максимальной
толщины крыла с %Г1> „ = 60е является значительное уменьшение
коэффициента су дав этого крыла по сравнению с его значением у крыла
Хн. к = 45 .
Наличие больших поперечных течений в области передней кромки
крыльев малого удлинения с большим углом стреловидности и умень-
шение разрежений за линией их максимальной толщины приводит
к значительному снижению сопротивления давления этих крыльев по
сравнению с дав У прямых крыльев с той же относительной толщи-
ной. На рис. 2.22 сопоставлены кривые = f (М-х) для прямого
крыла и исследованных крыльев малого удлинения, имеющих отно-
сительную толщину с = 4,5 %.
Результаты испытаний крыльев с фюзеляжем показали, что
Фюзеляж, даже имеющий большое удлинение и цилиндрический
участок почти вдоль всей бортовой хорды крыла, все же оказывает
значительное влияние иа поле скоростей крыльев малого удлинения,
влияние фюзеляжа на распределение давления в сечениях крыльев
75
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2 23. Основные аэродинамические характеристики изолированных пластин-
чатых крыльев малого удлинения с сильно скошенной передней кромкой при ма-
лых углах атаки в функции числа Моо'
--------- треугольное крыло; — — — — — — стреловидное крыло; —.----ромбо-
видное крыло
малого удлинения и на их коэффициенты сопротивления давления
проявляется различным образом при дозвуковых н сверхзвуковых
скоростях. В исследованном случае при числах Моо/ близких к еди-
нице» установка цилиндрического фюзеляжа ^на крыльях малою
удлинения приводит к уменьшению разрежений в носовой части
крыльев вблизи фюзеляжа и к увеличению разрежений во всей
области крыльев» расположенной позади линии максимальной тол-
щины Такое изменение эпюр давлений, вызванное влиянием фюзе-
ляжа, обусловливает увеличение коэффициента сопротивления во
всех сечениях крыльев, При сверхзвуковых числах Мж» превышаю-
щих 1,1» установка фюзеляжа на тех же крыльях приво шт к увеличе-
нию разрежений в области крыльев за линиями максимальных тол-
щин. Такое изменение в эпюрах распределения давления приводит
к снижению значений коэффициентов сопротивления давления во
всех сечениях крыльев.
Чтобы устранить вредное влияние фюзеляжа при больших дозву»
новых скоростях» его обводы следует выполнять по трансзвуковому
правилу площадей (см. ниже).
Дальнейшее совершенствование аэродинамических характеристик
крыла малого удлинения и в особенности ею скоростных качеств
достигается путем придания ему сложной формы. В частности*
осуществляется корневой иаплыв, способствующий уменьшению
корневого эффекта и уменьшению относительной толщины крыла. Эта
мера уменьшает волновое сопротивление крыла. Само крыло делается
76
www.vokb-la.spb .ni - Самолёт своими руками?!
Рис 2 24 Основные аэродинамические характеристики изолированных пластин-
чатых крыльев малого удлинения с сильно скошенной передней кромкой в функции
угла атаки при различных числах М«>
--------- треугольное крыло, - — — — — — стреловидное крыло; —-— — ром-
бовидное крыло
ие плоским» что совместно с его формой в плайе позволяет оптимизи-
ровать распределение циркуляции по размаху и хорде, уменьшая тем
самым индуктивное сопротивление.
В ряде случаев, в частности для беспилотных летательных аппа-
ратов, где требуется максимальная конструктивная н технологиче-
ская простота, крылья выполняются не профилированными, а пла-
стинчатыми с заостренными кромками. Удлинение таких крыльев
обычно выбирается меньше а
1,5, а форма в плане —
с большим углом скоса пе-
редней кромки при различ-
ных углах скоса задней
кромки. Результаты иссле-
дований аэродинамических
о
=№*.п*=2>5°, Ы*>55*, 74°)
ПШШИ-М« =2 (Л^ =23* 35; 72;74')
Рис 2 25. Зависимости с^а = f (X)
Крыльев различной формы в плане
звукового, трансзвукового и
сверхзвукового диапазона чисел Моо
77
www.vokb-la.spb.iu - Самолёт своими руками?!
Таблица 2.3
Форма крыла в плане X Хпк- градус Х3 к- гРаД>с с = с/^СДХ <///
Треугольное 1,102 74 0 2,7% 0,164
Стреловидное 1,471 74 -37 3,5 % 0,165
Ромбовидное 0,956 74 35,15 2,2% 0,164
характеристик таких крыльев [23] приведены на рис. 2.23 и 2.24.
а их геометрические параметры — в табл. 2.3.
Аэродинамические характеристики таких пластинчатых крыльев
и их протекание по углам атаки и числам М™ ничем принципиально
не отличаются от аналогичных характеристик тонких профилирован-
ных крыльев. Наибольшее влияние иа их аэродинамические характе-
ристики оказывает величина удлинения. На основе обработки боль-
шого количества крыльев, имеющих различное удлинение и различ-
ные формы в плане, на рис. 2.25 построены зависимости с£а = f (X)
для дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых диапазонов чисел
А4Ж. Наибольшее влияние удлинение оказывает в трансзвуковом
диапазоне чисел и сравнительно очень малое влияние оказывает
при сверхзвуковых скоростях (М ОО 2.8 ... 3.0).
2.5. АЭРОДИНАМИКА КРЫЛЬЕВ ПРИ УМЕРЕННЫХ
И БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
Для диапазона малых углов атаки характерно безотрывное
обтекание крыльев, чему соответствует линейное изменение основ-
ных аэродинамических характеристик по углам атаки. При переходе
к большим углам атаки иа поверхности крыльев в зависимости от их
геометрических параметров возникают области отрыва потока,
происходит перераспределение аэродинамической нагрузки по поверх-
ности крыла. Линейность изменения аэродинамических характе-
ристик нарушается. На крыльях большого и умеренного удлинения
(X > 4) и умеренных относительных толщин (с > 9 %) отрыв потока,
как правило, начинается с задней кромки крыла. Рост подъемной
силы с увеличением утла атаки замедляется, а положение аэродина-
мического фокуса смещается к передней кромке. Максимальное
Значение подъемной силы достигается иа углах атаки а 12 ... 16°
(в зависимости от геометрических параметров крыла).
Совершенно иной характер изменения подъемной силы при
увеличении углов атаки может наблюдаться у тонких крыльев
с удлинением X < 4. Такие крылья в ряде случаев представляют
практический интерес. При удлинении X < 4 удается выполнить
малую относительную толщину, сохраняя необходимую прочность
и жесткость крыла. ЛАалая относительная толщина дает возможность
получить малое волновое сопротивление и, следовательно, хорошие
скоростные характеристики, а сравнительно большой размах (при
X 4) позволяет применить эффективную механизацию и получить
78. 1
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис 2.26. Схема обтекания крыла
с сильно скошенной передней кромкой
па умеренных и больших углах атаки
Рис 2 27. Влияние формы пе-
редней кромки крыла малого
удлинения на основные аэроди-
намические характеристики в
функции угла атаки при дозву-
ковых скоростях:
--------- закругленная кромка
[М ~ 0.3; Re = 6,57 ... 43,27) X
X 10е]. — — — — — — острая
кромка
хорошие взлетно-посадочные и ма-
невренные характеристики. Од-
нако при дозвуковых скоростях на
таких крыльях с малой стреловид-
ностью может возникнуть отрыв
потока (без последующего присо-
единения) с передней кромки при
сравнительно малых — умеренных
углах атаки. Это сопровождается
резким замедлением роста подъем-
ной силы при увеличении углов атаки (см. зависимость суа = / (а) прн
Моо = 0,6 для крыла с Хп. ь ~ 25° на рис. 2.17). Последовательное
увеличение стреловидности (как можно видеть из той же диаграммы)
устраняет отмеченный недостаток, вызванный преждевременным
отрывом потока. Это связано с тем, что при больших углах скоса
передней кромки ее обтекание на умеренных и больших углах атаки
становится аналогичным обтеканию боковой кромки крыла обычного
Удлинения, где имеет место перетекание воздуха с нижней поверх-
ности (сторона давления) иа верхнюю поверхность (сторона разреже-
ния). Такое перетекание сопровождается отрывом от передней кромки.
^Днако в условиях большого ее скоса оторвавшийся поток сворачи-
вается и сносится, образуя мощное вихревое течение вдоль всей
передней кромки. Это явление существенно усиливается по мере
Уменьшения удлинения крыла (см. ниже) (рис. 2.26). Наличие вихря
вДоль передней кромки ие только увеличивает скорость в этой области
крыла, что предотвращает возникновение обычного отрыва (без
79
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
последующего присоединения), ио и способствует возникновению
подсасывающей силы. В итоге характерной особенностью протекания
зависимости суа = f (а) для таких крыльев при наличии малого удли-
нения является нелинейное возрастание подъемной силы с увеличе-
нием углов атаки. Опыты [32] показывают, что изменение формы
передней кромки крыла от имеющей конечный радиус затупления
к острой форме приводит к возрастанию интенсивности вихря и
к соответствующему возрастанию подъемной силы крыла (рис. 2.27),
Естественно, что такая вихревая система на крыле с малой стрело-
видностью передней кромки возникнуть не может, ио ее можно
вызвать с помощью наплыва в корневой части крыла. В развитии
исследований, результаты которых приведены иа рис. 2.15, 2.16
и 2.17, были проведены опыты с крылом Х1,к = 40о (см. выше),
снабженным корневым наплывом. Зависимости, приведенные на
рис. 2.28, указывают на сильное влияние наплыва иа основные аэро-
динамические характеристики крыла. Это влияние связано с образо-
ванием (при переходе от малых углов атаки к умеренным их значе-
ниям) вихря иа боковой кромке наплыва, сбегающего на корневую
часть крыла. Существенное увеличение подъемной силы крыла, кото-
рое при этом происходит, в некоторой степени вызвано и увеличением
подъемной силы фюзеляжа иа участке расположения наплыва.
Одновременное увеличение момента тангажа на кабрирование свиде-
тельствует о том, что увеличение подъемной силы имеет место в корне-
вой передней части крыла и иа фюзеляже с наплывом.
Рис. 2.28 Влияние наплыва в корневой части передней кромки стреловидною
крыла Хи. к = 40°; Л = 3,83; т] — 2,83, 9 % на основные аэродинамические ха
рактеристики в функции угла атаки при различных числах Моо:
---;--- крыло без наплыва; -— — — — — — крыло с наплывом
80
www.vokb-la.spb.iu - Самолёт своими руками?!
Счедует иметь в виду, что не только наличие наплыва, но и его
форма в плане, а также форма его поперечных сечений оказывают
существенное влияние как на продольные, так и боковые аэродина-
мические характеристики крыла и всего летательного аппарата.
Описанный выше характер обтекания крыла сохраняется до
определенных углов атаки, при переходе к большим углам атаки
происходит разрушение течения.
Под большими углами атаки обычно понимают углы, находящиеся
в диапазоне нелинейного уменьшения подъемной силы в области ее
максимальных значений. Этому диапазону углов атаки свойственно
наличие па крыле срывов потока и существенное пространственное
обтекание. Естественно, что в условиях большого сопротивления
полет на больших углах атаки возможен только на дозвуковых,
а в некоторых случаях на трансзвуковых скоростях (за исключением
специальных видов летательных аппаратов).
Для условий устойчивости (продольной или поперечной) совсем
не безразлично, иа каких участках крыла возникает и развивается
отрыв потока при увеличении угла атаки. Наиболее нежелателен
отрыв в концевых участках крыла. Он сопровождается возникнове-
нием момента крена, потерей эффективности элеронов, потерей демп-
фирования с последующей авторотацией и изменением момента
тангажа (при нормальной схеме летательного аппарата) в сторону
неустойчивости.
В случае проектирования дозвуковых самолетов хорошие несущие
свойства прямых — иестреловндиых крыльев достигаются надлежа-
щим подбором его основных параметров, обеспечивающих безотрыв-
ное обтекание крыла на взлетно-посадочных углах атаки, и подбором
к данному крылу оптимальной механизации. Для поддержания плав-
ного обтекания концов крыла на больших угла атаки крылья можно
спроектировать из отсеков, образованных разными профилями,
используя в концевых отсеках профили с более высокими значениями
C/imav, чем у профилей корневых отсеков. Аналогичный результат
может быть получен с помощью закручивания концевых участков
крыла на отрицательные углы.
Обычно при определении максимального коэффициента подъемной
силы прямых крыльев используется прием, основанный на том пред-
положении, что крыла имеет место при том угле атаки, при
котором хотя бы в одном сечении крыла суа сечения достигают своего
максимального~значения c^ce4rndX [4]. Поэтому при Оценке летных
свойств самолетов с прямыми крыльями при полете на больших
Углах атаки определяется распределение су1 сеч и су1 гечгаах по размаху
крыла и запасы сца на концах крыла. Такой расчет производится для
чисел Re, соответствующих посадке самолета. Точка соприкоснове-
Ння кривых Сь.1(гел = f (z) и с91<-ечтах = f (г) определяет сечение z,
в котором начинается срыв потока. Величина разности с9агечтах —
<Vcp4 в концевых частях крыла (Acv„ ^../является запасом коэффи-
циента подъемной силы на концах крыла. В зависимости от типа само-
лета величину Ar; 3(ll рекомендуется выбирать в диапазоне
0,20г
81
www.vokb-Ia.spb.iu - Самолёт своими руками?!
В процессе выбора профилей следует предпочесть профили,
имеющие более плавное протекание кривой суа = f (а) в облает
критических углов атаки. Применением таких профилей создаются
условия для более симметричного развития срыва потока по мере
увеличения угла атаки крыла.
Применение для коицевых отсеков крыла профилей с неустойчи-
вым обтеканием в области с,/а1Пах (эти профили имеют большой гисте-
резис в области гаах) может создать преждевременный концевой
срыв потока, что способствует непроизвольному сваливанию самолета
на крыло при выходе иа большие углы атаки. Кроме того, применение
таких профилей в сочетании с производственными дефектами их
воспроизведения может значительно снизить с[/а концевых сечении.
В этом случае величина &ct/a злп может оказаться значительно ниже
расчетной, и в результате запасы подъемной силы иа концах крыла,
а следовательно, и демпфирующие свойства крыла будут отсутство-
вать. Если по каким-либо причинам для крыла принят профиль
с гистерезисом, то величина суа се.1П1ах должна определяться по нижней
ветви кривой суа — f (а) для профиля.
С целью организации устойчивого и локализованного очша
срыва потока с крыла следует иметь протяженность концевого отсека
ие меиее 50—65 %, полуразмаха крыла и начало концевого отсека
располагать в сечении z — 0,35 ... 0,50. Кроме того, точка касания
кривых CJJIf сеч И Суагечшах Д0ЛЖНЗ быть ЯрКО Выражена. ПрИ ПОЛО) ом
касании кривых суг сеч и с^геиП1ах создаются условия для неблаго-
приятного срыва потока на значительной части размаха крыла.
Если точка касания кривых суа сеч ис^СрчП1ах находится на боль-
шом расстоянии от борта фюзеляжа, то величины крыла и р
окажутся меньше тех значений, которые обеспечивают принятые
профили крыла. Поэтому целесообразно, чтобы сечение, в котором
возникает срыв потока, находилось от борта фюзеляжа иа расстоянии
10—20 % полуразмаха крыла, а протяженность переходного отсека
между корневым и концевым отсеками равнялась 10—12 % полу-
размаха крыла.
Весьма эффективным способом фиксирования сечения, в котором
должен возникнуть срыв потока иа прямом крыле, является местное
увеличение хорд крыла вблизи фюзеляжа — наплыв по передней
кромке. Вследствие перетекания пограничного слоя от борта фкге-
ляжа к сечеиию крыла в конце наплыва и увеличению c^iJCe,r в кош*
наплыва срыв потока возникает именно в этих сечениях. Удобно
совмещать конец наплыва с началом переходного отсека крыла.
Если конец иаплыва совпадает с началом концевого отсека крыла,
положительный эффект наплыва ие проявляется. Наличие иаплыва
мало отражается на величине суатах крыла.
Если при выбранных профилях для корневого и концевого отсе-
ков крыла запасы подъемной силы на концах крыла недостаточны,
для их увеличения можно применить отрицательную закручеиность
крыла. При этом следует повернуть весь концевой отсек крыла отно-
сительно корневого отсека иа 1—2°. Поворот только концевого сече-
ния крыла относительно корневого сечения на тот же угол закручен-
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
иости мало эффективен, так как в этом случае закручиваются в замет-
ной степени только сечения крыла, расположенные вблизи за концовок
крыла, что является недостаточным.
Уменьшение сужения крыла приводит к уменьшению суа геч
в концевых сечениях крыла и поэтому является весьма эффективным
способом увеличения запасов подъемной силы в концевых отсеках
крыла. Кроме того, уменьшение сужения приводит к увеличению
чисел Re концевых отсеков крыла, что в большинстве случаев оказы-
вает положительное влияние на величину запасов подъемной силы,
увеличивая значения cyeiCeiimax этих сечений. Когда по конструктив-
ным соображениям выбрано большое сужение (ц ж 3) с целью пре-
дотвращения концевого срыва потока, вызванного перетеканием
пограничного слоя от середины крыла к его концам, может быть по-
лезной небольшая обратная стреловидность по линии L4 хорд,
порядка 2—4°.
Весьма неблагоприятно сказывается иа демпфирующих свойствах
крыла и иа характеристиках поперечной управляемости самолета на
околокритических углах атаки применение небольшой (до 10°) пря-
мой стреловидности крыла. Такая стреловидность, не улучшая ско-
ростных свойств крыла, вследствие перетекания пограничного слоя
от середины крыла к его концам способствует возникновению конце-
вого срыва.
Иногда по компоновочным соображениям крылу придается не-
большая положительная стреловидность (порядка 3—8°). В этом
случае значения Aq/(i3aiI зои должны быть увеличены на 0,1—0,2 по
сравнению с приведенными выше. При больших углах прямой стрело-
видности (порядка 20° и выше) запасы подъемной силы на концах
крыла должны быть еще больше увеличены, а иа верхней поверх-
ности крыла приходится устанавливать перегородки.
У крыльев, имеющих обратную стреловидность, воздух в погра-
ничном слое на больших углах атаки перетекает от концевых к корне-
вым сечениям крыла. Это способствует возникновению срыва потока
в корневых сечениях. Поэтому запасы подъемной силы на концах
крыльев, имеющих обратную стреловидность 3 8°, могут быть умень-
шены на ~0,05.
Для схемы низкоплана и среднеплана большой угол установки
крыла относительно фюзеляжа особенно сильно ухудшает интерфе-
ренцию между крылом и фюзеляжем. Это приводит в ряде случаев
к значительному уменьшению максимума коэффициента подъемной
силы крыла (иа 0,1—0,2) и к соответствующему уменьшению крити-
ческого утла атаки. Вследствие этого угол установки крыла относи-
тельно фюзеляжа не следует принимать больше 2—3°.
При расчете суа П(ах и запасов подъемной силы иа концах крыльев,
которых установлены гоидолы двигателей, необходимо учесть их
наличие на крыле. Влияние гондол двигателей, расположенных
непосредственно на крыле, на характер обтекания крыла при больших
>глах атаки можно представить в виде снижения значений суа тах
f Тех сечениях крыла, в которых расположены гондолы. Это снижение
щах обычно составляет 0,05. Эта величина снижения соответствует
83
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
случаю, когда гондолы имеют хорошую аэродинамическую форму
и находятся относительно крыла в наивыгоднейшем положении.
В соответствии со сказанным выше прямые крылья многомотор-
ных самолетов могут быть образованы из одною профиля, если они
имеют небольшою обратную стреловидность, при которой передняя
кромка крыла либо перпендикулярна к осн фюзеляжа, либо откло-
нена вперед.
Как уже отмечалось выше, прямые крылья достаточно большого
удлинения (X > 4) обтекаются (при отсутствии угла скольжения)
струями воздуха, расположенными в плоскостях, параллельных осн
симметрии. Исключение из этого составляют только малые по пло-
щади концевые участки крыла, где плоскопараллельное обтекание
нарушается. Все это дает право принять гипотезу плоских сечений
как при анализе характера обтекания прямых крыльев, так и в мето-
дах расчета их аэродинамических характеристик. Даже при углах
атаки, при которых возникает срыв потока, плоскопараллельный
характер обтекания прямых крыльев нарушается весьма мало, что
дает возможность применять гипотезу плоских сечений даже при
расчете максимальной подъемной силы, используя в сечениях крыла
аэродинамические характеристики профилей, полученные для крыла
бесконечно большого удлинения.
Наличие у крыла стреловидности существенно нарушает плоско-
параллельный характер обтекания сечений крыла. Это нарушение
усиливается по мере увеличения угла атаки. Так же, как и на сколь-
зящем крыле, на стреловидных крыльях возникают токи в погранич-
ном слое, направленные вдоль размаха. У крыльев с прямой стрело-
видностью течение воздуха в пограничном слое направлено к концам
крыла, а у крыльев с обратной стреловидностью — к середине крыла.
По мере увеличения }гла атаки эти течения приводят к появлению
преждевременных отрывов потока. При этом у крыльев с прямой
стреловидностью возникают раньше концевые отрывы. Такому разви-
тию срыва у стреловидных крыльев способствует также уменьшение
несущих свойств концевых сечений, пропорциональное cos % и
характерное для стреловидных крыльев распределения истинных
углов атаки по размаху. У крыльев с обратной стреловидностью тече-
ния в направлении размаха приводят к возникновению ранних
срывов в корневых участках крыла.
Возникновение срыва в тех или иных сечениях крыла свидетель-
ствует о приближении и последующем достижении максимальной
подъемной силы в этих сечениях. В соответствии с этим кривой
распределения подъемной силы по размаху соответствуют наиболь-
шие значения в корневых сечениях крыла с обратной стреловид-
ностью и в концевых сечениях крыла с прямой стреловидностью-
Такой характер распределения подъемной силы по размаху крыла
имеет место только на докршических углах атаки. На критических
углах атаки под действием токов в направлении размаха распределе-
ние давления по крылу существенно изменяется.
Отмеченные особенности возникновения и развития срывов на
стреловидных крыльях являются основными причинами своеобразий
84
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.29. Зависимости суа сеч f (а) в различных сечениях стреловидного крыла
7 = 45°; X = 5; т] = 1 и зависимости суа сеч = f (z) при различных углах атаки
того же крыла при малых дозвуковых скоростях
их аэродинамических характеристик на умеренных и больших около-
крпгнческих углах атаки. Так, например, концевые срывы на крыльях
с прямой стреловидностью способствуют резкому изменению про-
дольного момента в сторону положительных моментов mz и, значит,
забрасыванию на закритнческие углы атаки, а также уменьшению
демпфирования крена, снижению эффективности элеронов и, как
следствие этого, приводят к сваливанию иа крыло.
Устранение этих недостатков является предметом рациональной
аэродинамической компоновки стреловидных крыльев примени-
тельно к умеренным и большим углам атаки.
Токн воздуха вдоль размаха крыла, усиливающиеся с ростом
углов атаки, приводят к усилению пространственного характера
обтекания стреловидного крыла. Естественно, что в условиях слож-
ного трехмерного потока рассматривать работу стреловидного крыла
с точки зрения гипотезы плоских сечений не представляется возмож-
ным. Это подтверждается исследованиями подъемной силы в различ-
ных сечениях крыла. Даже когда во всех сечениях стреловидного
крыла установлен один и тот же профиль, характер зависимостей
С^сеч — f («) оказывается различным (рис, 2.29),
В концевых сечениях стреловидного крыла характер изменения
завис имеете й суа Ссч “ f (а) напоминает соответствующие зависимости
профиля, по величины c^fjCciiraax дсуа CG4/da оказываются сущест-
венно меньшими. При приближении к корневым сечениям крыла
производные дсуа Б области умеренных н больших углов атаки
85
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.30. Зависимости сеч = f (а) в различных сечениях стреловидного крыла
% = 45°; X = 3; т| = 1 и зависимости суа сеЧ = f (г) при различных углах атаки
того же крыла при малых дозвуковых скоростях
непрерывно возрастают. Одновременно с этим возрастают н значения
критических углов атаки, в связи с чем увеличиваются значения
Наглах сечений, значительно превосходя величины суатах исходного
профиля. Это происходит из-за влияния интенсивных токов вдоль
размаха крыла, возникающих на стреловидных крыльях. Эти токи
в условиях прямой стреловидности как бы создают благоприятный
градиент давления, препятствующий возникновению отрыва в этих
сечениях, способствуя увеличению подъемной силы в центральных
частях крыла.
Исследования распределения подъемной силы по размаху крыла
(см. зависимости суас^ч -= f (?) на рис. 2.29) показывают, что при
возникновении срыва потока на концах стреловидных крыльев
в центральных сечениях коэффициент подъемной силы начинает
увеличиваться более интенсивно, что приводит к значительному пере-
распределению аэродинамической нагрузки по размаху крыла.
С уменьшением удлинения характер распределения нагрузки по
размаху стреловидного крыла становится более равномерным
(рис. 2.30).
У крыльев с обратной стреловидностью в пограничном слое
образуются токн в направлении размаха от его концов к центру. Это
определяет все различия как в характере обтекания, так и в особен-
ностях аэродинамических характеристик на умеренных и больший
углах атаки по сравнению с крылом прямой стреловидности. В случае
86
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
обратной стреловидности срыв потока возникает в корневых частях
крыла, а концевые сечения обтекаются без срыва до больших закри-
тическнх углов атаки.
Возникновение срывов в концевых участках крыла с прямой
стреловидностью и связанное с этим падение коэффициента подъемной
силы на этих участках приводит к тому, что коэффициент момента
тангажа резко изменяется в сторону кабрирования. Кроме этого,
концевые срывы в силу несимметричности и нестацнонарности нх
развития могут приводить к уменьшению или даже полной потере
демпфирующих свойств крыла, вызывая явление авторотации.
Эффективность элеронов на крыле с прямой стреловидностью умень-
шается при увеличении углов атаки, оставаясь в допустимых пре-
делах только при малых углах стреловидности.
Имея в виду сказанное выше о компоновке прямых крыльев
применительно к большим углам атаки, можно видеть, что пути
отыскания рациональной компоновки крыла с прямой стреловид-
ностью для тех же условий полета оказываются схожими с путями
отыскания рациональной компоновки прямого крыла. В том и другом
случае необходимо создание запаса подъемной силы в концевых
отсеках крыла. Вместе с этим общие принципы компоновки стрело-
видного крыла дополняются рядом необходимых условий.
1. Стреловидность крыла по линии 1/4 хорд должна быть не
меньше 30°, При меныцнх углах стреловидности эффект скольжения
проявляется весьма слабо.
2. Для улучшения скоростных свойств крыльев с прямой стрело-
видностью в центральных сечениях должны быть установлены про-
фили с передним расположением относительной толщины.
3. В концевых отсеках стреловидного крыла профили должны
быть расположены по нормали к линии фокусов (к лннни 1/4 хорд),
а в корневых сечениях — параллельно плоскости симметрии.
4. Крылья с прямой стреловидностью должны иметь концевой
отсек, состоящий из профилей, обладающих значительно большими
значениями cf/nmax, чем профили, расположенные в корневом отсеке.
В ряде случаев применение этого средства на стреловидном крыле
оказывается недостаточным, особенно в случае отклоненной механи-
зации, поэтому прибегают к дополнительным мерам, применяемым
на прямых крыльях, например, к уменьшению сужения н к специаль-
ным мерам, характерным для стреловидных крыльев.
Одной из таких мер является установка на верхней поверхности
крыла параллельно его плоскости симметрии специальных перегоро-
док, устраняющих вредное влияние перетеканий в пограничном слое
вдоль размаха крыла. Применение таких перегородок приводит
к значительному улучшению аэродинамических характеристик стре-
ловидного крыла на больших околокритических углах атаки. За-
Держнвая распространение срыва к концам крыла, онн улучшают
Характер изменения зависимостей суа = f (а) и mz = f (а).
Исследование коэффициентов подъемной силы по сечениям стре-
Довидного крыла показывает, что в области малых углов атаки
Перегородки практически не влияют на подъемную силу и, следова-
$7
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.31. Влияние перегородок на изменение коэффициента подъемной силы стре-
ловидного крыла 35°; Л = 5; ц “ 1,5:
а — зависимость коэффициента подъемной силы в функции угла атаки в раэличнь-х сечениях
стреловидного крыла % — 35°: X -- 5; у -= 1.5; — — — — — — — без перегородок;----- с
перегородками; б — изменение распределения коэффициента подъемной силы по размаху
того же крыла;--------- распределение с а с тах; ——- — распределение с сеЧ
тельно, на распределение су<1 по размаху крыла. По мере приближе-
ния к углам, на которых появляются условия для возникновения
срыва, влияние перегородок начинает проявляться. В концевых
сечениях крыла перегородки приводят к значительному увеличению
подъемной силы, а в корневых сечениях — к падению коэффициента
подъемной силы. В итоге перегородки помогают реализовать запасы
коэффициента подъемной силы на концах крыла, созданные соответ-
ствующим набором профилей.
На рис. 2.31 приведены результаты испытаний стреловидною
крыла (% = 35°, ?v = 5, т) = 1,5) без перегородок и с перегородками-
Крыло было составлено из набора профилей. В корневой части был
88
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
установлен по потоку профиль ЦАГИ с относительной толщиной
с 10 %. В сечении 0,31 нормально к линии 1/4 хорд крыла был
установлен тот же профиль, но с относительной толщиной с = 12
Начиная с сечения z = 0,5 и до конца крыла был установлен (нор*
мально к линии 1/4 хорд) профиль ЦАГИ с относительной толщиной
с = 12 %. На крыле были установлены две перегородки. Первая из
них в сечении z = 0,31 (по потоку) имела высоту 5 % и вторая в сече*
нни z — 0,55 имела высоту 3 % соответствующих текущих хорд
сечений. Из сравнения приведенных зависимостей можно видеть, что
на крыле без перегородок интенсивное перетекание воздуха от корне-
вых сечений крыла к его концам уменьшает несущие свойства цен-
тральных и корневых частей крыла. При этом в корневых сечениях
величина оказывается намного больше величины суиП1ах про-
филя. В исследованном случае было целесообразно применение двух
перегородок на полуразмахе крыла. Перегородки, установленные на
55 % полуразмаха, задерживают перетекание подторможенного
пограничного слоя к концевым сечениям, восстанавливая безотрывное
обтекание на концах крыла. Центральные перегородки, установлен-
ные на 31 % полуразмаха крыла, препятствуют отсосу пограничного
слоя из областей крыла, примыкающих к фюзеляжу, снижая несущие
свойства этой части крыла.
Установка на крыле перегородок не уничтожает эффекта стрело-
видности и фактически не влияет на аэродинамические характери-
стики стреловидного крыла на больших скоростях полета.
Как отмечалось выше, аэродинамические характеристики крыла
определяются величиной скорости, нормальной к передней кромке
крыла (нли к линии 1/4 хорд). Поэтому увеличение стреловидности
крыла н связанное с этим уменьшение нормальной к передней кромке
составляющей скорости приводит к уменьшению производной Суа*
Усиление пространственного обтекания стреловидного крыла по мере
увеличения угла атаки сопровождается некоторым увеличением
Fornax и смещением максимума зависимости суа = f (а) в сторону
больших углов. Эта закономерность особенно сильно проявляется
прн уменьшении удлинения крыльев с большой стреловидностью.
Были проведены исследования серин крыльев, имеющих одинаковую
стреловидность = 60° и одинаковое сужение = 5, но разли-
чающихся удлинением. Результаты исследований, приведенные на
рнс. 2.32, указывают на то, что уменьшение удлинения и связанное
с этим усиление пространственного обтекания на умеренных и
больших углах атаки сопровождается одновременным уменьшением
производной с^а на малых углах атаки и увеличением нелинейности
зависимости суа = f (а) на умеренных углах атаки, а также смеще-
нием с^111ах на большие углы атаки, превышающие 30°. При этом
зависимости mz = f (суа) сохраняют характер, близкий к линейному
До очень больших углов атаки.
Аналогичные закономерности, но в еще большей степени, наблю-
даются при совместном увеличении стреловидности и уменьшении
Удлинения. Соответствующим примером этого могут служить иссле-
89
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.32. Зависимости суа = f (а) и тг f (Суа} стреловидных крыльев %0,аэ =
“ 60° и = 5 с различными удлинениями:
-------------А 3,9; с0 = 7 %; ^"гопц ~ 9 %; " — — — — — X — 2,0; с$ — 6 %;
СкпнП 9 %:----------—Z = 1 ’5’ О, = 6 % г скрн_ = 6 %; - X - X - X - X X - 1,0: с0 =
IlUllU
= ^нонц = 6 %
Рис. 2.33. Зависимости су1 - f (а) и сц1 f (сха) тонких крыльев малого удли-
нения различной формы в плане (<53 — 0):
=2; Т] = 4; Хп к — 4Б°; Х3> к — “"И,5; cQ - 6_%, СК0Нц — б /о,
— — — — — — — X — 2; и = 4; хп к — 16,75; х3# к ~ ^о= ^конц =
* ' X = 2; *1 = 4; Хп к ^з* к = "2^,8°; с0 6 %; сНОНц — 6 % :
X - 1,46; *1 = 5,84; хп. н “ 60°; *з. к -11-5’ *0 ~ 4’5 S<oim ~4’5
' X = 1; 1] — 1,86; Хщ к = 45°- Х3. к = L5; со — 6> сконц - 6 %
90 1
vvww.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.34. Распределение давления в различных сечениях крыльев малого удли-
нения с сильно скошенной передней кромкой при Су = 0,6 и 6^=0:
а — крыло А = 2; 1] — 4; к — 60°; Х3 к = 27,8°; с0 ~ 6 %; = 6 %; б — крыло
Х = 1.46; и -= 5,84; %п 1{ -*60°; х3 к = -11.5е; cQ = 4,5 %; сконц = 4,5 %
довапия системы крыльев, результаты которых в виде зависимостей
суц = f (а) и суа = f (сха) приведены на рис. 2.33,
Как отмечалось выше, уже при умеренных углах атаки вдоль
сильно скошенной передней кромки крыла малого удлинения образу-
ется вихревая система. При увеличении угла атаки интенсивность
этой вихревой системы возрастает и одновременно увеличивается
площадь ее распространения на верхней поверхности крыла. Благо-
даря этому скорости по большой площади вдоль передней кромки
возрастают, что сопровождается ростом разрежения в этой области
Крыла. Результаты исследования распределения давления по двум
крыльям (одно с К = 2: т| ~ 4, %1Ь1. = 60°, х3вИ = 27,8°, с0 = 6 %,
— 6 % и другое с А = 1,46; г| 5,84; %1;, к = 60°, = —11,5°,
со == 4,5 %; = 4,5 %) приведены на рис. 2.34. Эта особенность
°бтекания крыльев малого удлинения с сильно скошенной передней
91
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
кромкой является причиной своеобразного протекания зависимости
суа = f Действительно при малых углах атаки, при которых
отсутствует вихрь вдоль передней кромки* производная суа уменьша-
ется по мере уменьшения удлинения и увеличения угла скоса перед-
ней кромки крыла. Возникновение и дальнейшее развитие вихревой
системы вдоль передней кромки и связанное с этим увеличение
разрежения по верхней поверхности крыла приводит к увеличению
подъемной силы и возрастанию производной Как следствие этого
на кривых суа = f (а) в области летных углов атаки образуются два
практически линейных участка с различными наклонами. На больших
углах атаки участок кривой сул — f (а) имеет больший наклон, чем
на малых углах. Плавное изменение наклона кривой при переходе
от одного участка к другому происходит в довольно узком интервале
углов атаки от а 5° до а 8Л Рассмотрение спектров обтекания
крьтльев показывает, что именно на этих углах возникает и развива-
ется вихревая система вдоль передней кромки крыла.
Другой особенностью зависимостей суа — f (а) для крыльев
малого удлинения является большое значение критического угла
атаки и большая величина Это также связало с наличием на
крыле вихрей вдоль передней кромки, которые предотвращают
распространение отрыва потока с поверхности крыла до больших
углов атаки.
Срыв потока на крыльях с обычным удлинением, развивающийся
в большинстве случаев до наступления ^ащах носит, как правило,
несимметричный характер и приводит к возникновению момента
крена. На крыльях малого удлинения при наличии вихревой системы
вдоль передней кромки и сильно развитого пространственного обте-
кания срыв потока носит своеобразный характер, прн котором
коэффициент момента крена вызванный отклонением элеронов*
хотя н уменьшается с ростом углов атаки, но все же сохраняет опре-
деленную величину до очень больших околокрнтическнх углов атаки.
Обработка результатов испытаний большого количества крыльев
позволила провести приближенный анализ влияния геометрических
параметров иа основные аэродинамические характеристики. На
рнс. 2.35 нанесены величины производных суа испытанных крыльев
прн малых н больших углах атаки в функции их удлинения. Точки,
соответствующие величинам с™а прн малых и больших углах атаки,
располагаются внутри двух сравнительно узких полос, которые сли-
ваются в области X 2,5. Другими словами, различие в суа иа боль-
ших и малых углах атаки с ростом удлинения уменьшается и при
А ж 2,5 практически исчезает. Это можно проследить также по
зависимости = f (а), приведенной там же. Величина «о представ,-
ляет собой угол атаки, соответствующий пересечению касательной
к кривой суа = / (а) иа больших углах атаки с осью абсцисс. По-
скольку все испытанные крылья были аэродинамически и геометри-
чески плоские, величина aj определяет степень излома кривой
суа f (а) при переходе от малых углов к большим. Величина
с ростом А падает и в диапазоне X ~ 2,5 ... 3,0 она близка к нулю»
92
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.35. Зависимости суа — f (а) и aQ = f (а) для крыльев различных относи-
тельных толщин и различной формы в плане (заштрихованные области — разброс
экспериментальных точек)
т. е. кривая суа — f (а) становится линейной на всех углах атаки
вплоть до наступления срыва. Это означает, что на крыльях с удли-
нением, большим 2,5^3,0, вихревая система вдоль передней кромки
не образуется.
На приведенных диаграммах нанесены точки для крыльев различ-
ной формы в плане с различными удлинениями и с различными углами
стреловидности. Поэтому если иметь в виду особенности обтекания
крыльев и, следовательно, характер зависимости c(fa = f (а) в области
взлетно-посадочных углов атаки, то крыльями малого удлинения
следует считать крылья с удлинением < 2,5 независимо от их
формы. Крылья с удлинениями К > 3 следует считать крыльями
обычных удлинений. Крылья с % 2,5 ... 3,0 следует считать пере-
ходными от крыльев малого удлинения к крыльям обычного удлине-
ния. Хотя такое разделение крыльев является в определенной степени
условным, однако это следует иметь в виду при аэродинамической
компоновке крыла. Дело в том, что характер обтекания и особенности
протекания по углам атаки аэродинамических характеристик крыльев
с удлинением 7 » 2,5 ... 3,0 в большой мере зависят от ряда геоме-
трических параметров, таких как стреловидность, форма в плане,
относительная толщина, характер сочленения с фюзеляжем и т. д,
В частности, это в определенной степени можно проследить по
зависимостям, приведенным на рис. 2.16 и 2.17, полученным по
испытаниям крыльев с X — 3,83*
2.6, ОСОБЫЕ ВИДЫ КРЫЛЬЕВ
Выше были рассмотрены основные аэродинамические характе-
ристики монопланного крыла традиционных форм. В ряде случаев
вРименяются крылья, которые по своим геометрическим и аэродина-
мическим характеристикам значительно отличаются от рассмотрен-
иях выше.
93
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
! ---------------------------------- - - ------------------------------------------
Рис. 2.36. Зависимости суа = f (а); суа — f (схп) и суа = / (/п2) модели самолета
с крылом изменяемой геометрии:
--------------Хп.к = 20°:---------------------хп.к = 30°-' — Хп.к = 42°;
-----------Хя.к - 720
Необходимость располагать крыльями с хорошими скоростными
и взлетно-посадочными характеристиками привели к созданию так
называемых крыльев с изменяемой в полете геометрией, которые
используются иа скоростных самолетах. Такие крылья иа взлетно-
посадочных режимах представляют собой прямые крылья с высоким
значением с^а и эффективно работающей механизацией, а иа режимах
максимальной (сверхзвуковой) скорости отклоняются иа определен-
ный \гол, представляя собой крылья с большим углом стреловид-
ности, обеспечивая получение малого волнового сопротивления. На
рис. 2.36 приведены основные аэродинамические характеристики
модели самолета [46] с крылом изменяемой геометрии, полученные
при малых дозвуковых скоростях. Угол стреловидности по передней
кромке поворачивающихся консолей крыла изменялся от 20 до 77°,
при этом удлинение крыла соответственно изменялось примерно от
5,7 до 1,9. Число Re (вычисленное по средней аэродинамической хорде
крыла) во время испытаний изменялось от 3,92* 10е до 5,95* 10е. №
приведенных диаграмм видно, что при угле стреловидности консолей
в 20г имеет место наибольшая подъемная сила и наименьшее индук*
тивное сопротивление.
Одним из недостатков крыльев изменяемой геометрии, является
изменение характеристик устойчивости и управляемости самолета
при изменении стреловидности крыла. Поскольку большая часть
подъемной силы, но относительно малая часть веса самолета
перемещается назад при увеличении угла стреловидности крыла,
возникает момент тангажа на пикирование. Одновременно уменьши
94
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ется подъемная сила, поскольку с увеличением стреловидно-
сти крыла наклон кривой подъемной силы по углу атаки умень-
шается.
Перемещение аэродинамического фокуса с изменением стреловид-
ности крыла может быть уменьшено смещением поворотного шарнира
крыла в направлении размаха к концу крыла нли назад по хорде
крыла. Это обычно достигается за счет наличия наплыва в централь-
ной неповоротной части крыла (см. рис. 2.36). Перемещение аэродина-
мического фокуса самолета назад при расположении поворотного
шарнира крыла на 15 % размаха крыла при малой стреловидности
велико; перемещение поворотного шарнира крыла в направлении
к'концу крыла на 30 % размаха существенно уменьшает перемещение
аэродинамического фокуса.
В случаях беспилотных летательных аппаратов взлетно-посадоч-
ные режимы полета могут отсутствовать, и если большие углы атаки и
достигаются, то, как правило, это происходит при существенно
больших скоростях полета. Чаще всего беспилотные летательные
аппараты совершают полет на углах атаки, при которых имеет место
безотрывное обтекание их крыльев. При этом условии отсутствует
необходимость проектировать крыло таким образом, чтобы на его
концах непременно был запас подъемной силы при критических
углах атаки (см. выше). С другой стороны, у беспилотных летательных
аппаратов имеется целый ряд специфических требований, которые
оказывают влияние иа геометрические и аэродинамические особен-
ности их крыльев. Так, например, в целях обеспечения наибольшей
прочности и вибропр очи ости, а также получения наименьших габа-
ритных размеров для размещения на пусковых устройствах наиболее
целесообразным является использование крыльев малого удлинения,
складывающихся крыльев и крыльев с малым размахом. Необхо-
димость использования «декартовой системы» полета (без крена)
приводит к необходимости использования крестообразных, а иногда
и кольцевых крыльев. Наконец, требования систем самонаведения
приводят к необходимости применения поворотных крыльев в целях
сохранения в полете малого угла атаки корпуса летательного аппа-
рата.
В тех случаях, когда необходимо получение практически одина-
ковых величин подъемной и боковой сил (при полете в «декартовой
системе»), нашли широкое применение крестообразные крылья
(<<Х» — иксообразиые или «+» — плюсообразные), установленные
во взаимно пересекающихся плоскостях под прямым углом. При этом
следует иметь в виду, что не только лобовое сопротивление, но и
подъемная сила и момент тангажа таких крыльев практически не
зависят оттого, как установлено крыло по отношению к набегающему
п°току иксо- или плюсообразно. Одиако аэродинамические характе-
ристики крестообразного крыла в большой степени зависят от угла
п°перечной V-образности *.
угол поперечной У'образности принимается угол между плоскостью хорд
льев и горизонтальной плоскостью симметрии.
95
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Исследования крестообразных крыльев различной формы в плане
при различных углах поперечного V показывают, что индуктивное
сс
сопротивление крыльев имеет минимум, а производная суа имеет
максимум прн определенных значениях ф (рис. 2.37). Зависимости
суа — f (ф) имеют максимум в диапазонеф = 20 ... 25° (в зависимости
от формы в плане). При этом крылья с углом поперечной V-образ-
ности ф = 45° имеют примерно те же значения что и плюсообраз-
ное (или плоское) крыло (рис. 2.38). Положение аэродинамического
фокуса крыла в диапазоне ф = 0 ... 45° оказывается практически
постоянным. Прн углах поперечной V-образиости, больших 45°,
крыло существенно уменьшает свою несущую способность. Его
относительная доля в создании подъемной силы всего аппарата па-
дает, а относительная доля корпуса возрастает. Вследствие этого
положение фокуса всего аппарата перемещается вперед.
Рассмотренной особенностью крестообразного крыла пользуются,
когда подъемная сила аппарата должна быть больше боковой силы,
иными словами, когда маневр в плоскости углов атаки должен быть
более энергичным, чем в плоскости углов скольжения. Другое прило-
жение этого обстоятельства находит место в случае «миогоперьевых»
крыльев или оперений. Так, например, если необходимо увеличить |
подъемную илн боковую силу крестообразного крыла прн сохранении
габаритных размеров, то вместо четырех плоскостей целесообразно
использовать шесть плоскостей, у которых между соседними пло-
скостями будет образовываться угол, равный 60°, при котором дости-
гается наибольшая подъемная сила (ф = 30°).
Не следует забывать, что прн использовании крестообразного
крыла в целях получения дополнительного увеличения производной
Суа прн ф = 30° происходит удваивание (по сравнению с плоским
крылом) лобового сопротивления за счет увеличения силы трения и
давления, а также за счет возможной неблагоприятной интерферен-
ции между плоскостями крыла н корпуса.
При угле атаки а =0 интерференция между плоскостями кресто-
образного крыла, которая могла бы привести к увеличению сопро-
тивления, не происходит, так как будучи установленными на отно-
сительно толстом корпусе они находятся друг от друга на достаточ-
ном расстоянии, чтобы, например, местные сверхзвуковые зоны
существенно интерферировали между собой. Одиако при наличии
угла атаки имеет место заметное влияние плоскостей друг на друга
в системе нксообразного крыла. Исследования [5] показали, что силы
и моменты, действующие на отдельные плоскости крестообразного
крыла, существенно зависят от расположения их на корпусе и
ориентации к набегающему потоку.
Наибольшие значения коэффициента нормальной силы в исследо-
ванной области углов ачакн наблюдаются в случае расположения
плоскости крыла плюсообраиюй схемы в плоскости, перпендикуляр-
ной плоскости углов атаки. В случае иксообразиой схемы на нижню#
плоскость крыла (ф — —45°) действует существенно большая нор-
мальная сила, чем на верхнюю плоскость крыла (ф = +45°) (рйс*
96
Петров
Рис. 2.37. Зависимости суа = / (а); суа = / (сЛ£2) и znz =7 (а)
для крестообразного крыла с Л= 1,46; т] = 5,83; /п. к ~ 60°;
Хз. к = —11,5°:
Рис. 2.38. Зависимости с“ = f (if) и xf = f (if) для крестообраз-
ного крыла сл = 1,46; т) = 5,83; Хп. «= 60°; Хз. к= —11,5°:
О — при малых ос; S — при больших сс
Ч7 — 0° плюсообразное крыло;
15°
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Ф’ = 30°
ip = 450
ф- == 00°
иксообрэзное крыло
WWW. vol*-la.spb.ru Сзмолгг своими |)у7<ям||?,
Рис 2 39. Зависимости коэффициентов нормальной силы, действующей на отдель-
ную плоскость плюсо и иксообразного крыла, от угла атаки при различных числах
Мео и зависимости приращения коэффициента нормальной силы, возникающей на
теле вращения под влиянием двух плоскостей иксообразного крыла и одной пло-
скости плюсообразного крыла, от угла атаки при дозвуковых и сверхзвуковых
числах Moo (Rep = 1,0* 10е ... 2,7- 10е)-
-----------qr 0е;----------------Ф 45е;-------------Ч' =- —4 5°
2.39). У верхней плоскости иксообразного крыла коэффициент нор-
мальной силы наиболее рано (по углам атаки) достигает максималь-
ного значения. Для нижней плоскости максимальное значение еу
в исследованном диапазоне углов атаки (до а 14°) не достигается.
Обнаруженные особенности связаны с тем, что нижние плоскости
находятся в менее возмущенном потоке, чем верхние плоскости,
которые оказываются в области сильного влияния вихревой системы
корпуса и области взаимодействия вихревой системы отдельных
плоскостей крестообразного крыла. Наиболеесильноэто сказывается,
когда диаметр корпуса составляет большую долю от размаха крыла.
Аэродинамические силы, действующие иа комбинацию крыло-
корпус, складываются из сил, действующих на корпус, и сил, свя-
занных с влиянием корпуса иа крыло и крыла иа корпус. Выше
иллюстрировались зависимости су -= f (а), соответствующие нормаль-
ным силам, действующим на отдельную плоскость крестообразного
крыла с учетом влияния корпуса на крыло. Зависимости — f (а),
приведенные иа рис. 2.39, иллюстрируют порядок величии коэффи-
циента нормальной силы, возникающей иа корпусе модели в связи
с влиянием на него двух плоскостей (верхней и нижней) иксообраз-
ного крыла и одной плоскости плюсообразного крыла. Наибольшее
прнращениеэтой части нормальной силы имеет место при дозвуковых
скоростях для иксообразион ориентации крыла. При сверхзвуковых
скоростях и малых углах атаки крыло в исследованных вариантах
ориентации практически не создает нормальной силы на теле враще-
98
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ния, на котором установлено. В цитируемых исследованиях это про-
явилось наиболее сильно в связи с тем, что крестообразное крыло
было установлено на кормовой части корпуса. А при сверхзвуковых
скоростях интерференция крыла с корпусом может происходить
только в области конуса возмущений за крылом. Поскольку корпус
за крылом отсутствовал, то и область интерференции была сильно
сокращена.
В тех случаях, когда необходимо увеличить подъемную или боко-
вую силу корпуса или фюзеляжа, а установка крыльев недопустима
по габаритным или иным соображениям, то прибегают к применению
продольных ребер. Такне ребра выполняют роль крыльев с очень
малым относительным размахом. Их аэродинамика характерна тем,
что соответствующие аэродинамические силы и моменты (подъемная
сила, момент таигажа, боковая сила, путевой момент и т. п.) созда-
ются не столько на самих ребрах, но и на корпусе за счет интерферен-
ции его с ребром. Иными словами установка на корпусе ребер при-
водит к тому, что корпус из сравнительно слабо несущей формы
превращается в тело, способное создавать достаточную подъемную
или боковую силу. Благодаря этому основная аэродинамическая
нагрузка приходится на поверхность корпуса, а не на ребро.
Экспериментальные исследования 139] показывают*, что зави-
симость с„ = f (а) для тела вращения оказывается нелинейной,
С ростом углов атаки производная Су увеличивается. Это связано
с тем, что при увеличении угла атаки нормальная сила в большой
мере начинает формироваться за счет поперечного потока, что сопро-
вождается увеличением сопротивления. При сверхзвуковых ско-
ростях иевозмущенного потока доля сопротивления еще больше
возрастает и производная с% увеличивается (рис. 2.40).
При установке на теле вращения продольных ребер производная
с* при дозвуковых скоростях увеличивается почти вдвое и мало за"
висит от числа М№. Это, по-видимому, связано с тем, что наличие
продольных ребер на боковой поверхности тела вращеиия превра-
щает его в подобие пластины, поперечное обтекание которой с ростом
числа Мю меняется меньше, чем обтекание тела с плавными формами.
Поскольку производная Су исходного тела с ростом числа Моо возра-
стает, а производная тела с ребрами изменяется очень мало с ро-
стом числа Мое, то естественно, что приращение производной от
наличия ребер с ростом числаМм уменьшается.
При малых углах атаки центр давления тела вращеиия рассма-
триваемой формы в соответствии с распределением аэродинамических
сил по его длине располагается в передней части. По мере увеличения
Угла атаки центр давления перемещается в сторону кормовой части
и стремится к 50 % его длины (см. рис. 2.40). Смещение центра давле-
ния при установке ребер в большей мере зависит от их расположения
* Исследования были проведены при значении чисел Re (вычисленных по диа-
метру тела) 2,2 ]Q5 4 3. цр и 6,5-105 при -= 0,5 и 0,9 и 3,8 Ю5 при М» = 1,2;
1.5 и 2,0.
4*
99
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 2 40. Зависимости суа = f (ct);
сха = f (а) и хд = [ (а) корпуса
с продольными ребрами для раз-
личных чисел Мс»:
--------без ребер,---— — —
— с ребрами
по длине тела вращения. При
расположении их на цилинд-
рическом участке тела вра-
щения центр давления сме-
щается к кормовой части.
В связи с отмеченным выше
уменьшением с ростом
числа Моо и величина сме-
щения центра давления к кор-
мовой части уменьшается
с ростом числа М».
В ряде конструктивных
решений летательных аппа-
ратов их крылья прихо-
дится выполнять раскрыва-
ющимися. В раскрытом со-
стоянии эти крылья обычно
по своим геометрическим и
аэродинамическим парамет-
рам близки к известным
формам крыльев (прямым,
стреловидным или малого
удлинения). Однако когда
процесс раскрытия проходит
не очень быстро, то для обе-
спечения условий динамики
полета необходимо знать аэродинамические характеристики такого
крыла при различных стадиях его раскрытия. В ряде случаев в зави-
симости от характера раскрытия аэродинамические характеристики
для промежуточных фаз могут быть сведены к известным случаям.
В самом деле, если в окончательно раскрытом виде крыло имеет
форму прямого крыла, а раскрытие осуществляется путем поворота
относительно точки, лежащей в корпусе, то при раскрытии крыло
последовательно проходит стадии стреловидного крыла с различной
стреловидностью и его аэродинамические характеристики могут быть
определены как характеристики соответствующего стреловидного
крыла (см. выше). Если крыло при раскрытии выдвигается, то его
аэродинамические характеристики могут быть определены как
характеристики крыла с соответствующей величиной удлинения.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
глава 3. Механизация
крыла -
3.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Применение механизации крыла (или, в частности, так называемых
разрезных крыльев) было вызвано необходимостью увеличения скорости полета
с сохранением взлетно-посадочных характеристик самолетов. В начале 30-х годов
это было связано с переходом от схемы биплана к схеме моноплана. Схема свободно’
несущего монопланного крыла позволяла избежать большого количества расчалок
и стоек, характерных для бипланного крыла, и тем самым уменьшить лобовое сопро-
тнвтение самолета. Однако переход от биплана к моноплану неизбежно приводил
к уменьшению подъемной силы при взлетно-посадочных углах атаки. Этот недоста-
ток мопопланного крыла и должна была устранить механизация, которая перво-
начально решалась в виде щитков, отклоняемых от нижней поверхности крыла
в области его задней кромки.
Вскоре после первых применений механизации она стала предметом теорети-
ческих и экспериментальных исследований. Использование идеальной невязкой
жидкости при описании аэродинамических характеристик даже простейшего дву-
мерного обтекания профиля с отклоненной механизацией может дать только грубые
качественные результаты. Влияние вязкости, которая во многом определяет осо-
бенности обтекания механизированного и, в частности, разрезного крыла должно
непременно учитываться в теоретических методах расчета. Одним из методов учета
вязкости является замена контура профиля крыла с отклоненными предкрылком
и закрытием контуром, координаты которого в направлении, перпендикулярном
к поверхности, увеличены на толщину вытеснения. В ряде случаев такой метод
дает удовлетворительные результаты в определении аэродинамических характе-
ристик. Однако большое разнообразие различных видов механизации и необходи-
мость решения трехмерной задачи существенно затрудняет использование теорети-
ческих методов определения аэродинамических характеристик. Практическое при-
менение механизации требует конкретных указаний. Такие указания дают
экспериментальные методы исследований.
На рис. 3.1 приведены схемы различных видов механизации, которые нашли
наиболее широкое практическое применение.
В условиях крыла конечного размаха характер обтекания механизации и ее
влияние на аэродинамические характеристики могут существенно измениться.
Особенно сильное влияние на аэродинамические характеристики механизации может
оказывать форма крыла в плане и в первую очередь стреловидность и удлинение.
Поэтому выяснение того, как влияют эти факторы и какие геометрические пара-
метры должна иметь механизация на конкретном крыле, является весьма важными
практическими задачами.
Выбор типа механизации (предкрылков, закрылков, щитков и пр.) определяется
особенностями взлета и посадки самолета. Для самолетов, у которых за время от
взлета до посадки происходит большое изменение удельной нагрузки на крыло, наи-
более напряженным является взлет, так как посадка производится при значительно
Меньших, чем при взлете, значениях нагрузки. Для самолетов, у которых происходит
меньшее изменение удельной нагрузки на крыло и которые обладают большой энер-
говооруженностью, более напряженной является посадка, так как она совершается
1[ри высоких значениях удельной нагрузки на крыло, взлет же в значительной мере
облегчается наличием относительно большой энерговооруженности.
В связи с тем, что расчетное определение аэродинамических характеристик
Крыльев конечного размаха и в особенности стреловидных и крыльев малого удли-
нения с отклоненной механизацией является весьма затруднительным, ниже при-
водятся результаты экспериментальных исследований [6], которые могут служить
101
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(ось вращения рилсированная)
основой для рациональной компоновки
механизированного крыла и определен
ния его аэродинамических характе-
ристик.
Вмдвижнпй (целеМй захрь/лон
(ось вращения нефиксированная)
выдвижной повхрьмоя
Дбойной Мйиямой щелевой. эалрь/яох
Рис 3.1 Схема различных видов ме-
ханизации крыла
3.2. МЕХАНИЗАЦИЯ
КРЫЛА
БЕСКОНЕЧНОГО
РАЗМАХА
На примере крыла бесконечного
размаха, т. е. в случае двумерною
обтекания, наиболее удобно просле-
дить основное влияние, которое ока
зывает отклонение механизации на
изменение обтекания профиля и его
а эр одина мическ ие ха р а ктер истик и.
Больше того, для прямых крыльев
обычного удлинения (А> 4+ 5), для
которых справедливо применение ги-
потезы плоских сечений, результаты,
полученные из исследований крыла
бесконечного размаха с отклоненной
механизацией, могут быть непосред-
ственно перенесены на участки крыла,
снабженные механизацией (исключая
участки, соответствующие торцовым
частям механизации).
Кроме того, случай двумерного
обтекания крыла бесконечного раз-
маха с механизацией (или как иногда
говорят механизацией профиля крыла)
является основой для создания как
теоретических, так и инженерных
методов расчета крыльев конечного
размаха с отклоненной механизацией.
3.2Л, Особенности обтекания
разрезного крыла
Воздействие отклонения механизации на аэродинамические харак-
теристики и в первую очередь на подъемную силу связано с увеличе-
нием кривизны профиля. Даже в простейшем случае при отклонении
щитка, расположенного у задней кромки профиля, происходит как бы
увеличение кривизны хвостового участка профиля. При этом возра-
стает давление вдоль нижнего контура профиля (перед щитком)
и увеличение разрежения вдоль верхнего контура профиля. Послед-
нее обстоятельство связано с возникновением пониженного давления
в области между отклоненным щитком и неотклоненной частью про-
филя, которое передается на верхнюю часть контура профиля. Рас-
пределение давления по профилю с отклоненным щитком и щелевым
закрылком иллюстрируется иа рис. 3.2.
Если рассматривать эпюры давления на заданном угле атаки, то
оказывается, что кривые распределения давления по верхней поверх*
102
www.vokb-la.spbли - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.2. Распределение давления по
контуру профиля NACA 23021 с про-
стым щитком и щелевым закрылком
при а ” 12°:
---------б = о:----бщ —
_ зо°:---б. == зо°
о
Рис. 33. Схема обтекания разрезного
крылачи зависимости суа ~ f (а) про-
филя с прекрылком и различными ком-
бинациями выдвижных щелевых за-
крылков:
1 — области взаимодействия» след — по-
граничный слой, 2 — области отрыва
иости профиля с механизацией располагаются так же и имеют тот же
характер, что и кривые для профиля без механизации. При этом
величина сдвига кривых вверх зависит от вида механизации, распо-
ложенной и а задней кромке, и соответствующего угла ее отклонения.
Это означает, что виды механизации, расположенные иа задней
кромке,увеличивают скорость обтекания иепочасти контура профиля,
а на всем его протяжении. Скорость по нижней поверхности при этом
подтормаживается, что приводит к увеличению давления, нарастаю-
щего по мере приближения к задней кромке.
Более сложным случаем обтекания профиля с механизацией
является так называемое разрезное крыло, представляющее собой
профиль с отклоненным предкрылком и закрылком (или системой
закрылков), В этом случае происходит усложнение (рис. 3.3) не
только картины обтекания по сравнению с предыдущими случаями,
но и возникает более существенное влияние вязкости как иа характер
обтекания, так и иа суммарные аэродинамические характеристики.
На рис. 3.3 приведена схема обтекания разрезного крыла и
наивысшие результаты, полученные из экспериментальных исследо-
ваний профиля с предкрылком и различными комбинациями закрыл-
ков 142]. Из приведенных зависимостей видно, что разрезное крыло
может обеспечивать получение весьма высоких значений подъемной
ЮЗ
www.vokbla.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.4. Влияние предкрылка на величину
сватах и характер максимума зависимости
Су а ~ f (а) профиля с выдвижным щелевым
закрылком 63 = 45°;
без предкрылка; ------ с предкрыл-
ком, — 0 %;— — — — — — — с предкрыл-
ком, /1Пр — I %:---------с предкрылком,
ЛПр 2Р%;----------с предкрылком ЛПр = 3%
Рис. 3.5. Влияние ширины щели
между предкрылком и основной
частью профиля (при заданном
угле его отклонения) на величи-
ну Суа max
силы. Однако оптимальные ее значения могут существенно зависеть
от взаимодействия отдельных частей. Оптимизация разрезного крыла
даже в простейшем случае (предкрылок и однощелевой закрылок)
представляет большие трудности из-за большого количества незави-
симых геометрических параметров (форма предкрылка н закрылка,
размеры по отношению к основной части крыла, формы н размеры
щелей, углы отклонения и расположение относительно основной
части профиля). В случае закрылка, состоящего из ряда независимо
отклоняющихся частей, количество взаимосвязанных параметров
существенно возрастает. В этих условиях не представляется воз-
можности в экспериментальных программах исследований достичь
оптимизации в пределах допустимого времени. Поэтому весьма
желательно привлечение расчетных методов, учитывающих влияние
вязкости при взаимодействии отдельных частей разрезного крыла.
Как видно из рис. 3.4 наличие выдвинутого предкрылка способ-
ствует затягиванию отрыва с передней части профиля до больших
углов атаки, не влияя при этом на возможный отрыв в задней части
профиля. Наличие щели между предкрылком и основной частью
профиля размером в 1 % хорды профиля и образование струи воздуха,
омывающей верхний контур профиля, способствует затягиванию
срыва как на передней части профиля (акр увеличивается), так и на
его задней части (увеличение суа тах). Дальнейшее увеличение ширины
щели по-видимому ие оказывает влияния на отрыв в области передней
части профиля (анр практически не увеличивается), но влияет иа отрыв
в области задней части профиля (с^аП1ах продолжает возрастать)*
104
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
При этом ширина щели в 2 % ока-
зывается близкой к оптимальной
для случая закрылка, отклонен-
ного на 45°. Из рис. 3.5 видно,
что оптимальная (в отношении
увеличения су(г1вах) ширина щели
связана с величиной угла откло-
нения предкрылка*. Ее опти-
мальный размер уменьшается по
мере увеличения угла отклонения
предкрылка. Это, ио-видимому,
обусловлено уменьшением ши-
рины вязкого следа за предкрыл-
ком (по сравнению с толщиной по-
граничного слоя иа основной части
профиля) и сохранением достаточ-
ной ширины струи, омывающей
верхний контур профиля.
Влияние ширины щели между
предкрылком и основной частью
профиля на величину коэффи-
циента подъемной силы при
а = 0 (когда на профиле отсут-
ствуют области отрыва) оказы-
вается существенно меньшим, чем
в предыдущем случае. Этот факт
свидетельствует о том, что влияние
ширины щели связано с вязкой,
а ие с потенциальной частью по-
тока, протекающего через щель.
Эксперименты показывают, что
изменение ширины щели не только
перераспределяет давление, ио и
изменяет условия взаимодействия
между вязкими слоями пред-
крылка и основной части про-
филя, что совместно оказывает
влияние иа условия обтекания
закрылка. При малой ширине
Щели вязкий след от предкрылка
Рис. 3.6. Профили скоростей погра-
ничного слоя и толщина вытеснения
вдоль верхней поверхности профиля
при ширине щели между предкрылком
и основной частью профиля в 0,85 и
2,5 % (6J — толщина вытеснения в
следе от предкрылка; 6*— толщина
вытеснения пограничного слоя на про-
филе):
— 0,85 %
Лцр 2.5 %
— асрыв 1 >5°
смыкается с пограничным слоем
основной части профиля и воздух, протекающий через щель, оказы-
вается значительно подторможенным по сравнению со скоростью
потенциального течения.
На рис. 3.6 приведены профили скорости в пограничном слое
и толщина вытеснения вязкого следа за предкрылком и пограничного
(к * ^гол отклонения предкрылка 6Пр обычно измеряется между его прижатым
основной части профиля) и отклоненным состоянием.
105
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.7. Распределение давления по предкрылку (дпр= 25°), основной части
профиля и закрылку (б& = 30°) при угле атаки а = 19,6°:
а — предкрылок: б — основная часть профиля; в — закрылок; ----ширина щели пред-
крылка; hJJp = 2,5 %;--------------ширина щели предкрылка, ЛПр = 0,85 %
слоя на основной части профиля в различных его участках для
ширины щели предкрылка 0,85 и 2,5 %. При малой ширине щели
(0,85 %) вязкий след от предкрылка за точкой 4 сливается с погра-
ничным слоем основной части профиля. При оптимальной ширине
щели (2,5 %) характер течения оказывается иным, при котором
вязкий слой от предкрылка практически ие смыкается с пограничным
слоем иа основной части профиля.
Полная толщина вытеснения в сечеиии 2 оказывается одинаковой
для этих двух случаев. Но иа участке между сечениями 2 и 4 большая
толщина вытеснения соответствует большой щели (2,5 %), что
связано с различиями в распределении давления (рис. 3.7) и соответ-
ствующими градиентами давления вдоль поверхности основной части
профиля. На дальнейших участках при малой ширине щели (0,85 %)
происходит взаимодействие между слоями, в результате которого
общая толщина вытеснения становится существенно большей по
сравнению со случаем оптимальной ширины щели (2,5 %), что, есте-
ственно, приводит к различиям в течениях в области задней кромки
основной части профиля.
На рис. 3.8 приведены профили скоростей и а концевом участке
верхней поверхности основной части профиля и верхней поверхности
закрылка для малой (0,85 %) и оптимальной (2,5 %) ширины щели
предкрылка Из сравнения видно, что при оптимальной ширине щели
происходит более эффективное обтекание закрылка, в результате чего
возникает более благоприятное распределение давления по его
верхней поверхности.
Из рис. 3 7 видно, что изменение щели у предкрылка не только
влияет на распределение давления по основной части профиля и
закрылку, но и на распределение давления по самому предкрылку*
106
www.vokb-la.spb.m - Самолёт своими руками?!
Рис. 3 8. Профили скорости по
верхней поверхности основной
части профиля и закрылка и
распределение давления по за-
крылку при различной ширине
щели предкрылка (63 = 30°):
-------щель предкрылка,
— 0,85 %;-------------щель
предкрылка Лпр = 2,5 %
Это является следствием
взаимодействия вязких
слоев и а отдельных эле-
ментах разрезного крыла.
Оптимальный размер щели
у предкрылка соответ-
ствует такому взаимодей-
ствию между вязкими
слоями, при котором
между ними сохраняется
ядро потенциального тече-
ния, обеспечивающее благоприятный градиент давления, предохра-
няющий последующие элементы разрезного крыла от возможного
отрыва потока иа иих.
Оптимальная ширина щели между закрылком и основной частью
профиля, а также ширина щелей у дополнительных закрылков также
связана с взаимодействием вязких слоев, сходящих с впереди распо-
ложенных частей разрезного крыла.
3.2.2. Аэродинамические характеристики
профиля с различными видами механизации*
Основным назначением механизации является увеличение подъем-
ной силы крыла. При этом известно, что при заданном угле атаки
увеличение подъемной силы может быть достигнуто за счет отклоне-
ния механизации, расположенной в области задней части профиля.
Отклонение механизации, расположенной в передней части профиля
(предкрылки, поворачивающиеся и выдвижные иоски и пр.), практи-
чески ие увеличивает подъемную силу при заданном а иа линейном
участке зависимости суа — f (а), ио способствует затягиванию начала
срыва иа большие углы атаки и тем самым увеличивает aFp и суа шах.
_ На рнс. 3.9—3.14 приведены зависимости суа = f (а), сул —
f (сха) н суа = f (тг) для профиля NACA 23012 с различными ви-
дами механизации, расположенными в области задней кромки и
Уклоненными на фиксированные углы. Исследования были прове-
яны в плоской аэродинамической трубе NACA (7 X 10 фут) на пря-
моугольном крыле, упертом торцами в стенки трубы при числе
В разд. 3.2.2 и 3.2.3 кроме отечественных исследований использованы данные,
веденные в работах [21; 24; 29, 30; 31; 42; 44 и 64—69],
107
Рис. 3.10. Влияние отклонения нещелевого закрылка на измене-
ние аэродинамических характеристик профиля NACA 2301-
Рис. 3.9. Влияние отклонения простого щитка на изменение
аэродинамических характеристик^профиляхМАСА 2dUU
Рис. 3.11. Влияние отклонения щелевого закрылка (с (фикси-
рованной осью вращения) на изменение аэродинамических ха-
g рактер истин: профиля NACA 23012
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3,12. Влияние отклонения выдвижного щелевого закрылка
(с нефиксированной осью вращения) на изменение аэродинами-
ческих характеристик профиля NACA 23012
о
Рис. 3.14. Влияние отклонения дополнительного выдвижного
щелевого закрылка (оси вращения не фиксированные) на изме-
нение аэродинамических характеристик профиля NACA 23012
(при отклонении основного закрылка на 30°)
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 3.13. Влияние отклонения выдвижного подкрылка на из-
менение аэродинамических характеристик профиля NACA 23012
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Re — 2,19- 106. Относительные величины хорд составляли 20 %
для простых щитков и простых закрылков и приблизительно 25 %
для щелевых закрылков и выдвижных подкрылков. Отличие в вели-
чинах хорд щитков и закрылков вызвано желанием сравнить различ-
ные виды механизации при тех хордах, которые на практике оказы-
ваются близкими к оптимальным, иными словами, могли обеспечить,
с одной стороны, наибольший аэродинамический эффект, а с другой, —
конструктивную и технологическую простоту.
Как отмечалось выше, отклонение щитков или закрылков, рас-
положенных в области задней кромки профиля (без выдвижения,
т. е. без увеличения площади крыла) сопровождается увеличением
коэффициента подъемной силы, практически одинаковым на всех
углах атаки линейного участка зависимости cva — / (а).
Для каждого вида механизации существует определенный угол
отклонения, при котором имеет место наибольшее приращение
коэффициента подъемной силы. Обычно этот угол тем меньше, чем
больше эффективность механизации, т. е. способность увеличивать
подъемную силу Ас^. Дальнейшее увеличение угла отклонения не
способствует увеличению подъемной силы в связи с тем, что иа
верхней поверхности закрылка возникает отрыв потока. Если об
эффективности механизации судить по приращению максимальной
подъемной силы Ас^атах, то, как видно из рис. 3.15, для щитков и
иещелевых закрылков угол отклонения, свыше которого ие про-
исходит приращения подъемной силы, равен 60°, а для щелевых
закрылков и выдвижных подкрылков ои оказывается соответственно
равным 50 и 35°.
Наибольшими приращениями подъемной силы обладают выдвиж-
ные подкрылки как при больших, так и при малых (характерных для
взлета) углах отклонения. Следует заметить, что в случае выдвижных
подкрылков большая доля приращения подъемной силы при всех
углах отклонения вызывается увеличением площади крыла за счет их
выдвижения (см. значение Actfaniav при 6Шф = 0 на рис. 3.15).
Увеличение подъемной силы при сохранении величины производ-
. ч ОС
нои естественно, сопровождается увеличением отрицательного
значения угла нулевой подъемной силы а0. При этом чем больше
эффективность механизации, т. е. приращение подъемной силы, тем
большие значения достигаются при ее отклонении. Даже когда
максимальные подъемные силы суаП1ах сравниваемых видов механиза-
ции одинаковы, на линейном участке зависимости cl/n ~ f (а) (взлет-
но-посадочные режимы полета) преимущество в коэффициенте подъем-
ной силы будет у тою вида механизации, у которого значение а0
больше. Из рис. 3.16 видно, что в этом отношении закрылки выгодно
отличаются от щитков.
Другой величиной, связанной с эффективностью механизации,
является значение угла атаки, при котором достигается максималь-
ное значение подъемной силы акр. Как уже указывалось выше,
отклонение щитков или закрылков эквивалентно увеличению кри-
визны профиля. Поэтому чем больше механизация увеличивает кри-
Ш
www.vokb-Ia.spb.ni - Самолёт своими руками?!
визну профиля» тем эффективнее она оказывается в увеличении
подъемной силы. Однако прн этом будет уменьшаться угол атаки,
при котором возникает отрыв потока на верхней поверхности про-
филя. В соответствии с этим из ряда приведенных зависимостей можно
видеть, что чем эффективнее механизация, тем больше уменьшается
а]ф. Это означает, что применение высокоэффективных видов механи-
зации должно осуществляться совместно с предкрылками, которые
затягивают срыв потока на большие углы атаки, т. е. увеличивают акр.
Увеличение подъемной силы, вызванное отклонением механиза-
ции, сопровождается увеличением профильного сопротивления.
На рис. 3.17 приведены зависимости Acw = f (6), по которым
можно приближенно судить о том, как отклонение того или иного
вида механизации изменяет профильное сопротивление профиля.
В данном случае приращение AcXfl получено как разность между
значениями сха при суа = 0 профиля с
Рис. 3.15. Приращение коэффициента мак-
симальной подъемной силы профиля
NACA 23012 в зависимости от угла отклоне-
ния различных видов механизации:
---------простой щиток. — 20 %;
— — — — ------— нещелевой закрылок, —
— 20_%;--------выдвижной щелевой закры-
лок. tL = 25.6 %; -~--- выдвижной подкры-
лок, ^ПКр = 26,67 %; • выдвижной подкрылок,
^пкр — 30 %; О — двойной выдвижной закры-
лок (основной закрылок. = 40 %; б^ = 30°;
дополнительный закрылок Ь — 25,6 б —
— 40°)
отклоненной на определенный
угол механизацией и значе-
нием^ прн суа = 0 профиля
прн неотклоненной механи-
зации.
При совершении взлета
увел ичен и е пр офи льн ог о
с оп р оти вл ен и я я в л я етс я
градус
Рис. 3.16. Приращение угла нуле-
вой подъемной силы профиля <
NACA 23012 в зависимости от угла j
отклонения различных видов меха- j
низании:
простой щиток; = 20 %;
— — — нещелевой закрылок.
= 20 %;------— выдвижной щеле-
вой закрылок, 25.6 %; —*"
выдвижной подкрылок, ^цкт) **
= 26,67 %
п?
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нежелательным, и щитки в этом отношении являются наиме-
нее выгодными из всех видов механизации. При совершении посадки
увеличение профильного сопротивления может оказывать как поло-
жительную (например, сокращение длины пробега), так и отрицатель-
ную роль (например, увеличение вертикальной скорости снижения).
Сравнительно небольшое приращение профильного сопротивления
при отклонении щелевых закрылков и выдвижных подкрылков (см.
рис. 3.17) может быть увеличено иа режимах посадки с помощью
отклонения дополнительного закрылка иа больший угол, чем основ-
ной закрылок. В этом случае увеличение профильного сопротивления
будет сопровождаться еще и дополнительным увеличением подъемной
силы.
Изменения в распределении давления по контуру профиля (см.
рис. 3.2), которые происходят при отклонении щитков или закрыл-
ков, с одной стороны, приводят к увеличению подъемной силы,
а с другой — к смещению центра давления и соответствующему
увеличению пикирующего момента. Увеличение пикирующего мо-
мента (при всех значениях суа и различных углах отклонения щитков
или закрылков) происходит главным образом вследствие увеличения
момента при нулевой подъемной
силе так как производная
Рис 3 17 Приращение профильного
сопротивления профиля NACA 23012
в зависимости от угла отклонения раз-
личных видов механизации:
простой щиток, t — 20 %;
— — нещелевой закрылок, =
20 -------выдвижной щелевой за-
крылок, — 25.6 %.----------выдвиж^
Подкрылок 26,67 %
tnzr/a практически не изменяется
(см. рис. 3.9—3.14). Что ка-
сается выдвижных подкрыл-
ков, то изменение наклона за-
висимостей mz — f (суа) и сиа _
= f (а) (рис. 3.13) вызывается
увеличением площади за счет
Рис. 3 18. Приращение коэффициен-
та момента тангажа профиля
NACA 23012 в зависимости от угла от-
клонения различных видов механиза-
ции:
--------* простой щиток, 6 = 20 %;
— — ----иещелевой закрылок, =
— 20 —------выдвижной щелевой
закрылок, b — 25,6 %,--------выдви/К-
подкрылок, = 26.67 %
113
www.vokb-Ia.spb.iu - Самолёт своими руками?!
выдвижения подкрылка. Если в этом случае аэродинамические коэф-
фициенты будут вычислены по увеличенной площади, а не по исход-
ной, то величины т^а и с£а практически не изменятся. Простые щитки
и иещелевые закрылки вызывают относительно небольшое увеличе-
ние тг0. Выдвижные щелевые закрылки и подкрылки более сущест-
венно влияют иа увеличение (рис. 3,18). Это означает, что приме-
нение выдвижных щелевых закрылков и подкрылков должно при-
водить к увеличению нагрузки на оперение. Поэтому сравнение
(в системе самолета нормальной схемы) эффективности того или иного
вида механизации с точки зрения наибольшей подъемной силы следует
вести не по величине cyt. |]|ах, который имеет профиль с отклоненной
механизацией, а по эффективному значению ctfaHiax, полученному
с учетом потребной отрицательной подъемной силы оперения. При
этом величина отрицательной подъемной силы оперения должна
определяться с учетом скоса и торможения потока при отклоненной
механизации в области горизонтального оперения.
3.2.3, Влияние геометрических параметров
механизации иа аэродинамические характеристики
профиля
Анализ большого количества результатов экспериментальных
исследований позволяет проследить некоторые общие закономер-
ности во влиянии геометрических параметров механизации на аэро-
динамические характеристики профиля. В первую очередь это иллю-
стрируется зависимостями Асетах; Аа(> и сла = / (б) для профилей
NACA 230 с относительными толщинами с — 12, 21 и 30 % иа
рис. 3.19—3.30,
Увеличение хорды щитков или закрылков приводит к увеличению
приращения &суа П1ах. Однако это-увеличение постепенно убывает.
Для каждого вида механизации характерны такие значения хорд,
при которых наиболее полно сочетается максимальная эффектив-
ность и конструктивная простота. Отклонение от этих значений
в сторону уменьшения хорды приводит к ухудшению аэродинамиче-
ских характеристик, а отклонение в сторону увеличения хорды,
давая лишь незначительное улучшение аэродинамических харак-
теристик, вызывает возрастание конструктивных трудностей.Для
простых щитков и нещелевых закрылков оптимальные значения
хорд лежат в области 20 %. Для щелевых закрылков и выдвижных
подкрылков эти значения соответственно равны 25 и 30 %.
Кроме того, увеличение хорды щитков или закрылков сопрово-
ждается уменьшением значения угла нли отклонения, при котором
наблюдается максимальное приращение подъемной силы. Например,
для щитков и нещелевых закрылков максимальный угол их отклоне-
ния не должен превышать 60°, так как незначительный выигрыш
в Асуй mdX не компенсирует очень сильного возрастания профиль-
ного сопротивления.
Из сказанного, однако, ие следует, что оптимальные величины
ж хорды и углов отклонения как щитков, так и других видов механН’
114
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.19. Зависимости приращения коэффициента максимальной подъемной силы
профилей серии NACA 230 от угла отклонения простых щитков с различными отно-
сительными хордами
&а01градус
Ртис- 3.20.
^АСЛ 230
Дам и
Зависимость приращения угла нулевой подъемной силы профилей серии
от угла отклонения простых щитков с различными относительными хор-
115
www.vokb-la.spb.in - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.21. Зависимость приращения профильного сопротивления профилей серии
NACA 230 от угла отклонения простых щитков с различными относительными хор-
дами
Рис. 3.22. Зависимость ["приращения
коэффициента максимальной подъем-
ной силы профиля NACA 23012 от угла
отклонения иещелевых закрылков с
различными относительными хордами
116
Рис. 3.23. Зависимость приращения
угла нулевой подъемной силы профиля
NACA 23012 от угла отклонения неще-
левых закрылков с различными отно-
сительными хордами
20 градус
Рис. 3,24. Зависимость приращения
коэффициента профильного сопротив-
ления’профил я NACA 23012 от угла
отклонения нещелевых закрылков с
различными относительными хордами
www.vokb-la.spb.in - Самолёт своими руками?!
Лс^градуд * 4
г/?
7<Г
77
Я
4
С
Рис. 3.26 Зависимость приращения
угла нулевой подъемной силы профи-
лей серии NACA 230 от угла отклоне-
ния выдвижных щелевых закрылков с
различными относительными хордами
(ось вращения закрылка нефиксиро-
ванная)
Рис. 3.25. Зависимость приращения коэффициента максимальной подъемной силы
профилей серии NACA 230 от угла отклонения выдвижных щелевых закрылков
с различными относительными хордами (ось вращения закрылка нефиксированная)
117
о 3 о
о И *
X к S
118
Рис. 3.29. Зависимость приращения
угла нулевой подъемной силы профиля
от угла отклонения выдвижных под-
крылков с различными относительны-
ми хордами:
------- профиль серии NACA 230;
— — — — — — профиль серии NACA 00
Рис 3 30. Зависимость приращения
коэффициента профильного сопротив-
ления профиля NACA 23012 от угла от-
клонения выдвижных подкрылков с
различными относительными хордами
зации должны непременно оставаться неизменными вдоль размаха
крыла самолета. При аэродинамической компоновке крыла с ме-
ханизацией иногда приходится прибегать к тому, чтобы хорда и угол
отклонения щитка или закрылка изменялись по размаху. Эта мера
дает возможность управлять положением отрыва, а следовательно,
и величиной суа шах крыла. Тем не менее в среднем сечении щиток или
закрылок должны иметь все же оптимальные или близкие к ним
значения хорды и угла отклонения.
В большинстве случаев увеличение относительной толщины про-
филя сопровождается возрастанием приращения Acyfl при откло-
нении механизации, расположенной в области его задней кромки.
Следует иметь в виду, что максимальная подъемная сила обычных
профилей без механизации, как правило, возрастает при увеличении
относительной толщины до 12—15 %, а потом начинает уменьшаться.
Механизация же сглаживает это влияние относительной толщины
профиля. Кроме того, увеличение толщины профиля сопровождается
Увеличением угла отклонения щитков или закрылков данной хорды,
при котором достигается наибольший прирост максимальной подъем-
ной силы (см. рис. 3.19—3.27).
На примере профиля со щигком (см. рис. 3.20 и 3.21) можно
видеть, что значения Аа0 с увеличением толщины профиля возрас-
тают, а значения AckQ уменьшаются. Увеличение хорды щитков ве-
^ет к возрастанию значений как Аа0, так и Асда.
119
Характер зависимостей Acyamax; Act0 и Агл-, -/(б3) профиля
с выдвижными щелевыми закрылками при различных значениях их
хорды и относительной толщины профиля, оказывается такими же,
как и для профиля с простым щитком. При этом количественные
значения приращений и в первую очередь подъемиой силы и мо-
мента таигажа, оказываются иными и зависящими от формы самого
профиля и от формы закрылка (см, рис. 3.31).
Аэродинамические характеристики профиля с щелевым закрыл-
ком (с выдвижным и с фиксированной осью вращения) в большой
мере зависят от ширины выходного участка щели, формы ее контура
(как самой щели, так и закрылка), а также от положения закрылка
относительно основной части профиля или положения оси вращения
закрылка, если последний имеет фиксированную ось. Особенно
сильно эти параметры влияют на приращение подъемной силы и
зиачительио меньше на приращение угла нулевой подъемной силы
и профильного сопротивления.
Систематические исследования, проведенные с профилем
NACA 23012, иллюстрируют влияние формы щелевого закрылка
(при нефиксированной оси вращения) на приращении коэффициента
максимальной подъемной силы в зависимости от угла отклонения
закрылка (рис. 3,32). Наиболее эффективным оказывается закрылок 3,
носик которого при отклонении описывает наивыгоднейшую траекто-
рию, которая обеспечивает оптимальную ширину щели между основ-
ной частью профиля и закрылком при различных углах его отклоне-
ния. Форма траектории движения носика закрылка отличается от
дуги окружности и не может быть воспроизведена путем вращения
закрылка относительно одной фиксированной оси. Для движеиия
носика закрылка по наивыгоднейшей траектории положение оси вра-
щения должно изменяться. Форма щели и контура закрылка оказы-
вает меньшее влияиие на приращение подъемной силы, если носик
закрылка при его отклонении перемещается по наивыгоднейшей
траектории, обеспечивающей оптимальную ширину щели между
задней кромкой основной части профиля и контуром закрылка
(см. рис. 3.32 и 3.33, б).
Если же закрылок имеет фиксированную ось вращения, т. е.
иосик закрылка описывает дугу окружности, то форма закрылка,
особенно форма конца основной части профиля, оказывает значи-
тельное влияние на величину подъемной силы (см. рис. 3.33, и).
При фиксированной оси вращения закрылка можно избежать умень-
шения подъемной силы только для одного какого-либо угла его от-
клонения. Для этого ось вращения должна быть подобрана таким
образом, чтобы на желаемом угле отклонения носик закрылка по-
падал в наивыгоднейшее положение, при котором ширина выходного
участка щели между ним и основной частью профиля была бы’близка
^оптимальной. Опыты по исследованию [2] н айвы годнейшего
фиксированного положения [оси вращения закрылка на профиле
NACA 23015 показали, что форма входного участка щели не ока-
зывает влияния иа оптимальное положение оси вращения, если
ширина выходной щели остается неизменной (рис. 3.34).
•120
www.vokb4a.spb.in - Самолёт своими руками?!
НАМ 67/6 HAM &И6
Рис. 3.31. Влияние формы контура профиля и закрылка (при Рис, 3.32. Влияние формы закрылка (с нефиксированной оськ>
различных углах его отклонения) на изменение коэффициента вращения) на приращение коэффициента максимальной подъем-
подъемной силы и момента тангажа (Реь “ 12<106; Моо ~ 0,23) ной силы профиля NACA 23012 в зависимости от угла отклоне-
при плавной форме контура входного участка 7: ния закрылка
------= 0; ---------- - 25°;------------------= 35°;
121
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3 33. Влияние формы входного участка щели на приращение коэффициента
максимальной подъемной силы профиля NACA 23012 в зависимости от угла откло
нения щелевого закрылка
а — ось вращения закрылка фиксированная;^ - ось вращения закрылка нефиксированная
Рис. 3.34. Влияние положения осн вращения щелевого закрылка на коэффициент
максимальной подъемной силы профиля NACA 23015 при различных углах отклони
ния закрылков с различными формами входного участка щели:
„ _ — — — — передний центр вращения;----------средний центр вращения;
—t----- задний центр вращения
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.35 Влияние герметизации щели при — 0 и формы входного участка
щели при — 30° на приращение коэффициентов подъемной силы и момента тан-
гажа профиля (Ret, — 12- 1О6‘> Моо — 0,23)*
— не загерметизирована --------------- ) — 0; входная щель в
* — загерметизирована — — “ — — — |
3 — входная щель а ------------- 1
4 — входная щель б — — — — — ! 6 — 30°
5 — входная щель в--------- )
Форма и в особенности ширина выходного участка щели оказы-
вает решающее влияние на приращение подъемной силы при откло-
нении закрылка. Форма входного участка также может оказывать
некоторое влияние на аэродинамические характеристики профиля
с отклоненным и неотклоненным закрылками (рис. 3.35). В этом
случае было исследовано [21 ] три формы входного участка щели
между закрылком и основной частью профиля NACA 6716 и
NACA 4416 (см. схему на рис. 3.35). Входной участок щели а имеет
плавную форму и достаточную ширину, которая будет увеличивать
профильное сопротивление крыла при неотклоненном закрылке.
Эт° приращение при малых углах атаки Ас\.а « 0,002. В то же время
наличие щели в вызывает приращение Д<\й < 0,0005, которое, не-
видимому, в болщпой мере определяется гидравлическим сопро-
123
www.vokb-la.spb.in - Самолёт своими руками?!
тивлением при просасыванни воздуха с иижней поверхности про-
филя на верхнюю поверхность, если щель не загерметизирована.
Как можно видеть из диаграммы на рис. 3.35, наличие незагермети-
зированнон щели при неотклонеином закрылке может даже повли-
ять на величину подъемной силы в области нелинейного изменения
зависимости суа — f (а).
При построении контура закрылка и конца основной части п.кфия с гедует
руководствоваться рядом соображений. Контур закрылка должен бьнь максимально
плавным, обеспечивающим его безотрывное обтекание. Проще всего его образовы-
вать плавными сопряжениями дуг окружностей с возможно большими радиусами,
прн этом нужно стремиться к тому, чтобы форма закрылка была близка к форме
сильно несущих (при малых числах Re) профилей.
Как отмечалось выше, эффективность щелевых закрылков существенно зависит
от геометрических параметров щели между основной частью крыла и закрылком
в отклоненном положении.
Основными параметрами щели, влияющими на эффективность закрылков,
являются следующие.
ширина щели h между задней кромкой основной части профиля и контуром
закрылка, условно измеряемая в направлении, перпендикулярном к хорде основной
части профиля (рис. 3.36);
участок контура закрылка в отклоненном положении, перекрытый хвостовиком
основной части профиля — это расстояние d, характеризующее степень выдвижения
закрылка; условно измеряется от носика закрылка (в неотклонеином положении)
до задней кромки основной части профиля в направлении, параллельном хорде
основной части профиля;
участок контура закрылка в убранном положении, не закрытый хвостиком
части профиля — это расстояние k, определяющее вид закрылка; условно изме-
ряется от задней кромки основной части профиля до задней кромки закрылка
(в убранном почожении) в направлении, параллельном хорде основной части профиля;
форма всего контура щели между основной частью профиля и закрылком в от-
клоненном положении.
Величины h и d (отнесенные к хорде профиля) в з1зисимосги от относительной
толщины профиля могут быть подобраны по графикам, приведенным на рис. 3 36.
Для щелевых закрылков с фиксированной осью вращения эти величины подбираются
наивыгоднейшими либо для взлета, либо для посадки в зависимости от назначения
самолета. При подборе h и d надо иметь в виду, что определяющей величиной
является ширина щели h, При подборе d необходимо следить за тем, чтобы на всем
ее протяжении ширина щели до задней кромки основной части профиля плавно
сужалась. Это является непременным условием для щелевых закрылков любого вида
и определяет условия безотрывного течения на выходном участке щели между основ-
нот! частью профиля и отклоненным закрылком. Отклонения от значений d. при-
веденных на графиках, должны составлять не бочьше 0,5—1,0 % хорды профиля.
Выбор k производится в более широких пределах (до 20 % хорды профит я) и ока-
зывает существенное влияние на эффективность закрытков только таких ф трм,
для которых k — 65 ... 80 % от хорды закрылка
Для выдвижных закрылков со значениями k = 10 ... 40 % от хорды закрытия
величину d желательно брать возможно меньшей (но не меньше радиуса носка за-
крылка), это способствует увеличению площади крыла при выдвижении закрылка,
а стедовательно, повышению его эффективности.
Форма щели между основной частью профиля и отклоненным закрылком опре-
деляется, с одной стороны, формой контура выреза в основной части профиля,
а с другой — формой контура закрылка и его местом расположения оi носите.гыЮ
задней кромки основной части профиля. При построении контура закрылка м )ЖИ0
пользоваться кривыми А = f (x/d), приведенными на рис. 3.36, внося необходимые
коррективы в зависимости от формы заданного профиля ц особенностей кинематики
выдвижения закрылка*
Выдвижной подкрылок в принципе является предельным слу
чаем выдвижного щелевого закрылка (рис. 3.37). Свойства профиля
124
www.vokb-la.spb .ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 3 36. Наивыгоднейшие значения ширины щели h и расстояний d от носика
закрылка до задней кромки основной части профиля (отнесенных к хорде профиля)
Для щелевых закрылков в зависимости от относительной толщины профиля. Гра-
фик для построения контуров закрылков различной формы к любому профилю
с выдвижным щелевым закрылком по мере увеличения длины хво-
стика основной части начинают приближаться к свойствам профиля
с выдвижным подкрылком. Это происходит по следующей причине.
Оптимальное положение носика закрылка лежит вблизи задней кром-
ки основной части профиля. Поэтому когда хвостик основной части
профиля становится достаточно длинным, то закрылок, расположен-
ный вблизи него, начинает существенно увеличивать хорду профиля
и аэродинамические характеристики начинают изменяться вследствие
увеличения площади крыла. В предельном случае, когда хвостик
основной части профиля перекрывает в нейтральном положении всю
Хорду закрылка, аэродинамические характеристики окоичательно
приобретают новые качества, отличные от тех, которые свойственны
Сдвижным щелевым закрылкам.
Зависимости, приведенные на рис. 3.37, показывают, что выдви-
жной подкрылок по сравнению с выдвижным щелевым закрылком,
125
Рис 3 37 Влияние длины хвостика основной части профиля с выдвижным закрыл-
ком на приращение коэффициента максимальной подъемной силы
дает существенное увеличение A^antdV только в том случае» когда
хорда крыла превосходит 25 %.Учитывая ряд конструктивных труд-
ностей» возникающих при больших значеииях хорды подкрылка,
оптимальной величиной его хорды следует считать 30 %.
ЗавИСНМОСТИ Дентах = f (^пнр)т f (^пкр) И Д^л<» f (бш р)
профиля с выдвижным подкрылком приведены и а рис. 3.28—3.30.
Если подкрылок выдвинут из нейтрального положения, а угол от-
клонения равен нулю, то изменение характеристик вызывается уве-
личением площади и» отчасти» влиянием струи воздуха, протекаю-
щей через щель между профилем и закрылком. При увеличении угла
отклонения подкрылка значения AcytI max и Ла0 нарастают почти ли-
нейно Вместе с тем профильное сопротивление нарастает очень мед-
ленно. Это продолжается до такого угла отклонения подкрылка,
при котором наступает срыв с его верхней поверхности. Прн даль-
нейшем увеличении угла отклонения подкрылка подъемная сила резко
падает, а профильное сопротивление возрастает. Таким образом
оптимальным углом отклонения выдвижного подкрылка следует
считать тот угол, свыше которого имеет место падение величины
Д^ шах- Значение оптимального угла отклонения возрастает с уве-
личением хорды выдвижного подкрылка. Влияние формы выдвиж-
ного подкрылка и щели между ним и профилем на аэродинамические
характеристики подробно исследовано на прямоугольном крыле
К = 5 с профилями NACA 0012 и NACA 0021 при числе Re -
~ 1,1 10е.
Основные геометрические параметры исследованных выдвижных
подкрылков приведены в табл. 3.1» а схема подкрылка н некоторые
результаты испытаний на рис. 3 38.
Исследования показали, что как форма выдвижного подкрылка,
так и ширина щели между ним и профилем влияют на приращение
максимальной подъемной силы. Оказывается» что почти все из ис-
пытанных подкрылков могут при соответствующей ширине щели
обеспечивать такие приращения Ас/аПм\> величины которых практи-
чески мало отличаются друг от друга. Разница заключается в том»
что для одних подкрылков максимальные приращения
имеют место в узком диапазоне значений ширины щели, между поД"
126
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Таблица 31
Вариант выдвижного полиры чь > 1еометрнческие параметра выдвижного подкрылка
И ею обозначение па рис. 3*18 с. % *с, % Г % %
№ 1 12,9 23 3,3 20
No 2 13,0 23,5 4 9 23
V ' - № 3 12,1 33 4,1 33
№ 4 17,2 24 4,8 19
№ 5 17,2 25 6,2 21
№ 6 . 16,1 35 5,6 32
крылком и крылом, в то время как для других подкрылков это имеет
место в диапазоне более широкого изменения ширины щели. Послед-
ние подкрылки являются наилучшими, так как они упрощают кон-
струирование подкрылка и дают гарантию получения падежного
прироста подъемной силы на различных углах атаки крыла.
Все изложенные выше исследования с выдвижными подкрылками
были поставлены таким образом, что подкрылок устанавливался
в крайнем заднем положении (в котором центр окружности носика
подкрылка располагался под задней кромкой крыла), от которого он
отклонялся на различные углы. В действительности на крыле са-
Ис- 3.38. Влияние формы выдвижного подкрылка и щели между ним и профилем
?а приращение коэффициента максимальной подъемной силы прямоугольного
Рыла (X — 5) с профилем NAC4 0012*
221^ — подкрылок 1,----------подкрылок 2; ----------------подкрылок 3:
Km/г. подкрылок 4; — —. - - подкрылок 5;---------- подкрылок 6. -*---1 под
рылок с профилем NACA 23012
127
www.vokb-la.spb.rii - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.39. Сравнение приращений аэродинамических характеристик профиля с вы-
движными закрылками и подкрылками на различных стадиях их выдвижения
молета подкрылки из прижатого под крылом положения начинают
выдвигаться, описывая определенную траекторию при нарастании
угла отклонения. Крайне заднее положение, при котором достига-
ется наибольший угол отклонения, обычно соответствует посадоч-
ному положению подкрылка. Взлетное положение подкрылка может
соответствовать промежуточному положению по траектории выдви-
жения подкрылка н тому углу отклонения, который при этом поло-
жении имеет место (траектория выдвижения подкрылка и углы его
отклонения определяются конструкцией выдвигающих механиз-
мов).
На рис. 3.39 приведено сравнение различных случаев выдвижения
подкрылков. Если центр окружности носика подкрылка в отклонен-
ном положении находится перед задней кромкой профиля (с*1,
схему б на рис. 3.39), то между иижией поверхностью профиля я
отклоненным подкрылком образуется участок щели с расширением,
в котором возникает срыв потока, уменьшающий эффективность
подкрылка. Из рис. 3.39 видно, что это обстоятельство приводят
к значительному уменьшению приращения коэффициента подъем*
128
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ной силы и к увеличению приращения коэффициента лобового сопро-
тивления.
Из рис. 3.39 также видно, что эффективность выдвижного ще-
левого закрылка (см. кривую в на рис. 3.39) при достаточно большом
выдвижении и правильной форме щели может практически рав-
няться эффективности выдвижного подкрылка (см. кривую а на
рис. 3.39), у которого в отклоненном положении центр окружности
носика расположен под задней кромкой профиля. При равной эф-
фективности величина выдвижения щелевого закрылка все же меньше,
чем у£ выдвижного подкрылка, поэтому применение выдвижного
щелевого закрылка в ряде случаев оказывается более рациональным,
чем применение выдвижного подкрылка.
3.3. МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА КОНЕЧНОГО РАЗМАХА
ОБЫЧНОГО УДЛИНЕНИЯ
В большинстве случаев на крыле конечного размаха механизация располагается
только на отдельных его частях. В области задней кромки механизация обычно
занимает часть размаха между бортом фюзеляжа и элероном. Если па этом участке
располагаются гондолы двигателей, то размах крыла, занятый механизацией, еще
более сокращается. Механизация крыла в области его передней кромки может рас-
полагаться вдоль всего размаха, исключая только части, занятые фюзеляжем и гон-
долами. Эти обстоятельства приводят к тому, что по сравнению с результатами,
полученными па профиле (крыло бесконечного размаха), эффективность механизации
на_ крыле конечного размаха оказывается заметно меньшей. Уменьшение эффек-
тивности механизации на крыле конечного размаха еще связано с тем, что участки
ее размаха, близкие к торцам, оказывают меньшее воздействие на крыло, чем участки,
удаленные от торцов. Вместе с этим качественный характер изменения аэродина-
мических характеристик крыла конечного размаха при отклонении механизации
оказывается таким же, каким он наблюдается в условиях крыла бесконечного раз-
маха.
Для прямых крыльев конечного размаха с удлинением Х> 4 ... 5, сечения ко-
торых в области расположения механизации обтекаются плоскопараллельным по-
током, созданы приближенные методы расчета, позволяющие определять изменение
его аэродинамических характеристик при отклонении механизации. Эти методы
основаны на использовании экспериментально полученных данных для профиля
с механизацией.
Как известно, стреловидное крыло даже при малых углах атаки обтекается
пространственным потоком. С увеличением углов атаки пространственность его
обтекания существенно увеличивается, и на углах атаки, при которых используется
механизация (взлетно-посадочные режимы полета) пространственное обтекание
исключает использование данных, полученных для профиля с механизацией в усло-
виях плоскопараллельного обтекания при описании аэродинамических характери-
стик в сечениях стреловидного крыла. В связи с этим при определении аэродина-
мических характеристик стреловидного крыла с механизацией приходится в основном
опираться на экспериментальные исследования.
3.3.1. Влияние стреловидности крыла
на эффективность механизации
Известно, что увеличение стреловидности крыла (при прочих
Равных условиях) сопровождается уменьшением производной
^ндеиция к уменьшению удлинения и увеличению сужения, которая
является следствием требований прочности и жесткости крыла, при
Петров К. П. 129
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.41, Влияние угла отклонения
щитков на подъемную силу и момент
тангажа модели самолета со стреловид-
ным крылом у — 45°; X — 4; т] — 2
(хт - 25 % САХ); /щ --= 0,6; = 0,3:
61Ц ' %! ~
= 10°
------ 6щ -- 20°’ ---- ----- 6щ -- 300
------------- 50"
Рис. 3 40. Влияние стреловидности кры-
ла па приращение подъемной силы при от-
клонении щитков (крылья с фюзеляжем;
ось вращения щитков расположена на
SO %
--------Хо 25 " 50°: X = 4; 1, - 3; 6Щ = 0;
--------Хо’25 = 5°С: X = 4; п = 3; л
--------*О 25 - 45°' 1 = М = °’6/К
6Щ 50° ’
-------------Хо 25 - 45°; К = 1; п 2.
- О
---------Хо 25 ~ 3&°’ X — 5; ц 2; =
= О
---X-----X х0 25 -35°, Л = 5; Т) - 2;
6щ = 60°: 'щ - °’б5/в
увеличении его стреловидности, способствует еще большему сниже-
нию Суа- Увеличение значений и <хкр, которое при этом на-
блюдается, как правило, не может быть использовано на взлетно-
посадочных режимах полета. Поэтому вопрос увеличения подъемной
силы стреловидного крыла оказывается более острым, чем для пря-
мого крыла, и требует применения более эффективных видов меха-
низации. В частности, если на прямых крыльях в свое время нашли
широкое применение простые щитки, то на стреловидных крыльях
необходимо было применять более совершенные щитки, ось которых
при их отклонении сдвигалась к задней кромке крыла, увеличивая
тем самым его эффективность.
На рис. 3.40 приведены результаты исследований модели само-
лета без оперения с крыльями различной стреловидности. В данном
случае увеличение стреловидности крыла (в соответствии с реаль*
130
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
i
ними условиями его компоновки) сопровождалось уменьшением
удлинения и увеличением сужения. На крыльях были установлены
щитки увеличенной хорды со скользящей осью. Сравнивая зависи-
мости, приведенные на графике, можно видеть, что увеличение
стреловидности крыла сопровождается существенным уменьшением
приращения коэффициента подъемной силы, вызываемого отклоне-
нием щитков. При этом обращает на себя внимание тот факт, что
уменьшение величины из-за отклонения щитков, связанное
с увеличением стреловидности крыла, оказывается большим вели-
чины уменьшения коэффициента подъемной силы за счет Су0 при
соответствующем увеличении стреловидности. Аналогичное влияние
стреловидности проявляется и в случае использования других видов
механизации (закрылков или подкрылков).
Анализ результатов исследований моделей самолетов с механи-
зацией, расположенной по задней кромке между фюзеляжем и эле-
роном (примерно до 0.60—0,65 размаха крыла), показывает, что
увеличение стреловидности передней кромки крыла до / <15 .. 20°
практически не оказывает влияния на эффективность механизации.
Однако увеличение стреловидности крыла свыше 30° начинает суще-
ственно уменьшать эффективность механизации. Ориентировочно
можно считать, что последующее увеличение угла стреловидности
на каждые 10 сопровождается уменьшением приращения коэффици-
ента подъемной силы иа 0,10—0,15.
3.3.2. Сравнение эффективности различных
видов механизации в условиях стреловидного
крыла обычного удлинения
Основные особенности изменения аэродинамических характери-
стик профиля при отклонении механизации оказываются аналогич-
ными и для стреловидного крыла обычного удлинения.
Зависимости, приведенные на рис. 3.41, показывают, что откло-
нение щитка на стреловидном крыле модели самолета сопровожда-
ется приращением коэффициента подъемной силы с одновременным
увеличением момента таигажа иа пикирование. В диапазоне линей-
ного изменения рассматриваемых зависимостей приращения подъем-
ной силы и момента тангажа оказываются практически одинаковыми
при всех углах атаки. Одновременно с этим по мере увеличения
угла отклонения щитков б1Ц происходит уменьшение угла атаки,
соответствующее максимальному значению коэффициента подъем-
ной силы.
При дайной аэродинамической компоновке стреловидного крыла
и данном расположении оперения отрицательная величина mz при
возрастании угла атаки в области нелинейного изменения зависи-
мости tnz -- f (а) до а — а1ф уменьшается в связи с тем, что до сца гаах
отрыв потока вначале возникает на концевых участках крыла.
*o при заданной суммарной величине с!/а всего крыла приводит
к увеличению сиа Геч в его корневых участках и вызывает увеличение
сКоса потока в области оперения, эффективность которого уменьша-
5* 131
ется. При углах атаки а > а, р срыв потока охватывает и корневую
часть крыла. Эффективность оперения при а > акр и 6Щ < 30°
восстанавливается вследствие уменьшения скоса за корневой частью
крыла, на которой уменьшилась подъемная сила, и отрицательная
величина mz с возрастанием углов атаки начинает увеличиваться.
Однако при больших отклонениях щитков (6Щ > 30°) возрастающее
приращение подъемной силы в корневых сечениях крыла затрудняет
процесс восстановления эффективности оперения, и зависимость
mz — f (а) приобретает характер «ложки», весьма нежелательный для
условий пилотирования самолета при больших углах атаки. Этот
недостаток с одновременным увеличением значения а, р может быть
устранен с помощью применения концевых предкрылков.
Концевые предкрылки оказываются весьма эффективным сред-
ством улучшения аэродинамических характеристик самолета со
стреловидным крылом. Затягивая возиикЕювеиие концевого отрыва
на большие углы атаки, предкрылки увеличивают диапазон безот-
рывного обтекания крыла, увеличивая значения агр и суагпах и,
как следствие этого, способствуют благоприятному протеканию за-
висимости mz = f (а) на больших углах атаки (рис. 3.42).
На рис. 3.43 приведено сравнение эффективности различных
видов механизации в условиях модели самолета со стреловидным
крылом. Как иа профиле, так и иа стреловидном крыле наибольшее
приращение коэффициента подъемной силы создает выдвижной под-
крылок. При этом наибольшее приращение подъемной силы сопро-
вождается наименьшим приращением профильного сопротивления.
Увеличение стреловидности крыла уменьшит значение суа и
величину приращения коэффициента подъемной силы Асгм, выз-
ванного отклонением механизации (см. выше). Однако путем при-
менения эффективных видов механизации можно все-таки в некоторой
степени сохранить величину приращения Ас,Л1. Это можно видеть
иа рис. 3.44, где у модели самолета со стреловидным крылом % —
— 45° с помощью выдвижных щелевых закрылков получено прира-
щение Acw 0,6, т. е. примерно такое же, как иа модели самолета
со стреловидным крылом % = 35° (рис. 3 43), снабженным выдвиж-
ным подкрылком.
Исследования показывают, что размер щели между выдвижным
закрылком и основной частью крыла может оказывать заметное влия-
ние на коэффициенты сул\ тг и К модели самолета. Оптимальным
размером щели следует считать щель размером 1—1,5 % местной
хорды крыла.
Рассмотрение зависимостей, приведенных на рис. 3.41 и 3.44,
показывает, что приращение аэродинамических величин оказывается
нелинейной зависимостью от углов отклонения щитков или закрыл-
ков. В диапазоне значении углов отклонения щитков или закрылков
(6 < 25°) происходит наиболее интенсивное увеличение подъемной
силы и продольного момента при сравнительно слабом увеличении
сопротивления. При больших значениях углов отклонения рост,
подъемной силы и продольного момента замедляется, а интенсивность
132
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
те
s
о
5
н
о
о
S
ас
те
х
Ш
00*
со
X
а
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 3.44 Влияние угла отклонения выдвижного щелевого закрылка на основные
аэродинамические характеристики модели самолета со стреловидным крылом Хо.2' =
= 45°; X = 4; Т] = 2 = 25 % САХ):
-------------в„ =0;-------------=6, = 15°;----------Л = 25°; ----- --- 6, 45°
<5---------------------i----------------------------О-------------О
нарастания сопротивления увеличивается. При этом оказывается,
что характер изменения той или иной аэродинамической величины
в функции угла отклонения механизации зависит от ее типа и гео-
метрических параметров, а также от геометрических параметров
крыла.
Число Re мало влияет на аэродинамические характеристики
модели самолета со стреловидным крылом. В частности, значения
G/umax и Ктах увеличиваются незначительно с увеличением числа Re
в трубном диапазоне. Приращение коэффициента подъемной силы от
отклонения закрылков па линейном участке изменения кривой
G/п — f («) практически ие зависят от числа Re.
Наиболее полно эффективность механизации в виде выдвижных
щелевых закрылков и предкрылков исследована и а модели стрело-
видного крыла с фюзеляжем [43].
Геометрические параметры этой модели были следующими:
Удлинение крыла (с прямолинейными передней и задней кромками) 8,351
Удлинение крыла (с центральным наплывом) - - ................. 7,529
Сужение крыла (с прямолинейными передней п задней кромками) 0,3500
Сужение крыла (с центральным наплывом) .......................... 0,2473
Угол поперечного V ................................*.............. 0
Стреловидность: о
по передней кромке ........................................... 30,51
по четверти хорд.............................................. 28
по задней кромке ............................................. ^,74^
Угол за клинен и я крыла относительно осп фюзеляжа................. 1Д0,
Относительная максимальная толщина профиля крыла..................10,7 %
134
---------------------„^v.vokb la.spb.ni CaMOJier своими руками?!
Положение максимальной толщины профиля крыла ..............37,5 %
Относительная максимальная кривизна профиля крыла.......... 1,1 %
Положение максимальной кривизны профиля крыла ............. 75 %
Хорда закрылка............................................. 34 %
Хорда предкрылка........................................... 16%
Испытания были проведены при числе Re — 1,35*10° (отнесено
к средней хорде крыла) и числе М№ 0,2.
Основные результаты исследований с закрылками и предкрыл-
ками, распространенными на весь размах крыла, приведены на
рис. 3.45 (там же приведена схема модели и механизации).
Приведенный случай иллюстрирует весьма эффективную механи-
зацию крыла. Исследования спектров обтекания указали на весьма
сложный пространственный характер обтекания стреловидного крыла
с механизацией. Пространственность обтекания в этом случае была
связана с рядом причин, к которым следует отнести следующие:
взаимодействие крыла с фюзеляжем при наличии зазоров между
ним и концами отклоненных предкрылков и закрылков, взаимодей-
ствие вихрей, сбегающих с внешних концевых частей основного
крыла, предкрылков и закрылков, и, наконец, градиент давления
вдоль размаха крыла, обусловленный стреловидностью и протека-
нием воздуха через щель при отклонении закрылка.
Отклонение выдвижных закрылков с относительно большой хор-
дой и распространенных на весь размах крыла (см. рис. 3.45) со-
провождается приращением Асуи, которое возрастает (при задан-
ном а) по мере увеличения угла отклонения 63. В дополнение к уве-
личению кривизны профиля крыла, которое происходит при откло-
нении закрылка, имеет место некоторое увеличение его площади,
связанное с выдвижением закрылка. Это приводит к увеличению
наклона зависимости сча = f (а) при 6t = 10 и 25\ При 6, - 40°
увеличение наклона зависимости суа - f (а) практически не наблю-
дается, что свидетельствует о сокращении эффективности выдвиж-
ного щелевого закрылка при углах его отклонения 63 > 30° (см.
также дополнительные зависимости иа рис. 3.45, где величина &суа
определена при а = 5', т. е. на линейном участке зависимости суа -=
= f (а), а величины Acvx и при значениях суа на а - 5°). От-
меченное сокращение эффективности закрылка обычно связано с воз-
никновением отрыва иа его верхней поверхности. Естественно, что
при этом не только уменьшается подъемная сила, ио н возрастает
сопротивление. Последнее можно видегь по поляре для случая
- 40°, при котором происходит значительно большее смещение
поляры в сторону больших значений с.ча, чем при S3 = 10 и 25°.
Увеличение угла отклонения закрылка, с одной стороны, при-
водит к увеличению аэродинамической нагрузки по хорде, а с дру-
гой, — к неблагоприятному градиенту давления в задней области
Еерхией поверхности основной части крыла и закрылка. В результате
Этого поток в этих областях может отрываться при меньших углах
атаки и происходит существенное уменьшение критического угла
атаки (а р < 8°). Механизация с такой высокой эффективностью
становится неприемлемой для использования на взлетно-посадочных
135
136
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
режимах. Она может применяться только совместно с отклоненными
по всему размаху предкрылками. В итоге при б, — 40° и Slip ~ 25°
иа а 15° может быть достигнуто значение = 2,6 при большом
запасе углов атаки до и практически линейном изменении
— f (а), что свидетельствует о безотрывном обтекании крыла до
больших углов атаки. Заметим, что выдвижение предкрылка (так же,
как и отмеченное выше выдвижение закрылка) приводит к увеличе-
нию производной зависимости с!!;: = f (а) при больших углах атаки,
что также является следствием некоторого увеличения площади
крыла.
В области малых положительных и в особенности при отрицатель-
ных углах атаки на нижней поверхности крыла имеет место отрыв
потока, вызванный срывом с нижней кромки предкрылка и подпо-
ром давления от отклоненного закрылка. Однако при увеличении
угла атаки в сторону положительных значений этот срыв быстро
сокращается, что сопровождается местным увеличением производ-
ной Cyltf f (а) (см. участки зависимости cy(i — f (а) при отрица-
тельных а иа рнс. 3.45).
Совместное применение закрылков большой эффективности с пред-
крылками целесообразно еще н по величине момента тангажа. Как
видно нз рис. 3.45, отклонение закрылков сопровождается существен-
ным увеличением момента тангажа. Однако выдвижение пред-
крылков позволяет увеличить подъемную силу на больших углах
атаки без дополнительного увеличения момента на пикирование.
Дополнительные зависимости, приведенные на рис. 3.45, показы-
вают, что приращение соответствующих аэродинамических величин
как на крыле с иеотклоиениыми, так и отклоненными предкрылками
оказываются практически одинаковыми.
В ряде случаев по аэродинамическим н конструктивным сообра-
жениям в корневой части крыла осуществляется наплыв. Сравне-
ние механизированного крыла без наплыва и с наплывом указывает
на то, что в конкретном случае (см. рис. 3.45) наличие наплыва
уменьшает приращение коэффициента подъемной силы, вызванного
отклонением закрылков на величину, доходящую до значения
0,10 ... 0,15 (в зависимости от углов а и 63). Это уменьшение эф-
фективности закрылков связано с тем, что наличие наплывов в кор-
невой части крыла, с одной стороны, уменьшает его удлинение н
относительную хорду закрылков, а с другой, так изменяет распреде-
ление циркуляции по размаху крыла, что отклонение закрылка
становится менее эффективным. Это лишний раз указывает иато, что
эффективность механизации крыла конечного размаха в определенной
степени связана с его формой в плане.
3.3.Зж Влияние размаха механизации
на ее эффективность в условиях крыла
конечного размаха
На рис. 3.45 приведены результаты испытаний модели с закрыл-
ками, распространенными па весь размах стреловидного крыла
(исключая подфюзеляжную часть). На практике такой случай дол-
137
Д а кр* zреп?у с
Рис. 3.46, Влияние размаха выдвижного щелевого закрылка при прижатом и выдвинутом (по всему размаху) предкрылке
основные аэродинамические характеристики модели самолета со стреловидным крылом большого удлинения:
0
/,) - - 0r3o i>
el.p=2 >’
П Л UUT а т LU у п’ --------
l,t 0.600
1'я = 0,800
/а -= 1,0
X --- nt а
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
жен предусматривать либо размещение элерона на концевых участ-
ках закрылка, либо использование концевых участков закрылка в ка-
честве элерона. В первом случае элерон должен отклоняться вверх
и вниз как на неотклоненном и прижатом к крылу закрылке, так и
прн его выдвинутом и отклоненном состоянии. Во втором случае
концевые участки закрылков должны иметь возможность отклоня-
ться вверх и вниз при одновременном их отклонении при взлетном
п посадочном положении. Естественно, как первый, так и второй слу-
чай содержат ряд конструктивных сложностей. В результате этого
обычно применяют закрылкн, распространенные на часть размаха,
оставляя концевую часть крыла для расположения на ней элерона.
В связи с этим возникает задача определения влияния величины
размаха механизации на ее эффективность. Результаты исследо-
ваний, проведенные на той же модели, показаны на рнс. 3.46. Сокра-
щение размаха закрылков сопровождается уменьшением нх эффек-
тивности. Количественно влияние уменьшения размаха механизации
аналогично влиянию уменьшения угла ее отклонения. Уменьшение
коэффициента подъемной силы сопровождается уменьшением коэф-
фициентов сопротивления и момента тангажа, а также меньшим сме-
щением критического угла атаки в сторону малых углов атаки. Соот-
ветствующие изменения аэродинамических характеристик в зависи-
мости от величины относительного размаха закрылков иллюстриру-
ются дополнительными зависимостями на рис. 3.46. Так же, как н
на рис. 3.45, величины приращений Дс,й, Дс^ и Дтг определены
иа линейном участке изменения c!fQ = f (а) (при а = 5'). Наличие
или отсутствие выдвинутого предкрылка практически не влияет на
величины соответствующих приращений и в большей мере начинает
проявляться при больших углах отклонения закрылка по мере уве-
личения его размаха.
Если крыло относительно фюзеляжа расположено по схеме
высокоплана и среднеплана (по оси фюзеляжа), т. е. внутренние
торцы закрылков и предкрылков примыкают к борту фюзеляжа, то
его подъемная сила будет соответствовать подъемной силе изолиро-
ванного крыла той же формы с той же площадью, омываемой пото-
ком. Если же крыло расположено по схеме низкоплана, то подъемная
сила соответственно уменьшится. Аналогичное влияние на подъем-
ную силу крыла могут оказать и гондолы двигателей, расположенные
на нем.
3.3.4. Использование механизации крыла
для улучшения маневренных свойств самолетов
Использование механизации крыла не ограничивается только
взлетно-посадочными режимами полета. Практика указывает на
необходимость полета на больших углах атаки при больших дозву-
ковых скоростях. Вместе с этим известно, что коэффициент макси-
мальной подъемной силы имеет тенденцию к уменьшению с ростом
числа Ме» полета. Исследования показали, что отклонение закрылков
на небольшой угол позволяет значительно увеличить несущие свой-
139
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.47? Влияние отклонения закрылка на основные аэродинамические характе’
ристики модели самолета со стреловидным крылом х0ф25 = 45°; X = 4; т] = 2 (хт =
= 25 % САХ) при больших дозвуковых скоростях (Моо = 0,8):
---------- = о- --------------- = 5°; -- - - 6 = 15°
ства при больших дозвуковых числах М^, улучшить характер
изменения коэффициента момента тангажа тг при больших значениях
коэффициента подъемной силы суа и одновременно с этим увеличить
аэродинамическое качество при больших значениях коэффициента
подъемной силы. Это обеспечивается тем, что прн малых углах
отклонения закрылков существенно возрастает величина cfJa на ли-
нейном участке зависимости суа = f (а) при одновременном затяги-
вании линейного характера изменения тг по суа и уменьшении коэф-
фициента лобового сопротивления при больших значениях коэффи-
циента подъемной силы.
С увеличением числа Моо прирост коэффициента подъемной силы
(на линейном участке суа =— f (а)) от отклонения закрылков сохра-
няется. Отклонение закрылков на малый угол (63 5°) почти ие
влияет на величину аэродинамического качества в области макси-
мума зависимости К — f (cva) как прн малых (Моо ~ 0,4), так и
при больших (Моо 0,9) числах Моо. В то же время отклонение
закрылков приводит к значительному возрастанию величины аэро-
динамического качества при больших значениях^. Так, например,
прн числах Мео ~ 0,9 у модели самолета с отклоненными закрылками
наблюдаются достаточно высокие значения аэродинамического ка-
чества (порядка 6 ... 7) при больших значениях суа 0,7 ... 0,8,
в то время как у модели с неотклоненными закрылками соответству-
ющие значения аэродинамического качества оказываются сущест-
венно меньшими.
На рнс. 3.47 показаны результаты исследований, полученные при
Моо 0,8. Приведенные материалы показывают, что прн откло-
140
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нении на крыле выдвижных щелевых закрылков существенно повы-
шается величина аэродинамического качества модели самолета, а
также улучшаются характеристики продольной статической устой-
чивости на больших углах атаки при больших суа. Таким образом,
применение закрылков, отклоненных на малый угол, является эф-
фективным средством повышения высотности самолетов, обеспечи-
вающим высокое аэродинамическое качество, а также необходимые
характеристики продольной устойчивости и управляемости на боль-
ших высотах полета (в особенности в сочетании с выдвижными пред-
крылками). Отклонение закрылков также является средством улуч-
шения маневренных характеристик самолетов при полете на боль-
ших дозвуковых скоростях.
Следует иметь в виду, что при больших дозвуковых скоростях
наблюдается существенное ухудшение аэродинамических характе-
ристик при увеличении угла атаки, особенно у тонких крыльев
умеренного удлинения со стреловидной передней кромкой. Это
связано с возникновением и развитием обширных местных сверхзву-
ковых зои. Скачки уплотнения, замыкающие этн зоны, взаимодейст-
вуя с пограничным слоем крыла, при увеличении угла атаки, при-
водят к возникновению областей отрыва потока. Улучшение оба ека-
ния крыла на этих режимах может быть достигнуто путем оптималь-
ного распределения циркуляции по размаху и хорде крыла вследст-
вие кривизны и крутки. Отклонение предкрылков увеличивает кри-
визну в области передней кромки крыла, а отклонение закрылков —
в области задней кромки. Однако оптимальное распределение кри-
визны и крутки по размаху и хорде крыла может быть достигнуто
путем плавной деформации областей крыла в районах передней и
задней кромок. При этом деформация в области передней кромки
будет способствовать уменьшению сопротивления благодаря затяги-
ванию отрыва на большие углы атаки, а деформация в области задней
кромки — увеличению подъемной силы вследствие создания боль-
шего разрежения на верхней поверхности крыла.
С целью выяснения влияния плавного изменения кривизны и
крутки на аэродинамические характеристики крыла на режимах
маневра были проведены исследования 125] при числах М», ~ 0,6;
0,8 и 0,9 и числах Re (вычисленных по средней геометрической хорде)
6,2*106, 7,4-10° и 7,6’10° соответственно. В опытах определялись
силы и моменты, действующие на консоль крыла при наличии полу-
фюзеляжа, установленного на стенке трубы. Форма фюзеляжа была
выполнена с учетом трансзвукового правила площадей. На части
Крыла в области передней кромки были выполнены четыре повора-
чивающихся сегмента (рис. 3.48) (/, 2, 3, 4 считая от передней кро-
мки) и четыре поворачивающихся сегмента (5, 6, 7 и 8 считая
От передней кромки) в области задней кромки. Геометрические
иараметры крыла были следующими:
Д^ипение консоли крыла ...................................... 3,8
^УЖенце консоли крыла ........................................ 2,5
*ГОл скоса передней кромки.................................... 35°
141
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Профиль по борту фюзеляжа................................ 65.4005
модифицированный
Профиль концевой . ...................................... 65Л004
модифицированный
Угол скоса осей шарниров передних сегментов................ 40,1°
Угол скоса осей шарниров задних сегментов.................. 29,4°
Наличие поворачивающихся сегментов позволяло плавно искрив-
лять концевые и корневые области крыла. При этом сочетание углов
отклонения отдельных сегментов * давало возможность изменять
крутку крыла таким образом, что форма передней и задней кромок
могла приобретать эллиптическую форму, форму дуги круга или
промежуточную упрощенную форму.
На рис. 3.48 приведены основные результаты этих исследований,
соответствующих числу Моо - 0,9 и варианту крутки задней кромки
по эллиптическому закону. Там же приведена схема исследованной
мод ел и.
Отклонение только передних сегментов (6Х = 12,8°; 62 = 4,7°;
63 = 2,8е и 64 = 1,2°) практически ие влияет на величины коэффи-
циентов подъемной силы н момента тангажа, но способствует умень-
шению коэффициента лобового сопротивления при суа >0,2, в ре*
зультате чего величина максимального аэродинамического качества
* За угол отклонения передних сегментов (/, 2t 3 и 4 см. рис. 3.48) принят
угол 6/l между отрезком средней линии профиля отклоненного сегмента п и отрез-
ком средней линии профиля последующего сегмента п -Н 1. За угол отклонения
задних сегментов (5, 6t 7 и 5) принят угол 6П между отрезком средней линии про-
филя отклоненного сегмента п и отрезком средней линии профиля предыдущего
сегмента п — 1.
Рис. 3.48. Влияние плавного изменения кривизны и крутки крыла на его основ-
ные аэродинамические характеристики при больших дозвуковых скоростях (Моо
= 0,9; RecAX = 7,6-106):
----------- 6 = 0: - 12 8°: 62 -- 4.7°: б, = 2,8°; 64 = 1 2°:------— - "
б. -= 0,7°' б„ = 1,5°; 2.2°: б8 2 1°: (б( = '2.8°; = 4.В°; 6Я — 3.1°; С. _
------- 6. = 1,5°. ё6 = 3 3°; 6- - J,3°; бв — 9,3°; (6, -= б, = 4.6°; б:1 -= 3,1°; <>«
- 1,2°)
142
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
увеличивается на Л/<П1.1Х 3,0. Отклонение задних сегментов на
малые углы (65 — 0,7°; 66 = 1,5°; 67 = 2,2°; = 2,1 при откло-
нении передних сегментов на 6Т = 12,7 е; 62 = 4,6°; б3 = 3,Г и 64 “
— 1,2°) и на большие углы (65 — 1,5°; 6е =- 3,3°; 6 7— 4,3°; б8 =
-= 9,3*' прн отклонении передних сегментов на 6j = !2,8 ; 62 - 4,6°;
83 3,1 и 64 = 1,2°) вызывает увеличение подъемной силы и мо-
мента тангажа, практически одинаковое в исследованном диапазоне
углов атаки. Одновременно с этим происходит увеличение сопротив-
ления в области малых значений сца < 0,3 ,.. 0,45 н уменьшение ло-
бового сопротивления в области больших значений ci/a. Поэтому
значения К111ах перемещаются в область больших углов атаки, соот-
ветствующих большим значениям подъемной силы, необходимой для
совершения маневра. На этих режимах, как видно нз рис. 3.48,
досгигаются существенные приращения аэродинамического качества.
Следует заметить, что прн оптимальной кривизне, достигаемой
вследствие отклонения передних н задних сегментов, форма задней
кромки крыла (или иными словами форма его круткн) сравнительно
мало влияет на прнращенне аэродинамических характеристик. Ис-
следования также показали, что улучшение маневренных характе-
ристик может быть достигнуто при меньшем количестве отклоняе-
мых сегментов на передней н задней кромках крыла.
Наконец, комбинация кривизны н крутки передней и задней кро-
мок н связанное с этим оптимальное распределение циркуляции
по хорде и размаху способствуют затягиванию срывных явлений и
начала бафтинга на большие значения подъемной силы. В проведен-
ных исследованиях коэффициент подъемной силы, соответствующий
началу бафтинга, возрастал от 68 ?о до больше чем 100 %, что имеет
большое значение прн совершении маневра на больших дозвуковых
скоростях. Иными словами, самолет с таким крылом может летать
на больших высотах или с меньшими скоростями, причем обеспечи-
вается заблаговременное предупреждение о близости ерьшного ре-
жима.
Такое адаптивное крыло может работать при следующих усло-
виях:
1) управление кривизной профиля в крейсерском полете для
обеспечения максимального аэродинамического качества;
2) непосредственное управление подъемной силой;
3) управление нагрузками прн маневрах. Из-за большой кривизны
профиля центральной части крыла можно обеспечить большую подъ-
емную силу без увеличения изгибающих моментов;
4) ослабление нагрузок от ветровых порывов, н следовательно,
повышение усталостного ресурса и улучшение комфортабельности
полета;
5) управление по крену без применения элеронов путем асим-
метрического изменения кривизны профиля левой н правой консолей
крыла.
Есть основания предполагать, что такое адаптивное крыло
будет иметь аэродинамическое качество на 20 % больше, чем сверх-
критнческое крыло. Плавное изменение кривизны профиля с по-
143
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
мощью гибких передних и задних частей крыла позволяет надеяться
на реализацию ламинарного безотрывного обтекания верхней по-
верхности крыла, что может существенно улучшить летные харак-
теристики самолета. Кроме того, адаптивное крыло может способст-
вовать полету с отслеживанием рельефа местности благодаря изме-
нению угла наклона траектории без изменения угла атаки. Умень-
шение ветровых нагрузок н контроль маневренных нагрузок снизит
«тряску» и усталостные нагрузки. Однако создание адаптивного
крыла требует решения ряда проблем прочности, аэроупругости и
применения резервированной автоматической системы.
3.4. МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА МАЛОГО УДЛИНЕНИЯ
Большие дозвуковые и сверхзвуковые скорости полета могут быть достигнуты
(при наименьшей затрате мощности) на самолете с крылом малого удлинения, кото-
рое имеет большой угол скоса передней кромки и малую относительную толщину.
Однако крылья малого удлинения характеризуются недостаточными для практи-
ческих целей несущими свойствами на углах атаки, соответствующих нормальным
условиям взлета и посадки. Вследствие этого практическое использование крыльев
малого удлинения долгое время представлялось затруднительным.
В тех немногочисленных исследованиях, которые были проведены, не было
сделано попыток существенного увеличения подъемной силы при помощи механи-
зации, а также определения того, в какой мере ее эффективность связана с удлине-
нием и какие виды механизации наиболее целесообразно применять на крыльях
малого удлинения. Отсутствовали также не только достоверные теоретические реше-
ния по аэродинамике крыльев малого удлинения и а больших углах атаки, ио и
какие-либо систематические аэродинамические исследования их. Постановка задач
и ряда вопросов, которые возникали в ходе исследований, усложнялась тем, что
обтекание крыльев малого удлинения на больших углах атаки в отличие от обтекания
обычных прямых крыльев оказывалось существенно более сложным.
Все эти условия заставили провести вначале достаточно широкие эксперимен-
тальные исследования крыльев малого удлинения на больших углах атаки с целью
выявления особенностей их обтекания и особенностей аэродинамических характе-
ристик. После этого были проведены исследования различных видов механизации
крыла малого удлинения, на основе которых разработаны и выбраны наиболее
рациональные виды.
Последовательное решение указанных задач позволило в конечном итоге перейти
к разработке механизации крыла малого удлинения скоростного самолета. В ре-
зультате осуществления этого, последнего, этапа исследований были разработаны
аэродинамические компоновки самолетов с крыльями малого удлинения, механиза-
ция которых обеспечивала необходимые несущие свойства на взлете и посадке.
3.4.1. Влияние удлинения крыла иа эффективность
механизации
Рассмотрение зависимое гей изменения коэффициента подъемной
силы с ростом угла атаки показывает, что, несмотря на высокие
значения cVlkinax, которые могут быть использованы при нормальной
схеме самолета, подъемная сила крыльев малого удлинения на углах
атаки, соответствующих посадке, оказывается недостаточной. Вслед'
ствне этого механизация крыльев малого удлинения приобретает
решающее значение для их практического использования.
Еще до начала исследований несущих свойств крыльев малого
удлинения автором настоящей работы было предложено, что увели-
144
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.49. Влияние удлинения прямоугольного крыла (с = 9 %) на эффективность
выдвижного щелевого закрылка с хордой Ь3 = 0,46 при его отклонении на б3 =
= 30°:
----------X 5:-----------------X = 3: —--------- X = 2
ченне подъемной силы крыла должно осуществляться с помощью
закрылков, расположенных по всему размаху крыла с элеронами,
расположенными на закрылках.
Чтобы выяснить, в какой мере удлинение крыла влияет на эф-
фективность механизации, распространенной на весь размах, были
поставлены опыты на прямоугольных крыльях с относительной
толщиной профиля с = 9 %, имеющих удлинение А = 5; 3 и 2.
На этих крыльях испытывались простые щитки‘(6Щ 20 и 30 %),
скользящие щитки (бИ1 - 30 %), выдвижные щелевые закрылки
-= 25 и 40 %) и двойные выдвижные щелевые закрылки (основной
закрылок, д( - 40 % и дополнительный закрылок, 6, 35 %).
Часть результатов этих исследований приведена на рис. 3.49.
Из сравнения завнснмостей, приведенных на графике, видно,
41 о уменьшение удлинения крыла сопровождается некоторым умень-
шением прнращення подъемной силы АсГЛТ, вызванного отклонением
ВЬ1Двнжных щелевых закрылков (63 = 40 %) прн а - 0. Однако
пРи больших углах атаки уменьшение Асуа оказывается существенно
^еныпнм даже прн сравнении крыльев с Л 5 н 2. В частности,
величина удлинения крыла (в испытанном диапазоне) не оказывает
существенного влияния на приращение с^тах- Эго связано с 1ем,
145
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
что уменьшение удлинения крыла сопровождается, с одной стороны,
увеличением акр, а с другой, из-за уменьшения с^а сопровождается
увеличением Аа0 при отклонении механизации.
Известно, что чем эффективнее механизация крыла, расположен-
ная на его задней кромке, тем больше уменьшается величина а,,.
При большой эффективности механизации значение может ока-
заться меньше величины посадочного угла атаки самолета, что,
естественно, недопустимо при его пилотировании. Это обстоятельство
может быть изменено путем применения предкрылков, которые
вследствие затягивания отрыва существенно увеличивают значе-
ние авр.
В случае применения крыльев малого удлинения (X < 2) значе-
ния аир оказываются существенно большими, чем для крыльев обыч-
ного удлинения (X > 5). Поэтому использование эффективных
видов механизации в этом случае не угрожает уменьшением значе-
ний а,.р, меньших посадочного угла атаки.
Величина максимального аэродинамического качества крыла,
с отклоненной механизацией при уменьшении удлинения падает из-за
увеличения профильного и индуктивного сопротивления.
Величина приращения момента тангажа (Ат, при заданном
угле атаки), вызванная отклонением механизации, уменьшается при
переходе от удлинения прямоугольного крыла с X - 5 к крылу
с X 2. Это означает, что уменьшение удлинения прямоугольного
механизированного крыла сопровождается перераспределением на-
грузки по его хорде. Область передней кромки нагружается боль-
ше. Следовательно, отклонение того нли иного вида механизации,
расположенной в области задней кромки, будет сопровождаться
меньшим приращением момента на пикирование, чем на крыле обыч-
ного удлинения.
Из проведенных исследований следует, что наиболее эффективные
виды механизации крыла обычного удлинения оказываются также
наиболее эффективными и для крыльев малого удлинения. Кроме
того, сравнительно небольшое уменьшение Асуп при переходе
к меньшим удлинениям компенсируется увеличением aF[). В итоге
можно считать, что на взлетно-посадочных углах атаки на крыле
малого удлинения с помощью дополнительных средств можно полу-
чить эффективность механизации того же порядка, что и на крыле
обычного удлинения.
3.4.2. Влияние формы крыла в плайе
иа эффективность механизации
На основе результатов исследований различных видов механиза-
ции на крыльях различного удлинения были разработаны специаль-
ные выдвижные щелевые закрылки, распространенные на весь
размах, геометрические параметры которых выбирались с учетом
специфики обтекания крыла малого удлинения со скошенной переД'
ней кромкой. Особенность этих закрылков заключалось в том, чТ0
будучи распространенными на весь размах крыла малого удлинения
146
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
они имели постоянную абсолютную хорду, что соответствовало уве-
личению величины относительной хорды к концам крыла.
Известно, что крыло малого удлинения с сильно скошенной не-
редней кромкой на взлетно-посадочных углах атаки обтекается
пространственным потоком с образованием интенсивного вихревого
движения вдоль его передней кромки. Это обстоятельство, увеличи-
вая энергию потока, предохраняет концевую часть крыла от пре-
ждевременного его отрыва от поверхности крыла. Поэтому можно
допустить, чтобы у закрылка, распространенного на весь размах
крыла малого удлинения, были бы большие углы отклонения в кон-
цевых его частях нлн относительная хорда увеличивалась бы к концу
крыла, без возникновения отрыва потока от его поверхности. Но
поскольку угол отклонения закрылка остается вдоль размаха по-
стоянным, то «запас» по отрыву с его поверхности позволяет распо-
лагать на нем элероны, не опасаясь того, что они будут находиться
в сорванном с поверхности закрылка потоке.
Выводы об особенностях обтекания выдвижных щелевых закрыл-
ков, распространенных на весь размах крыла малого удлинения,
подтверждаются исследованиями распределения давления. При за-
данном угле атаки отклонение закрылков на крыле малого удлине-
ния (так же, как и на крыле обычного удлинения) приводит к уве-
личению разрежения во всех точках верхней поверхности перед
закрылком. При этом на самом закрылке (при его отклонении от
основной части крыла) происходит такое же перераспределение дав-
ления, как и в случае перераспределения давления вдоль профиля
при увеличении угла атаки. Разница однако заключается в том,
что на концевых участках закрылка вдоль всей его хорды наблю-
дается более высокое разрежение.
Если рассматривать корневые и концевые сечения основной части
крыла перед закрылком, то оказывается, что в концевых сеченняхот-
клонение закрылка вызывает большее приращение разрежения, чем
в корневых сечениях. Это означает, что концевые участки выдвижных
щелевых закрылков, обладая повышенной эффективностью, способ-
ствуют большему увеличению подъемной силы в концевых участках
крыла малого удлинения. Отмеченные особенности наблюдаются
на всех крыльях малого удлинения с сильно скошенной передней
кромкой.
Наконец, следует отметить, что приращение подъемной силы,
вызванное отклонением закрылков на крыле малого удлинения, прак-
тически не зависит от числа Re в исследованном диапазоне от 2ПО6
до 12 ПО6.
Сравнительные испытания разработанных выдвижных щелевых
закрылков были проведены на ряде крыльев малого удлинения, име-
вших различную форму в плане (рис. 3.50).
На дополнительной диаграмме рис. 3.50 приведены результаты
обработки большого количества крыльев малого удлинения различ-
ной формы в плане (сплошная кривая) с выдвижными щелевыми за-
крылками, распространенными па весь размах (6d — 25 ), и стрело-
нндных крыльев обычного удлинения с механизацией, распростра-
J47
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.50. Влияние формы крыла в плане на эффективность выдвижных щелевых
закрылков, распространенных на весь размах:
-----------крыло 1 (X - 2; Т] = 4; хп> к = 45°: %3 •= — 11.5°, с -- 6 % );----кры-
ло 2 (?> - 2; Г[ - 4 хп к ~ 60°; Х3 к "= 2^,8°; с — 6 %);------крыло 3 (X = 1,16;
и <= 5.81; хп.н = 60°;4i.K = с 4.5 %)
ненной на часть размаха (пунктирная кривая). Как и следовало ожи-
дать, с уменьшением удлинения подъемная сила крыла с отклонен-
ными закрылками надает. Однако в данном случае благодаря высокой
эффективности закрылков распространенных на весь размах, у
крыльев малого удлинения коэффициенты подъемной силы на углах
атаки, соответствующих посадке, практически такие же, как у стре-
ловидных крыльев обычного удлинения с механизацией, распро-
страненной на часть размаха (до элеронов). Вел ичнна максимального
аэродинамического качества крыльев малого удлинения с закрыл-
ками, распространенными иа весь размах, оказывается практически
такой же, как у стреловидных крыльев. Иными словами, приме-
нение закрылков, распространенных на весь размах в качестве ме-
ханизации крыльев малого удлинения, придает последним несущие
свойства, не уступающие несущим свойствам стреловидных крыльев
обычного удлинения (с обычными видами механизации). Высокие
значения критического угла атаки крыльев малого удлинения с от-
клоненными на 63 — 25° закрылками делают их в условиях посадки
вполне безопасными.
Рассмотрение основных зависимостей, приведенных на рис. 3.50,
показывает, что форма крыла малого удлинения может оказывать
148
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
существенное влияние на величину приращения подъемной силы,
вызванного отклонением закрылков, в области посадочных углов
атаки. При этом прнращение Дс^ можег существенно зависеть как
от удлинения, так и от угла скоса передней кромки. Так, например,
при а — 15° отклонение закрылков на 25° на крыле, имеющем уд-
линение X = 2, угол скоса передней кромки = 45° и сужение
Л — 4, дает приращение &суа = 0,68. При тех же условиях увели-
чение угла скоса передней кромки до Хп.ь = 60° уменьшает при-
ращение коэффициента подъемной силы до величины Асуа — 0,38.
Такое сильное уменьшение величины Дсуй в данном случае связано
не столько с увеличением угла скоса передней кромки крыла, сколько
с существенным (по сравнению с предыдущим случаем) увеличением
угла скоса передней кромки самого закрылка. Иллюстрацией к этому
может служить сравнение величин &суа для крыла с углом скоса
передней кромки к = 60°; сужением т| = 5,84, но со значительно
меньшим удлинением X 1,46. В этом случае сохранение угла скоса
передней кромки закрылков, как и в первом случае, даже в усло-
виях уменьшения удлинения крыла обеспечивает значительно боль-
шее приращение Дсуа = 0,55.
Влияние угла скоса передней кромки того или иного вида меха-
низации было также отмечено выше при анализе ее эффективности
на стреловидном крыле обычного удлинения. Таким образом, эф-
фективность механизации, зависящая от формы крыла в плане,
в большой мере также связана и с ее собственными геометрическими
параметрами как на крыле обычного удлинения, так и на крыле ма-
лого удлинения.
3.4.3* Влияние геометрических параметров
механизации на аэродинамические характеристики
крыла малого удлинения
Весьма важным аэродинамическим и конструктивным параметром
закрылков является величина их хорды или площади. Влияние этого
параметра иллюстрируется результатами испытаний при числе
Кеслх = 2,65-ю6 модели с крылом малого удлинения, геометри-
ческие параметры которого были следующими:
Удлинение крыла X................................................
Сужение крыла Т].................................................
скоса передней кромки Хп.к .................................
Ьтол^скоса задней кромки Хз.к ...................................
Относительная толщина крыла с:
при z = 0,23 .................................................
при z = 0,50 .................................................
при z = 1,00 .................................................
утносптельная площадь большого закрылка ...............
Относительная площадь малого закрылка S3/SH*.....................
^ношение диаметра фюзеляжа к размаху крыла dll..................
1,46
5,84
60°
— 11° 30'
3,3 %
4,5 %
4,5 %
0,29
0,22
0,18
Отнесено к площади крыла без подфюзеляжной части.
149
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 3 51 Влияние площади выдвижного щелевого закрылка, распространенного
на весь размах на его эффективность в условиях крыла малого удлинения (6г =
- 30е)
---------- Закрылки нс отклонены, --------------- закрылок с малой хордой
— —-------закрылок с большой хордой
Хорда закрылков была постоянна по размаху и у большого
закрылка равнялась концевой хорде крыла, а у малого составляла
69,5 % концевой хорды крыла. Ширина щели между основной частью
крыла и закрылком с большой хордой равнялась 0,047 хорды за-
крылка, а у закрылка с малой хордой •— 0,052 хорды малого за-
крылка.
Испытания, проведенные при различных углах отклонения за-
крылков, показали, что иа взлетно-посадочных углах атаки сущест-
венное увеличение приращения Асуа = f (б3) происходит до угла
отклонения закрылка 30°. При угле отклонения, большем 30°,
приращение Асуа либо начинает замедляться (для закрылков с боль-
шой хордой), либо падать (для закрылков с малой хордой). Кро^
того, при углах отклонения закрылков (в особенности при большой
хорде) - 30е и больше происходит заметное нарушение линей-
ности зависимости c(fQ - f (а) в области больших углов атаки, что
свидетельствует о существенном изменении обтекания как закрылка,
1ак и самого крыла. Таким образом, на крыльях малого удлинения
с Z 1,5 не следует отклонять закрылки на угол, больший
= 30- (рис. 3.51).
Обработка большого количества испытаний показала, что опШ'
мальная (по величинам и /Стач) средняя величина щели межд^
основной частью крыла малого удлинения и отклоненным иа 30
закрылком равняется 5 ?о его хорды.
150
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Отклонение закрылков на углы 63 30° сопровождается умень-
шением величины Однако так же, как и для крыльев обычных
удлинений, отклонение закрылков иа малые углы (6t 5 ) способ-
ствует увеличению /<тах н может быть использовано при совершении
соответствующих маневров. При этом целесообразно отклонять
и предкрылки
Кроме выдвижных щелевых закрылков на том же крыле были ис-
следованы простые закрылки (без щели, с фиксированной осью вра-
щения). Они имели различную форму в плане и распространялись
на весь и часть размаха крыла. При этом закрылки, распространен-
ные на весь размах, были выполнены в трех вариантах, имеющих
различные углы скоса оси вращения* Хг». i —И>5 (параллельно
задней кромке); Хо. п = 0 и х . и 11,5°. Каждый из этих вариантов
имел два значения относительной площади — 0,212 п 0,106,
Кроме того, закрылок с Хо. в = 0° был распространен на весь раз-
мах (S4/S — 0,212 и = 1,0) и на часть его (It = 0,6 и S,/Sb -=
— 0,118). Исследования показали, что наибольшее приращение
Дсуа и наибольшее значение КП1ач имеет место при отклонении за-
крылка с осью, параллельной задней кромке крыла (х<>. н — —1 1,5 ).
Два других закрылка (Хо. h = 0° и х<. « — П,5е) имеют меньшую эф-
фективность. При одинаковых площадях закрылков с различными
углами скосов осей вращения у закрылка с осью, параллельной
задней кромке, большая относительная площадь сосредоточена в кон-
цевой части крыла. То, что при отклонении этого закрылка возни-
кает большее приращение Лгд.,, подтверждает ранее сделанный
вывод о концевых участках закрылка, обладающих (в условиях
крыла малого удлинения с сильно скошенной передней кромкой)
большей эффективностью, чем корневые. Наибольшее приращение
( при отклонении закрылков с осью, параллельной задней кромке,
сопровождается большим увеличением коэффициента момента mz
крыла.
Распространение закрылка на весь размах (рис. 3 52) сопрово-
ждается увеличением его эффект ив иости. Увеличение размаха закрыл-
ка/., от 0,6 до 1,0 повышает не только значение (иа 80—90 %),
но н значение ^пах. Последнее обстоятельство, по-видимому, связано
с тем, что при отклонении закрылка, распространенного иа часть
размаха, помимо вихревой системы, сходящей с концов крыла,
с торцов закрылков сходит вихревая система, увеличивающая инду-
ктивное сопротивление. В случае же закрылка, распространенного
На весь размах, его внешний торец совпадает с концом крыла. Две
ннхревые системы, сходящие с концов крыла и закрылков, слива-
ется в одну систему с меньшей суммарной интенсивностью, в ре-
зультате чего индуктивное сопротивление несколько уменьшается и
Качество увеличивается.
На модели с оперением форма закрылка в плане оказывает мень-
влияние иа его эффективность (в смысле несущих свойств),
Че^ на модели без оперения. Отрицательная подъемная сила опере-
Ния, которая зависит от утла скоса потока, уменыпае! разницу в ве-
личинах для закрылков различной формы в плане. Несколько
151
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.52. Влияние величины размаха нещелевого закрылка на его эффективность
в условиях крыла малого удлинения (ось закрылков перпендикулярна к оси фю-
зеляжа).
----------б = 0;------------6, - 25°. L = 1,0; - - - б- 25°, /„ = 05
3--------------------------О о О <5
большее влияние форма закрылка в плайе (так же, как площадь и
угол его отклонения) может оказывать на характер зависимости
mz = f (а) вследствие специфического изменения углов скоса потока
в области оперения.
Влияние отклонения закрылков на обтекание крыла малого уд-
линения практически не зависит от их типа, поэтому выводы, сде-
ланные из исследования крыла с простыми закрылками, можно рас-
пространить и на другие типы закрылков (например, на выдвижные
щелевые закрылки).
В качестве механизации относительно тонких крыльев малого
удлинения весьма привлекательной является идея совмещения кон-
структивной простоты простых закрылков с высокой эффективностью
щелевых закрылков. В связи с этим автором [2] были предложены
простые закрылки со щелью, образующейся при их отклонении (см.
схему иа рис. 3.52). Эти закрылки (так же, как и простые) враща-
ются относительно фиксированной оси, что обеспечивает им коН'
структивную простоту, свойственную простым закрылкам. Вокруу
той же оси вращаются створки закрылка, являющиеся составной
частью верхней и нижней его поверхностей. Когда закрылок не
отклонен, створки прижаты, и, располагаясь по контуру профиля»
они перекрывают пространство между носиком закрылка и его осью
вращения. При отклонении закрылка створка на его верхней поверх
ности отклоняется в ту же сторону, ио на меньший угол. Одновре'
152
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3 53. Основные аэродинамические характеристики крыла малого удлинения
с большой стреловидностью, снабженного механизацией передней и задней кромок
по всему размаху (6n.Hli2jM — 45°; 6п.Н5,б,7 — 60°)'
-----------б31, 2, 3— °°* 2, 3 ~ 10°’ б31, 2 3 "" 20°:
------631^343°°
менно с этим створка на нижней поверхности отклоняется в противо-
положную сторону, прижимаясь к верхней сгворке. При таком поло-
жении закрылка и створок (что должно обеспечиваться соответствую-
щей кинематикой механизма отклонения закрылка) образуется
плавная щель для протекания воздуха, благоприятно действующая
на обтекание закрылка. Благодаря этому отклоненный закрылок и
особенно его корневая часть обтекается без отрыва потока, что обе-
спечивает во всем летиом диапазоне углов атаки благоприятное те-
чение зависимости т2 — f (а) и достаточную для практических це-
лей подъемную силу крыла малого удлинения на углах атаки,
соответствующих посадке (см. зависимости на рис. 3.52).
Развитие компоновки крыла в сторону дальнейшего уменьшения
Удлинения и увеличения стреловидности требует применения наи-
более эффективных видов механизации. На рис. 3.53 приведены ре-
зультаты испытаний [47] крыла с удлинением А 1,8 и стреловид-
ностью по передней кромке, изменяющейся от х». к « 80° { в корне-
вой части крыла) доХп. к —F67° (в концевой части крыла). Испытания,
проведенные при числе ReCAX = 6,78-106 ... 13,85-106 указывают
на весьма малые значения коэффициента подъемной силы исходного
немеханизированиого крыла при взлетно-посадочных углах атаки.
Отклонение по всему размаху крыла простых закрылков и поворот-
153
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ных носков дает приращение = 0,2 (при а < 12°). Одновре-
менно с этим происходит увеличение максимальною аэродинамнче-
ского качества, которое обычно сохраняется пос юя иным до МЛ
0,9. Дальнейшее существенное увеличение подъемной силы такого
крыла на взлетно-посадочных режимах полета, может достигаться
путем применения видов механизации, в которых часть или вся
энергия двигателей самолета используется для улучшения его аэро-
динамических характеристик. К числу таких систем относятся:
системы управления пограничным слоем, в которых осуществля-
ется выдувание струй сжатого воздуха из узкой щели на крыле или
на поверхности закрылка;
струнный закрылок, образованный тонкой струей сжатого воз-
духа, выдуваемого из щели на задней кромке крыла;
эжекторный закрылок, в котором происходит увеличение рас-
полагаемой тяги вследствие эжектирования окружающего воздуха
первичной струей сжатого воздуха;
системы обдува струями реактивных двигателей верхней поверх-
ности крыла и щелевых закрылков и системы поперечного выдува
струй из осесимметричных сопел вдоль размаха крыла и закрылков.
Как было показано выше (см., например, рис. 3.3 и 3.4), исполь-
зование сложных видов многощелевой механизации позволяет полу-
чить на крыле обычного удлинения (Л = 10) максимальные значения
коэффициента подъемной силы суа 4 ... 5, а использование энер-
гетических систем обеспечивает значения суа >= 10. Однако при этом
происходит такое увеличение момента на пикирование, которое
сбалансировать обычными средствами представляется сомнительным.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
глава 4. Аэродинамика фюзеляжей
и корпусов
4.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Обычно фюзеляжи и корпуса летательных аппаратов представляют
собой тела вращения большого удлинения. Термин «фюзеляж» применяют к пило-
тируемым летательным аппаратам, к беспилотным аппаратам чаще всего применяют
термин «корпус». Пилотируемые летательные аппараты, как правило, являются
аппаратами многоразового применения, для которых «аэродинамичность» внешних
обводов имеет большее значение, чем конструктивная простота и технологичность.
Поэтому фюзеляжам стараются придать плавные формы контура. Беспилотные
летательные аппараты в большинстве случаев являются аппаратами одноразового
применения, для которых конструктивная простота и технологичность могут играть
первостепенное значение Поэтому в ряде случаев в контуре корпуса беспилотного
аппарата допускаются изломы образующих.
В данной работе в основном рассматривается [7] аэродинамика тел вращения
большого удлинения при небольших углах атаки *, применительно к фюзеляжам,
т. е. к телам с плавными очертаниями В некоторых случаях рассматривается
и аэродинамика корпусов в основном с целью иллюстрации влияния неплавного
изменения контура на характер обтекания и особенности аэродинамических харак-
теристик.
На практике встречаются самые разнообразные (сложные и простые) формы
фюзеляжей. Однако их объединяет то, что в большинстве случаев он и представляют
собой тела вращения сравнительно большого удлинения (хотя встречаются фюзе-
ляжи с некруговой формой поперечного сечения) При аэродинамической компоновке
фюзеляжей (гондол двигателей или корпусов) целесообразно рассматривать их со-
стоящими из трех участков носового, среднего и хвостового, или кормового
(рис. 4.1).
Аэродинамические характеристики фюзеляжей зависят не только от их гео-
метрических параметров, но и от условий и режимов обтекания. Так, например,
условия обтекания фюзеляжа зависят от того, где на нем расположено крыло или
оперение, где расположены вход и выход из двигателя и т. д. Кроме того, фюзеляжи
могут обтекаться воздухом в широком диапазоне уч лов атаки и чисел Моо и Re.
При этом если в обычных случаях горизонтального полета, взлета и посадки углы
атаки могут изменяться в диапазоне от
О до 15°, то на режимах маневра они
могут доходить до 40—50°t а на режимах
Штопора — до 90°, т е. соответствовать
поперечному обтеканию.
При проектировании фюзеляжей и
гондол двигателей необходимо обеспе-
чить малое сопротивление, свести до
Минимума вредную интерференцию с кры*
лом или оперением н в определенных
СлУчаях подвести к двигателям воздух
с наименьшими потерями. Эти же задачи
м°гут стоять и при проектировании
* Аэродинамические характеристики
ел вращения большого удлинения прн
j’MepelinbIx и больших углах атаки рас-
Мотрены в работе [5].
Рис 4 1. Схема геометрических пара*
метров тел вращения типа фюзеля-
жа (а) и корпуса (б)
1 -- носовая часть 2 — iредняя частью
кормовая часть
155
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
корпусов. Однако в последнем случае могут добавиться задачи обеспечения наи-
меньшего перемещения центра давления, уменьшения местных (стационарных и
нестационарных) нагрузок и пр.
4.2. ОСОБЕННОСТИ ОБТЕКАНИЯ ТЕЛ ВРАЩЕНИЯ
БОЛЬШОГО УДЛИНЕНИЯ
Для анализа обтекания фюзеляжа целесообразно рассмотреть
простейший случай — обтекание тела вращения большого удлине-
ния- Поток, омывающий поверхность тела вращения, можно условно
представить как сумму двух течений — продольного и поперечного.
В зависимости от угла атаки характер обтекания будет формироваться
тем нли иным направлением течения. При малых углах атаки обте-
кание в основном будет определяться продольным течением, а при
больших углах атаки — поперечным.
При нулевом угле атакн и правильной круговой форме соот-
ветствующих участков обтекание поперечных сечений будет отли-
чаться только толщиной и состоянием пограничного слоя. Если в носо-
вых участках может быть ламинарный пограничный слой и малая его
толщина, то по мере удаления сечения от носовой части толщина
этого слоя будет нарастать, а характер его может быть турбулент-
ным. При возникновении угла атаки осесимметричный характер об-
текания будет нарушаться. Уже в носовой части тела вращения вслед-
ствие поперечного течения воздух с наветренной стороны будет
перетекать на подветренную сторону, способствуя тем самым увели-
чению толщины пограничного слоя в центральных (продольных)
сечениях подветренной стороны (см. рис. 4.2). В этом месте поверх-
ности скорость поперечного_течения будет замедляться и создавать
условие для отрыва потока с боковых сторон. И действительно, как
показывают"измерения распределения давления в поперечном се-
чении,"на некотором расстоянии от носа начиная-с определенной
точки, расположенной вблизи боковой образующей’цилиндрической
части тела вращения, давление перестает изменяться и остается
практически постоянным вплоть до верхней образующей цилиндра
на подветренной стороне. То, что давление не восстанавливается,
объясняется торможением скорости в пограничном слое с последу-
ющим его отрывом с боковых сторон тела вращения, в результате
чего на подветренной стороне образуется зона отрыва течения с дав-
лением, близким к постоянному.
Непрерывно утолщающийся по длине тела пограничный слой
отрывается вдоль линии отрыва и непрерывно сносится по потоку»
сворачиваясь^в интенсивные вихревые жгуты, расположенные иа
боковых сторонах тела вращения (рис. 4.2). Расстояние от носа, иа
котором начинается отрыв пограничного слоя xCt р и сворачивание
вихревых жгутов, в значительной степени зависит от угла атаки,
а так как это явление (как всякий отрыв) вызывается градиентами
давления, то на положение начальной точки образования вихрси
оказывают влияние числа Re, М;Х) и форма тела.
Из анализа распределения давления по различным поперечным
сечениям [5, 401 и фотоснимков спектров обтекания было получено
156
www.vokb-la.spbли - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.2. Схема обтекания тела вращения
большого удлинения при малых углах атаки:
1 — утолщение пограничного слоя на подветрен-
ной стороне; 2 — отрыв пограничного слоя; ,? —
сворачивание оторвавшегося пограничного слоя
Рис. 4.3. Положение начала отрыва погра-
ничного слоя в зависимости от угла атаки и
числа Mt»:
1 — по исследованиям распределения давления;
2 — по оптическим исследованиям; 3 — цилиндр
с оживальной головной частью
примерное положение по длине цилиндрической части модели точки
отрыва потока и начала образования вихревой системы за моделью.
Как видно из графиков на рис. 4,3, положение начала отрыва потока
с подветренной стороны тела вращения значительно зависит от
числа Моо. По мере увеличения числа Мто положение начала отрыва
потока при одном и том же угле атаки смещается по длине модели
вперед, ближе к головной ее части. Более интенсивно положение
начала отрыва с подветренной стороны перемещается при около-
звуковых скоростях.
Изложенные выше особенности обтекания тел вращения большого
Удлинения при малых углах атаки следует иметь в виду при рассмо-
трен ии аэродинамических характеристик фюзеляжей и корпусов,
в особенности, со всякого рода надстройками и прилегающими по-
верхностями (крыло, оперение). Дело в том, что в зависимости от
Расположения их относительно линии отрыва и сворачивания вихре-
вых жгутов на них могут возникать дополнительные силы и моменты.
4.2.1. Распределение давления по иосовой части
Носовая часть фюзеляжа самолета или корпуса беспилотного
аппарата благодаря своей форме может в большей мере влиять на
Уммариые аэродинамические характеристики. Это связано с тем, что
157
www.vokb-la.spb.iu - Самолёт своими руками?!
в носовой части обычно имеет место наиболее сильное изменение
формы контура, что влечет за собой изменение аэродинамической
нагрузки и аэродинамических характеристик. Если к носовой части
примыкают другие детали летательного аппарата (крыло, воздухо-
заборники реактивных двигателей и пр.), то изменение аэродинами-
ческой нагрузки на носовой части в определенной степени может рас-
пространяться и на них.
При малых углах атаки на распределение давления и аэродинами-
ческие нагрузки по контуру тела вращеиия большого удлинения су-
щественное влияние оказывает число Мм.
Простейшей формой осесимметричного тела является сочетание
носового конуса с расположенным за ним цилиндром. Такие формы
представляют большой интерес для исследования в связи с тем, что
на них наблюдаются наиболее сильные изменения распределения
давления, подверженные влиянию вязкости и сжимаемости. По
углам атаки и числам М™ основные изменения давления происходят
в области конической носовой части и в области перехода конуса
в цилиндрическую часть. На рис. 4.4 и 4.5 приведено распределение
давления в меридиональной плоскости по носовой части с полууглом
при вершине 10 и 20° и цилиндрическому участку модели 15, 51 ].
Излом контура в месте соединения конуса с цилиндром не может
безотрывно обтекаться идеальным несжимаемым газом. В реальном
газе наличие пограничного слоя «сглаживает» излом контура и при
малых углах конуса дозвуковой поток получает возможность без-
отрывно обтекать область соединения конуса с цилиндром, увеличи-
вая при этом местную скорость, о чем свидетельствует наличие
пика разрежения на рис. 4.4 и 4.5. Увеличение угла носового
конуса, естественно, будет сопровождаться еще большим разгоном
скорости в этой области и может привести к отрыву дозвукового
потока.
При увеличении скорости набегающего потока именно в этой
области будет достигаться сверхзвуковая скорость и формироваться
местная сверхзвуковая зона с замыкающим ее прямым скачком уплот-
нения. Последнее обстоятельство с наличием торможения скорости
за прямым скачком уплотнения также будет способствовать образо-
ванию отрыва.
Рассмотрение эпюр давления на цилиндрическом участке за из-
ломом, а также исследование спектров обтекания подтверждают
наличие местного отрыва потока с последующим его присоединением
при обтекании тела дозвуковым потоком Так, например, для случая,
изображенного на рис, 4.5, при ЛЕ» 0,7 срыв возникает от точки
излома контура (рис. 4,5, а). При этом может быть достигнута мест-
ная скорость звука, но местная сверхзвуковая зона пока не образу-
ется, и скачка уплотнения может не быть. При 0,8 уже об'
разуется местная сверхзвуковая зона (см. рис, 4.5, б), в результате
чего излом обтекается уже сверхзвуковым потоком и область сры^3
перемещается вниз по потоку. Образующаяся при этом кольцевая
область отрыва оказывается неосесимметричной, что является есте-
ственным, так как положение линий отрыва и присоединения суШе
158
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.4. Распределение давления по
длине цилиндрического тела с носовым
конусом (05 = 10 ) при а = 0 и раз-
личных числах Мо©
Рис. 4.5. Распределение давления по
передней части цилиндрического тела
с носовым конусом (05 — 20°) при а =
— О и различных числах Моо.*
0—14^^0,52; Rerf = 1,41 - 10«; • —
Мто = 0t84; = 1,91. 10е; 0 - - -
= 0,94, Rerf = 2,01* 10е
ственно зависит от возмущений набегающего потока и положения ска'
чка уплотнения, замыкающего местную сверхзвуковую зону. По-
скольку возмущение в набегающем потоке и положение скачка явля-
ются нестационарными, то изменения границ отрыва и присоедине-
ния, формы и объема срывной зоны приводят к возникновению пуль-
саций давления в области отрыва (о которых более подробно расска-
зано ниже).
Следует иметь в виду, что наличие пика разрежения, местных
сверхзвуковых зон и зон отрыва в сочетании с пульсациями давления
в области соединения конуса с цилиндром могут при больших до-
звуковых скоростях приводить к расчетным случаям для местной
прочности корпуса с изломом контура.
Дальнейшее увеличение скорости набегающего потока приводит
к Распространению сверхзвуковой зоны вниз по потоку при одно-
сменном ослаблении интенсивности замыкающего скачка уплот-
нения. В результате этого область за изломом контура освобождается
От срыва. Образуется бессрывное обтекание тела, характерное для
сверхзвуковых скоростей.
Величины давления на конической части тела близки к давлению
изолированному конусу. За местом перехода конической части
^индру давление весьма быстро выравнивается, стремясь к ве-
1т1ине Статического давления в невозмущениом потоке. При доста-
159
www.vokb-la.spb.rii - Самолёт своими руками?!
Рис. 4,6. Распределение давления по наветренной и подветренной стороне перед-
ней части цилиндрического тела с носовым конусом (0s = 20°) при а — 10° и числах
Мо© = 0,52 и 0,94:
подветренная сторона О ] 0 Д 1 а _ . дС
наветренная сторона • J — ' Д J 1
точно развитом сверхзвуковом потоке (Мх 5* 2) давления на кони-
ческой части скачком переходит к давлению на цилиндрической
части Jcm. рнс. 4.4), которое близко к статическому давлению невоз-
мущенного потока. Уменьшение удлинения цилиндрической части
тела не оказывает заметного влияния на распределение давления
по его длине до тех пор, пока длина цилиндрического участка ие
становится соизмеримой с расстоянием, на котором происходит
выравнивание давления за местом сочленения конуса с цилиндром.
Притупление конической носовой части вызывает изменение дав-
ления только в области самого пршупления и практически ие влияет
иа цилиндрический участок юла. Даже существенное изменение
формы переднего участка носовой части оказывает сравнительно
небольшое влияние на давление по длине цилиндрического участка
и распространяется иа 2—3 диаметра, за головной частью. Наличие
небольших значений углов атаки (ос < 10°) несколько изменяет
величины давления по длине наветренной и подветренной СТОР?Н
тела вращения, однако, характер его изменения по числам
остается неизменным (рис. 4.6).
Рассмотренное выше обтекание тела вращения с изломом коитуР**
является весьма характерным для малых углов атаки. Особенное?
160
www.vokbla.spb.ru - Самолет своими руками п
этого течения связана с тем, что в зонах нестационарного обтекания,
возникающих обычно в местах изломов контора тела вращения,
имеют место cymeci венные по амплитуде и частоте колебания дав-
ления, Эти колебания нли, точнее, пульсации давления, могут быть
связаны со следующими случаями обтекания прн трансзвуковых ско-
ростях, которые схематически изображены на рис. 4.7. Случай а
соответствует колебаниям давления в срывной области, образовав-
шейся у излома контура тела вращения. Случай б наблюдается при
нестационарном чередующемся срыве, при котором оторвавшийся
от поверхности поток вновь к ней присоединяется и вновь отрыва-
ется. Случай в имеет место в течениях с пульсирующим скачком,
благодаря перемещению которого непрерывно изменяется зона от-
рыва и точка начала отрыва. Случай г соответствует колебаниям дав-
ления в присоединенном к телу пограничном слое. Ряд исследований
показывает, что для второго и третьего случая характерны наиболее
сильные колебания давления (исследования 155] были проведены
прн числе Rerf 0,27-106 ... 0,43-106).
Возникновение сильных пульсаций давления, вызванных отры-
вом течения и взаимодействием скачка уплотнения с пограничным
слоем, в условиях реального летательного аппарата может сопро-
вождаться колебаниями всей конструкции и разрушением некоторых
ее элементов.
Исследования величины давления (5] непосредственно за изло-
мом контура (0,5d от излома) на цилиндрическом теле с конической
носовой частью показали, что в определенном интервале чисел Мх
ис. 4 7^ Схемы некоторых режи-
.Ов обтекания тела вращения с ко-
ической носовой частью при
Рзнсзвуковых скоростях
Рис. 4 8 Зависимости коэффициентов давле-
ния от числа Мао для различных углов атаки
цилиндрического тела вращения с кониче-
ской носовой частью
6
Петров К П
161
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 4.9. Разница между коэффициен-
тами статического давления вдоль ци-
линдрической образующей, измерен-
ная при значениях чисел Мео, меньших
и больших диапазона чередующегося
срыва
Рис. 4 10. Среднее положение прямо-
го скачка уплотнения вдоль цилиндри-
ческой образующей для тех чисел Моо,
при которых наблюдается устойчивое
л р исоед и некие потока:
/ — местная сверхзвуковая зона; 2 — пря-
мой скачок уплотнения О — в — Г 5°;
- в = 25°
имеют место разрывы в зависимости ср — f (МД Иными словами,
на цилиндрической части непосредственно за изломом контура ве-
личина давления сильно колеблется. По зависимостям, приве-
денным на рис. 4.8, можно приближенно определить интервал чи-
сел Моо, в котором течение оказывается нестационарным. Эти ин-
тервалы чисел Моо на графике отмечены соответствующими обозна-
чениями. В отмеченных пределах давление пульсирует, что свиде-
тельствует о периодическом изменении характера обтекания, при
котором в одном случае поток оказывается присоединенным к по-
верхности тела, а в другом — оторванным от поверхности в месте
излома образующей. В тех же исследованиях обнаружено, что увели-
чение угла конуса создает условия для появления чередующегося
обтекания при более высоких числах Влияние угла атаки иа
изменение характера потока, обтекающего тело, подобно влиянию
угла при вершине у носового конуса. При этом подветренная сторона
цилиндрической части модели оказывается аналогичной модели
с конусом, имеющим большой угол при вершине, в то время как на-
ветренная сторона цилиндрической части аналогична случаю модели
с меньшим конусом.
Разница между коэффициентами статического давления по длине
модели, измеренная при числах М^, меньших или больших того
интервала М^, при котором происходит чередующиеся изменение
характера обтекания со срывом и присоединением, приведена
рнс. 4.9. Там же приведены зачерненные точки, полученные и
1G2
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
0,82 0,80 0,98 0,86 0,90 (02
Рис. 4.11. Колебания коэффициента давления в области расположения прямого
скачка уплотнения
измерений максимальных значений пульсирующего давления по за-
писям осциллографа. Сравнение экспериментальных точек указы-
вает иа соответствие значений полученных по статическим
измерениям давления и измерениям пульсаций давления при неста-
ционарном обтекании модели. Таким образом, на основании распре-
деления статического давления можно определить область модели
тела вращения, подверженной неустановившимся нагрузкам, число
Мое невозмущеииого потока, при котором это может происходить,
и величину амплитуды этих нагрузок.
Чередование срыва и присоединения потока к поверхности тела
является стационарно беспорядочным процессом. В ряде случаев
можно наблюдать колебание давления в виде волны прямоугольной
формы. При определенных геометрических параметрах модели, пара-
метрах набегающего потока и состоянии пограничного слоя в явле-
нии чередующего срыва можно наблюдать гистерезис. Иными сло-
вами, интервал чисел Моо, в котором чередуется срыв и присоедине-
ние потока, может изменяться в зависимости от того, увеличивается
ли скорость набегающего потока или уменьшается. В исследованных
случаях отрыва и присоединения потока наибольшая энергия на-
блюдается в низкочастотной области спектра.
При увеличении скорости свыше рассматриваемого диапазона
(т. е. при числах М^, при которых наблюдается устойчивое присое-
динение потока) скачок уплотнения, замыкающий зону местных
сверхзвуковых скоростей, располагается иа цилиндрической части мо-
дели. Типичная зависимость среднего его положения на цилиндре с
конической носовой частью приведена на рис. 4.10. Зачерненные точки
соответствуют аналогичному режиму, приведенному иарис. 4,9. В об-
ласти расположения скачка уплотнения имеет место резкий перепад
Давлений, поэтому отклонение скачка от своего среднего положения со-
провождается резким изменением давления и а поверхности модели в
этой области (рис. 4,11). Здесь в этой области (перед и за скачком уп-
лотнения) наблюдаются относительно малые колебания давления.
6* 163
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 4.12. Энергетические спектры коле-
бания давления для числа Мео, соответ-
ствующего максимальному перепаду для
заданной точки вдоль цилиндрической
образующей (М
= 0,5)
= 0,906 ; 0 = =
ствовать как механизм
ия
Энергетические спектры коле-
бания давления представлены
на рис. 4.12 для числа М<ю, со-
ответствующего максимальным
колебаниям давления, приве-
денным на рис. 4.11. Для обоих
диапазонов частот энергетиче-
ские спектры похожи на спектры
колебаний давления в аэроди-
намической трубе. Поэтому
можно сделать вывод, что ска-
чок уплотнения реагирует на
возмущение потока воздуха в
трубе. Однако этот результат
не исключает возможных пуль-
саций скачка уплотнения иа
летательном аппарате в натур-
ном полете. Атмосферная тур-
булентность и вибрация лета-
тельного аппарата являются
двумя возможными возмуще-
ниями, которые могут дей-
пульсаций скачка уплотнения.
Следует заметить, что изложенные выше результаты исследований
являются далеко не исчерпывающими, так как относятся к конкрет-
ной модели и заданным условиям в аэродинамической трубе. Дело
в том, что явление чередующегося отрыва и присоединения потока
может зависеть от ряда причин. К таким причинам следует отнести
состояние пограничного слоя и связанное с этим влияние числа Re.
При ламинарном пограничном слое следует ожидать большее влия-
ние числа Re, чем при турбулентном. Другой существенной причиной
может быть влияние стенок трубы. Чем больше площадь ми де лева
сечеиия модели по сравнению с площадью поперечного сечения
рабочей части трубы, тем больше стеики искажают характер отрыва
и пульсаций давления. Особенно сильно это проявляется при транс-
звуковых скоростях.
Возникновение пульсаций давления на поверхности тела вращения
является особенностью ие только трансзвуковых скоростей. Они
могут возникать и при сверхзвуковых скоростях, хотя в последнем
случае причины и механизм явления оказываются несколько дру-
гими. Пульсации давления при сверхзвуковых скоростях [5, 22]
исследовались на цилиндрическом теле вращения с оживальной фор-
мой носа и коническим переходником в кормовой части модели
(рис. 4.13). Наличие турбулизатора иа носу модели позволило про-
водить исследования в условиях турбулентного пограничного слоя-
Среднеквадратичные величины пульсаций давления I сд, отнесен-
ные к скоростному напору q у различных авторов имеют общую тен-
денцию к уменьшению с 0,004 до 0,002 по мере возрастания числа AV
от 1,6 до 2,5 (см, рис. 4.13).
164
www.vokb-la.spb.in - Самолёт своими руками?!
Прн сверхзвуковых скоростях одним из характерных мест отрыва
потока является область поверхности тела вращения перед уступом.
На рнс. 4.14 показана схема течения иа поверхности модели перед
коническим уступом. Сопоставление схемы течения с распределением
давления вдоль модели (см. зависимость (р — p^)!q = f (х) иа
рис. 4.14) показывает, что величина статического давления в при-
соединенном пограничном слое (до точки отрыва) модели практиче-
ски совпадает со статическим давлением невозмущенного потока.
Перед точкой отрыва пограничного слоя, где находится косой ска-
чок уплотнения, имеет место резкое возрастание величины статиче-
ского давления, которое в области отрыва стремится к постоянной
величине. В точке излома контура модели (перед конической частью)
вновь наблюдается увеличение статического давления. Величины
среднеквадратичных пульсаций давления, отнесенные к скоростному
напору невозмущенного потока, изменяются вдоль тела вращения
в соо!ветствии с распределением статического давления. Из срав-
нения зависимостей (р — p&)/q и
I c?lq = f (х) на рис. 4.14 можно
видеть, что в местах наибольшего
градиента статического давления
возникают наибольшие величины
пульсаций давления. Кроме того,
Рис. 4 14. Сопоставление схемы тече-
ния с коэффициентами давления и
среднеквадратичными величинами
пульсаций давления перед уступом:
/ — границы пограничного слоя; 2 — от₽
соединенный скачок уплотнения, вызнан-
ный коническим уступом; 3 — раздели-
тельная линия тока, 4 — точка присоеди-
нения потока: 5 — область обратною теме*
ння; б — линия нулевых скоростей; 7 -г
точка отрыва
&
нс 4 13. Зависимость коэффициен-
та среднеквадратичной величины пуль-
СаЦий давления в зоне срыва от чис-
Моо:
рбулизатор (шероховатость n'd
CnJKeP и Э ил мен (Стей-
ер [Рубы). д - Белчер (летные д.1 иные),
(ст “ R1RTJieP и Лофср, А Вильямс
тРубы). Q - МА\ Рзрсг No,
* 11
Кб
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.15. Распределение давления по цилиндрическим телам с полусферической,
эллиптической и оживальной носовыми частями при а -- 0 и различных числах
Мео
в области срыва величина пульсаций давления практически постоянна
вдоль тела вращения, но значительно превосходит соответствующую
величину в присоединенном потоке. В тех же исследованиях установ-
лено, что в продольном направлении взаимноспектральные плотности
пульсаций давления могут быть выражены затухающими синусои-
дальными функциями. Корреляция пульсаций давления в присоеди-
ненном потоке оказывается существенно большей, чем в сорванном-
На рис. 4.15 приведены результаты исследований распределения
давления по телам с плавным изменением контура при переходе от
носовой к цилиндрической части (34, 351. Характер распределения
давления по телу с полусферической носовой частью так же, как и
по телу конус—цилиндр, имеет пик разрежения в месте соединения
носовой части с цилиндрической с резкими градиентами давления
в начале цилиндрической части. Эти обстоятельства, аналогично
случаю, рассмотренному выше, могут быть причиной возникновения
166
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
отрыва потока (с последующим присоединением) в области носовой
части при больших дозвуковых скоростях. При более плавных но-
совых частях (эллиптическая и оживальные формы), имеющих и
большее удлинение, характер распределения давления меняется.
Пик разрежения становится существенно меиьшим и отсутствуют
большие градиенты давления. Естественно, что тела с такими фор-
мами носа обтекаются при малых углах атаки без отрыва потока.
4.2.2. Распределение давления по кормовой части
Характер обтекания кормовой части тела вращения является
функцией ее формы, чисел Мю и Re обтекающего невозмущеииого
потока и характеристик пограничного слоя. Распределение давления
по кормовой части и, значит, величины аэродинамических сил,
действующих иа нее, в большой мере определяются наличием или
отсутствием срыва потока с ее поверхности. Как известно, отрыв
является результатом неблагоприятного градиента давления, который
вызывает обратное течение в пограничном слое с малым количест-
вом движения и малой энергией. Неблагоприятный градиент дав-
ления, имеющий место иа кормовой части, определяется полем те-
чения невязкой жидкости, т. е. формой кормовой части. Когда чи-
сло AV невозмущеииого потока больше 0,2, влияние сжимаемости
может значительно увеличить градиент давления. Толщина погра-
ничного слоя и профиль скорости перед отрывом определяют энергию
и количество движения жидкости в пограничном слое и увеличение
давления, которое может допускаться без обратного течения вблизи
поверхности тела. Число Re, характеризующее отношение инерци-
онных сил к силам вязкости в поле течения, является показателем
влияния передачи количества движения на процесс отрыва. При
увеличении числа Re пограничному слою передается большее коли-
чество движения и, таким образом, перед отрывом может быть допу-
щен больший градиент давления.
Исследование характера обтекания и распределения давления
по кормовой части при нулевом угле атаки было проведено на модели
цилиндрического тела вращения с конической носовой частью
и тремя формами кормовой части — конической, эллиптической и
образованной дугой круга [50]. В целях получения различной
толщины пограничного слоя перед кормовой частью длина цилиндри-
ческого участка модели имела два значения. Диаметр цилиндриче-
ского участка в два раза превосходил минимальный диаметр кормо-
вой части. Модель устанавливалась иа хвостовой цилиндрической
Державке с диаметром, равным минимальному диаметру кормовой
части. Такая державка в определенной степени соответствует слу-
чаю расчетного истечения струи двигателя из кормовой части фю-
зеляжа. Кроме измерения давления по контуру кормовой части
производилось фотографирование спектров обтекания с использо-
ваннем метода масляной пленки, на основании которых определялись
точки отрыва и присоединения потока.
На рис. 4.16 иллюстрируется влияние изменения числа М:ю
невозмущениого потока на отрыв и распределение давления по кор-
167
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.16. Влияние числа Моо на
область отрыва и распределение давле-
ния по кормовой части тела вращения
образованной дугой круга
мовой части, образованной дугой
круга со средним углом касатель-
ной в 16°. С ростом числа М»
точка отрыва перемещается вверх
по потоку, а точки присоедине-
ния * — вниз по потоку. (Точка
присоединения, расположенная на
державке модели, представляет
собой крайнюю точку области
отрыва). Область отрыва потока
имеет большую протяженность и
охватывает около 1/3 кормовой
части при всех числах При
стекании потока с цилиндрической
на сужающуюся часть тела его
скорость увеличивается. Пик раз-
режения располагается в начале
отрыва и присоединения наблюда-
место
вели-
кормовой части. Перед точками
ются большие градиенты давления. Внутри зоны срыва имеет
участок постоянного давления, примерно равного по своей
чине давлению в иевозмущенном потоке.
При анализе влияния толщины вытеснения пограничного слоя на
явление отрыва следует иметь в виду две противоположные тенден-
ции. С одной стороны, пограничный слой большей толщины и мень-
шей энергии будет стремиться к отрыву раньше при заданном небла-
гоприятном градиенте давления. С другой стороны, пограничный‘слой
большей толщины с большей толщиной вытеснения как бы сглаживает
эффективный контур кормовой части, омываемый невязкнм потоком,
уменьшая тем самым неблагоприятный градиент давления. Опыты
показывают, что в результате этих двух противоположных влияний
точка отрыва практически не меняется при изменении толщины по-
граничного слоя. Влияние полного давления невозмущенного потока
при постоянном числе Моо можно рассматривать как изменение числа
Re. (В цитируемых опытах полное давление иевозмущенного потока
= 207 кПа.) Поэтому точка отрыва (по изложенным выше при-
чинам) практически ие перемещается при изменении полного дав-
ления.
На рис. 4.17 показано влияние формы кормовой части на распре-
деление давления и положение точки отрыва и присоединения.
Три формы контура — коническая, эллиптическая и по дуге круга —-
имели одинаковый средний угол между осью тела и касательной к кон-
туру, равный 16°. Как и следовало ожидать, на коническом контуре
имеет место наибольший пик разрежения, расположенный в не-
посредственной близости за местом излома. При плавном изменении
контура (эллиптическая форма и форма дуги круга) при переходе
* В опытах, приведенных в работе [50], толщина вытеснения в конце цилиндр^'
ческого участка модели, отнесенная к максимальному радиусу кормовой части,
= 0,09. При удвоении длины цилиндрического участка —0,14.
168
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.17. Влияние формы контура на
область отрыва и распределение давления
по кормовой части тела вращения при
среднем угле наклона касательной к кон-
туру, равному 16°, и числе М<» = 0,5:
------- коническая; — — —-----— - д^-
!а kpjt.i, —.—. ,—. эллиптическая
от цилиндрической части к кор-
мовой поток разгоняется мень-
ше, в соответствии с чем и ве-
личины разрежения оказыва-
ются меньшими, чем для ко-
нической формы. Из сравнения
приведенных зависимостей
можно видеть, что точка от-
рыва непосредственно связана
с градиентом давления, кото-
рый, в свою очередь, опреде-
ляется формой контура кормо-
вой части. Отрыв возникает
в области контура, где гра-
диент давления оказывается
наибольшим. Для эллиптиче-
ской формы он имеет место в
задней трети кормовой части,
для формы в виде дуги круга —
примерно на половине длины
кормовой части, а для кони-
ческой — в передней части
кормы. Из схемы, приведенной
на рис, 4.17, видно, что на кормовой части, имеющей форму дуги
круга, и в особенности на эллиптической форме глубина зоны от-
рыва оказывается наибольшей, а у конической формы — наимень-
шей. Поэтому естественно, что в первых двух случаях в срывных
зонах образуется возвратное течение, ^результате чего возникает
примерное постоянство давления, отражающееся на эпюре дав-
ления в виде площадки. При этом величина давления в срывной
зоне прямым образом связана с величиной давления перед от-
рывом.
Так, например, давление в зоне срыва на кормовой части, имеющей
форму дуги круга, оказывается по абсолютной величине большим,
чем на эллиптической форме. При этом их величины находятся
в соответствии с величинами давления перед точками отрыва. На
конической кормовой части область отрыва имеет не только наиболь-
шую длину, ио и наименьшую глубину. Поэтому в ней не может об-
разоваться сколько-нибудь протяженного возвратного течения.
В связи с этим в зависимости ср = f (х) отсутствует пло-
щадка с постоянным давлением. На основании этого можно сде-
лать вывод, что форма контура кормовой части оказывает влияние
не только на положение точки отрыва, но и на давление в зоне
отрыва.
Влияние величины среднего угла между осью тела н касательной
к Контуру на область отрыва и распределение давления по кониче-
ской и эллиптической форме кормовой части тела вращения можно
видеть нз рис. 4.18. Следует иметь в виду, что в приведенных ис-
следованиях величина среднего угла аналогична величине удли-
169
www.vokb-laSpb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.18. Влияние величины среднего угла между осью тела и касательной к кон-
туру на область отрыва и распределения давления по конической и эллиптической
форме кормовой части тела вращения:
----------8°; —------------ — 16°,----------24°
нення кормовой части *. При этом чем больше значение среднего
угла, тем меньше удлинение кормовой части. Из сопоставления при-
веденных зависимостей видно, что с увеличением среднего угла на-
клона касательной к эллиптическому контуру (или при уменьшении
удлинения кормовой части) точка отрыва перемещается вверх по
потоку, а точка присоединения смещается вниз по потоку. Увели че-
чение градиента давления, связанное с наличием излома контура,
приводит к тому, что изменение угла конической кормовой части
весьма мало влияет на положение точки отрыва, которая для иссле-
дованных углов располагается в непосредственной близости за изло-
мом. Увеличение угла конусности только перемещает точку при-
соединения вниз по потоку. В результате этого глубина срыв ной
зоны увеличивается и при определенных углах (24°) в области отрыва
образуется достаточно сильное возвратное течение с характерным
участком постоянного давления у зависимости с}) — f (х) (см.
рис. 4.18).
Сравнение экспериментальных данных с расчетными показывает,
что область отрыва может быть довольно хорошо смоделирована ко-
нической поверхностью с образующей в виде линии, соединяющей
точку отрыва и присоединения. Распределение давления, вычислен-
ное для невязкой жидкости по такому контуру, является хорошим
приближением к действительному давлению в области отрыва.
При этом не следует забывать, что опыты и анализ результатов ка-
саются случая обтекания тела вращения, устаиовлеиного на хвосто-
* Максимальный диаметр модели в два раза превосходил ее минимальный дна*
метр (диаметр хвостовой державки). Тогда на примере конической части значение
углов 8, 16 и 24и будет соответствовать удлинениям кормовой части 1,78; 0.87 и
0,56 се максимального диаметра.
170
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.19. Влияний формы контура и вели- ср <
чины удлинения на распределение давления — <75
по кормовой части тела вращения: *
j контур — дуга круга
--------— — контур — дуга круга-|- конус;
—• — —• — профилированный контур
вой державке, которая в первом
приближении может рассматриваться
как струя двигателя при расчетном
истечении.
На рис. 4.19 приведено сравне-
ние распределения давления по кор-
мовым частям, имеющим различную
форму и различное удлинение. Опыты
были проведены [541 иа цилиндри-
ческом теле вращения с конической
носовой частью. Угол конуса при
вершине был 28°.
При переходе конуса к цилиндру
имелось плавное скругление. Удли-
нение модели без кормового участка
л- = 8. На рис. 4.19 приведены
схемы кормовых частей модели.
Сплошной линией и линией из длин-
0,60k
Re^k3t52‘10ff
ных штрихов изображены контуры кормовых частей, образован-
ных дугами округа. В tодном случае длина кормовой части равня-
лась 0,8, а в другом — 1,77 диаметра модели. Штрихи у нктириой ли-
нией изображен контур, образованный дугой круга, переходящий
на образующую конуса и, наконец, короткими штрихами — про-
филированный контур кормовой части. Минимальные диаметры кор-
мовых частей равнялись 0,5 диаметра модели, за исключением кор-
мовой части с профилированным контуром, где минимальный диаметр
составлял 0,54 диаметра модели. Во всех случаях диаметр кормовой
державки равнялся минимальному диаметру кормовой части и так
Же, как и в предыдущих случаях, в определенной степени модели-
ровал струю двигателя при расчетном истечении газов.
Графики распределения давления показывают, что в области пе-
рехода цилиндрической части к сужающейся имеет место пик раз-
режения, величина которого и место расположения в большой мере
зависят от формы и удлинения кормовой части. Увеличение числа М <»,
естественно, сопровождается ростом величины разрежения в этой
области, что может приводить к образованию местных сверхзвуко-
вых зон. Перед местом перехода кормовой части тела в хвостовую
Державку (имитирующую струю газа, вытекающую из двигателя
в расчетном режиме) имеет место область сжатия. Исследования
показывают, что увеличение числа Re приводит к увеличению раз-
режения в области расширения потока и к обратному действию
в области сжатия. При этом в некоторых случаях точка отрыва
с ростом Re может перемещаться назад по потоку. Можно предпо-
171
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
дожить, что такое влияние числа Re связано с относительной тол
щиной пограничною слоя. При меньших числах Re пограничный
слой имеет большую толщину, чем при больших Re. В результат
этого при толстом пограничном слое кривизна контура в области пере-
хода цилиндрической части в сужающуюся, которую должен преодо-
леть поток, уменьшается. Величина разрежения в области пика по-
этому уменьшается. Прн тонком пограничном слое, соответствующем
большим числам Re, величина разрежения в том же месте увеличи-
вается, так как поток вынужден обтекать контур с большей кри-
визной.
Влияние относительной толщины пограничного слоя в задней
половине кормовой части, где имеется область сжатия, оказывается
противоположным. В данном случае толстый пограничный слой,
соответствующий малым числам Re, уменьшает днффузорность, спо-
собствуя тем самым образованию меньшего давления в этой области
течения. Кроме того, пограничный слой большей толщины прн мень-
ших числах Re обладает меньшей энергией, чем пограничный слой
при больших числах Re. Поэтому поток, обтекающий этот участок
кормы, в меньшей мере может противостоять неблагоприятному гра-
диенту давления, что может привести к более раннему отрыву.
Ранний отрыв, в свою очередь, сопровождается уменьшением дав-
ления в области сжатия.
В итоге отмеченного противоположного влияния относительной
толщины пограничного слоя на переднем и заднем участках кормовой
части происходит компенсация влияния числа Re на коэффициент
сопротивления давления. К этому следует добавить, что в условиях
истечения из кормовой части реальной стр>и газов (а не наличия
цилиндрической державки) может проявляться влияние степени не-
расчетиости стр} и. Действительно, сужение струн после выхода
нз сопла будет сопровождаться уменьшением давления на кормовой
части (и в первую очередь непосредственно перед соплом), а расши-
рение струи будет сопровождаться увеличением давления вплоть
до более раннего отрыва потока с кормовой части.
4.3. СОПРОТИВЛЕНИЕ ТЕЛ ВРАЩЕНИЯ
БОЛЬШОГО УДЛИНЕНИЯ
Сопротивление фюзеляжа или корпуса зависит от ряда аэроди-
намических и геометрических параметров. При малых углах атаки
(а < 5°) заданных значениях чисел Re и Мео и заданной отделке
поверхности сопротивление определяется формой контура внешних
обводов фюзеляжа. На практике встречается большое разнообразие
форм, однако наиболее распространенными являются осесимметрич-
ные формы, т. е. тела вращения большого удлинения, анализ сопро-
тивления которых наиболее целесообразно проводить по отдельным
участкам — носовому, центральному и кормовому.
4.3.1- Сопротивление носовой части
Наибольшим сопротивлением (при прочих равных условиях) бу*
дет обладать тело вращения с формой носовой части в виде плоского
торца (рнс. 4.20). В этом случае наибольшую часть будет составлять
172
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.20 Сопротивление давления торца цилиндра в зависимости от числа Мго:
О — — 1,88 10*: X -- Red -= 1,76.10е. • - Re,f - 0,2 10*
сопротивление давления. Сопротивление трения будет составлять
существенно меньшую часть по сравнению с сопротивлением дав-
ления.
Изменение формы передней части тела вращения от плоского
торца к полусфере сопровождается существенным уменьшением со-
противления, величина которого может зависеть от чисел Re и М<»
(рис. 4.21). Влияние чисел Re при изменении формы тела обычно
проявляется через наличие нлн отсутствие срыва на его поверх-
ности. В данном случае па лобовой поверхности в области сопряже-
ния ее с цилиндрической частью имеет место большой неблагоприят-
ный градиент давления, т. е. имеют место условия для возникновения
отрыва потока [5,491. Заметим, что условие для отрыва потока
в большой мере зависят от состояния пограничного слоя. Турбу-
лентный пограничный слой, обладающий большей энергией, спо-
собен преодолеть больший неблагоприятный градиент давления, чем
ламинарный пограничный слой. В случае полусферической (и близ-
173
Рис. 4.22. Зависимость коэффициента волнового сопротивления фюзеляжей с раз-
личными удлинениями носовых частей от числа Моо
кой к полусферической) носовой части пограничный слой в области
соединения ее с цилиндрической частью при числах Re, соответ-
ствующих приведенным на рнс. 4.21, оказывается турбулентным.
Отрыв потока при этих условиях не наблюдается, и число Re ие ока-
зывает влияния на величину коэффициента сопротивления (см. за-
висимость = / (ИеЛ при значениях а/b = 1,0). С увеличением
степени затупления пограничный слой на лобовой части становится
ламинарным и при малых числах Моо, но больших Re^ ж Ы0в воз-
можен отрыв потока. При увеличении числа Re пограничный слой
турбулизируется, что сопровождается ослаблением или полным
устранением срыва, в результате чего коэффициент лобового сопро-
тивления уменьшается. Это отчетливо наблюдается в протекании
зависимостей гх0 = / (Re) для значений а/b = 0,5; 0,33 н 0,25,
приведенных на рис. 4.21. Влияние числа Re на лобовое сопро-
тивление в случае плоского торца (cdb = 0) практически не прояв-
ляется. В этом случае отрыв фиксируется острой кромкой между
плоским торцом и поверхностью цилиндра.
Если при малых дозвуковых скоростях (Моо < Мкр) коэффи-
циент лобового сопротивления заданного тела вращения не зависит
от числа Моо и зависит только от угла атаки, то при (Моо > Мьр)
сопротивление начинает возрастать за счет возникновения волно-
вого сопротивления, связанною с образованием местных сверх-
звуковых зон со скачками уплотнения. Как было показано выше,
плавность контура и увеличение удлинения носовой части пони-
жает разрежения на большей части ее поверхности. Одновременно»
с этим уменьшается и скорость нарастания разрежения с ростом
числа Моо потока.
174
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
У тела с полусферической носовой частью резкое увеличение
коэффициента лобового сопротивления начинается при числе Мж ~
0,7. С увеличением степени затупления начало образования
местной сверхзвуковой зоны и, значит, резкого увеличения лобового
сопротивления сопровождается смещением в область меньших ско-
ростей (см. зависимость — / (Мео) на рис. 4.21). Поэтому в боль-
шинстве случаев фюзеляжам летательных аппаратов придаются об-
текаемые формы. Прн дозвуковых скоростях сопротивление тел
такой формы складывается нз 3/4 сопротивления трения и 1/4 сопро-
тивления давления. Для хорошо обтекаемых тел вращения, какими
являются фюзеляжи сверхзвуковых самолетов, величина сопротив-
ления давления составляет еще меньшую долю и примерно равна
5—10 % полного сопротивления. Остальные 90—95 % приходятся
на долю сопротивления трения.
У тел с ожнвальной формой носовой части большого удлинения
волновое сопротивление возникает при больших дозвуковых скоро-
стях (Мж > 0,9) и его нарастание происходит менее интенсивно
(рнс. 4.22). Иными словами форма н удлинение носовой части оказы-
вают решающее влияние на величину Мкр и, значит, на волновое
сопротивление фюзеляжа. При заданном удлинении носовой части
наименьшая величина разрежений, а следовательно, и наивысшее
значение Мкр получается для контура определяемого уравнения
(4-1)
при tn — 0,4, т. е. более полного, чем эллипс.
В данном случае /н — длина носовой части; D — максимальный
диаметр носовой части, равный диаметру цилиндрической части;
х — текущая координата вдоль продольной оси от носовой точки;
г — радиус поперечного сечения носовой части при координате х.
Для носовых частей, образуемых семейством кривых по этому
уравнению, распределение давления ср = f (х) показано на рис. 4.23.
Чем* больше удлинение носовой части прн заданной форме контура,
тем выше значение МБр (рис. 4.24).
Волновое сопротивление фюзеляжа, имеющего высокое значе-
ние Мнр, остается малым ие только при большой дозвуковой ско-
Рис. 4.23. Влияние формы меридионального обвода носовой части фюзеляжа на
Распределение давления для серии тел вращения, образуемых семейством кривых
По уравнению (4.1) (при т = 0.5 форма контура—эллипс)
175
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.24. Влияние удлинения
посовой части фюзеляжа Хк на
величину МнР
ростн, но н прн звуко-
вой и несколько превы-
шающей звуковую ско-
рость, поскольку возму-
щения, вызванные фюзе-
ляжем в потоке, остаются
малыми. Фюзеляж с тупой
ио с одинаковым значением
(прн высоких Мкр) имеют одно и тоже волновое сопротивле-
н заостренной формой носовой части»
Мкр 1 _
ние до числа с 1,02 (рис. 4.25).
На рнс. 4.26 приведены результаты экспериментальных иссле-
дований коэффициентов лобового сопротивления (сопротивление дав-
ления и трения) заостренных носовых частей конической н оживаль-
ной формы при нулевом угле атаки. Исследования были проведены
при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях в диапазоне чисел Re
от Re^ = 6,65- 10е прн AU = 0,6 до Re^ = 19,5-106 прн Мю = 4,0.
При измерениях лобового сопротивления носовых частей за ними
присутствовала цилиндрическая часть с удлинением = 7d. В ка-
честве сравнения на графике приведены зависимости для полусфе-
рической носовой части, полученные в тех же испытаниях. В табл. 4.1
приведены основные геометрические параметры исследованных носо-
вых частей.
Удлннення конических и оживальных носовых частей были вы-
браны совпадающими (за исключением полусферы), поэтому контуры
соответствующих конусов целиком вписывались в контуры оживалов.
Как н следовало ожидать, сопротивление носовых частей суще-
ственно зависит от величины их удлинения, а при заданном удлине-
нии — от формы контура. Рассмотрение приведенных зависимостей
показывает, что значение 6\.О носовых частей возрастает до числа ДЦ
соответствующего присоединению головной волны. При дальнейшем
увеличении числа значение сг0 монотонно убывает в связи
с увеличением наклона присоединенного скачка и уменьшением
потерь энергии в нем. Если провестнТлинню через точки максимума
Рис. 4.25. Влияние формы носовой части (при одинаковом значении Мкр) на сопро-
тивление фюзеляжа
176
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.26. Влияние формы и удлинения носовой части тела вращения (Хц = 7d)
на ее коэффициент лобового сопротивления (сопротивление давления и трения) в за-
висимости от числа М<ю
Таблица 4.1
Конус Оживало хн Конус Оживало
U, I РЯДУ»- « </ 1 0, градус Ро. градус Rid
2,57 11 22° 0' 6,86 0,865 30 60° 0' 0,999
2,54 18 36° 0' 2,62 0,714 35 70° О' 0,76
1,07 25 49° 37' 1.4 0,5 90° О' 0,5 (полу- сфера)
177
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
зависимостей cv0 = f (Mw) для различных конусов н оживал» то она
разграничит зону обтекания носовых частей с отсоединенной голов-
ной волной и зону обтекания с присоединенной волной.
Прн одинаковой величине удлинения носовых частей коническая
форма имеет угол при вершине, меньшнй, чем у оживальной. Поэтому
у последней присоединение головного скачка происходит при боль-
ших значениях и максимум зависимости = f (Мж) сдви-
гается в область больших сверхзвуковых значений числа Мж. Сама
величина сопротивления ожнвальной носовой части оказывается
меньшей, чем у конической. Особенно большая разница в величине
сопротивления наблюдается для носовых частей малого удлинения.
Иными словами, преимущества в величине сопротивления у оживаль-
иых носовых частей перед коническими проявляется прн малых
удлинениях и в области трансзвуковых чисел Mw. Меньшее лобовое
сопротивление ожнвальных носовых частей связано с тем, что боль-
шие значения давления, приложенного на начальном участке носика
(с большим углом, чем у конуса) распространяются на меньшую
площадь, а меньшее значение давления, приложенного на остальной
части контура оживала (с меньшим местным углом наклона к невоз-
мущенному потоку, чем у конуса), распространены на большую пло-
щадь. Свыше чисел М^, прн которых происходит присоединение
головной волны, разница в величинах сопротивления конических и
ожнвальных форм постепенно уменьшается. Это связано с тем, что
при трансзвуковых н малых сверхзвуковых скоростях в носике имеет
место высокое давление с последующим его уменьшением по осталь-
ной части контура. По мере увеличения скорости набегающего по-
тока угол наклона головной волны уменьшается н высокое давление
за ннм в областн носка начинает распространяться на большую часть
ожнвального контура. (На конической форме давление вдоль ее
длины постоянно.) Прн Моо » 4,0 давление по контуру носовой
части приближается к значению, определяемому интегралом давле-
ния невозмущенного потока по участкам контура с соответствую-
щими углами наклона. Прн больших числах М», сопротивления
конических н ожнвальных форм сближаются и разница будет зави-
сеть от формы оживальной части. Оптимальной по сопротивлению
будет носовая часть со степенной оживальной формой.
Если прн сверхзвуковых скоростях по поверхности носовых ча-
стей устанавливается повышенное давление, то прн дозвуковых
скоростях (Моо < 0,6) на некоторых участках поверхности возни-
кает пониженное давление, вследствие чего может появиться подса-
сывающая сила, направленная против набегающего потока. Другими
словами, к отдельным участкам поверхности при дозвуковых ско-
ростях будут приложены «тянущие» силы, и сопротивление носовой
части может получиться отрицательным.
На рнс. 4.27 приведено сравнение коэффициентов лобового со-
противления * моделей ожнвальной н конической форм прн сверх-
* Как и в предыдущих случаях, лобовое сопротивление представляет собой
сумму сил давления (па лобовую часть) и сил трения. Донное давление пе входит
в величину сопротивления.
178
I
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.27. Зависимость коэффициента
лобового сопротивления (<х — 0) при
Мое — 2,72 от величины притупления
носовой части тела вращения (Rej =
= 0,73-106)
звуковых скоростях [5, 14].
Исходная модель оживальной
формы имела контур, соответ-
ствующий минимальному вол-
новому сопротивлению для за-
данной относительной толщины.
Образующая контура была
задана в виде
г2 ______
4- arccos (— /)], (4.2)
где^/ = 2 (xjl) — 1; гдон — радиус донного среза; xt — расстояние,
измеренное вдоль осн модели от ее носка; I — длина исходной модели.
При экспериментальных исследованиях носок этой модели при-
туплялся по радиусу rfl с относительными значениями rjr =
- 0,25; 0,5 и 0,75.
С моделями оживальной формы сравнивалась модель, представ-
ляющая собой комбинацию конуса с цилиндром приблизительно
того же объема, что исходная модель оживальной формы с острым
носком. Если радиус притупления носовой части меньше четверти
радиуса дна тела, то сопротивление возрастает незначительно
(рис. 4.27). Однако прн дальнейшем увеличении радиуса носовой
части оно возрастает быстро. Заметим, что сопротивление модели
с притуплением ^Адон = 0,25 почти такое же, что и у конической
модели. Тот факт, что сопротивление конической формы прн сверх-
звуковых скоростях незначительно превышает сопротивление тела
минимального сопротивления, используется на беспилотных лета-
тельных аппаратах, так как коническая форма конструктивно и
технологически является более простои.
Для достижения наибольших сверхзвуковых скоростей или наи-
большей дальности полета сверхзвукового летательного аппарата
его фюзеляж должен иметь наименьшее сопротивление носовой части.
В этих условиях целесообразно использование степенных форм носо-
вых частей, которые являются оптимальными по сопротивлению.
Одной из таких форм является оживало Кармана, контур которого
задается в виде
г = — [arcs in V х — (1 — 2х) |/ х (1 — х)], (4.3)
Где f ~ г/гдон; х = xJL
Степенная форма тела г = х0’75 с объемом, большим объема ко-
нУса того же удлинения, в 1,2 раза обладает меньшим лобовым
179
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
л
^ХО
0,2
3'
О
Рис 4 28 Зависимость коэффициента л обо
вого сопротивления (<Х = 0) при Мес = 6 от
формы контора цосовон части тела вра
щен ин
о - Re =9,5 10* • — Re/ = ,8 2 10fl
/и
□ - Rez — 6 42 10е О - Re, = 4,37 10е
гн н
сопротивлением в диапазоне чисел
Мто от 1,75 до 3,0 по сравнению с ря-
дом других аналогичных тел Исполь-
зование для фюзеляжей оптимально
затупленных форм носовых частей
(вместо параболических) позволяет
снизить коэффициент лобового сопро-
тивления фюзеляжа на 10—12 % 11 1
На рис 4 28 приведены зависимости, показывающие, как вели-
чина степени п влияет на величину сопротивления тела вращения
степенной формы, В данном случае иллюстрируются результаты
исследований [17], полученные для тел вращения с удлинением
л =: 6,63 при Mo, " б в диапазоне чисел Re от 4,37- 106 до 9,5-106,
Если увеличение показателя степени до п — 0,5 сопровождается
резким уменьшением сопротивления тела степенной формы, то при
п > 0,5 величина сопротивления практически не меняется, хотя
объем тела прн этом уменьшается (минимальным объемом обладает
конус п = 1).
В ряде конкретных случаев носовые части конической или ожн-
вальной формы выполняются не острыми, а с притуплением, чаще
всего сферическим Грубую оценку влияния такого притупления на
Рис 4 29. Влияние длины цилиндрического участка тела вращения с полусфер*1
ческой носовой частью на его основные аэродинамические характеристики в зав
СИМОСТИ ОТ числа Мео
180
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис, 4 30 Влияние длины цилиндрического участка тела вращения с оживальной
носовой частью (Хн = i,5d) на его основные аэродинамические характеристики
В ЗаВИСИМОСТИ ОТ ЧИСЛа Мео
сопротивление носовой части можно выполнить, допуская, что рас-
пределение давления за притуплением такое же, как и на исходном
(незатупленном) контуре, а на сферическом притуплении — такое же,
как на полусфере с расположенной за ней цилиндром. Прн таком
допущеннн производится суммирование сопротивления полусферы
Рис. 4 31 Влияние длины цилиндрического участка тела вращения с оживальной
носовой частью (Хн = 2,5d) на его основные аэродинамические характеристики
В Зависимости ОТ числа Моо
181
www.vokb-la.spb.in - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.32. Влияние длины цилиндрического участка тела вращения с оживальной
носовой частью (лн = 3,5/) на его основные аэродинамические характеристики в за-
висимости от числа Мео
с сопротивлением части конуса или оживала в соответствии с разме-
рами притупления. Для конических носовых частей при сверхзву-
ковых числах Моо такой способ дает удовлетворительные результаты,
чего нельзя сказать для случая оживальных частей и в особенности
для трансзвуковых чисел из-за существенного непостоянства
давления по контуру носовой части оживальной формы.
Для приближенной оценки прироста волнового сопротивления
(при сверхзвуковых скоростях) тела вращения в зависимости от
величины сферического затупления носика можно пользоваться
формулой
вол О т= н> (4-4)
где Сро — берется по графику иа рис. 1.15; г = rjl—отношение
радиуса сферического затупления к длине тела.
4.3.2. Сопротивление средней части
Сопротивление средней части фюзеляжа, в особенности, когда
оиа имеет цилиндрическую форму определяется сопротивлением тре-
ния и зависит от состояния пограничного слоя по ее длине. Есте-
ственно, что чем больше длина средней части, тем больше ее сопро-
тивление. Определение величины сопротивления средней части с до-
статочной степенью точности может быть выполнено расчетным путем
с использованием известных зависимостей для ламинарного и турбу-
лентного слоя. В простейшем случае расчета производится опреде-
ление сопротивления трения по плоской пластине, площадь которой
182
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
равна развертке средней части фюзеляжа н той же длины в направ-
лении потока. Естественно, это является определенным приближе-
нием, так как не учитываются особенности градиента давления,
связанные с осеснмметрнчностью обтекания фюзеляжа н в особен-
ности не учитывается градиент давления, связанный с наличием
носовой н кормовой частей.
Влияние длины средней части тела вращения на ее сопротивле-
ние видно из зависимостей сЛ.о = f (Мю), приведенных на рис. 4.29—
4.32. В данном случае величина сх(} содержит сопротивление носовой
части [19]. Разница между отдельными зависимостями cxf) = f (Мю),
соответствующими моделям с различной длиной, составляет в основ-
ном сопротивление средней части, определяемое трением.
Коэффициент сопротивления трения имеет большую величину
прн дозвуковых скоростях, убывая с ростом сверхзвуковых ско-
ростей.
4.3.3. Сопротивление кормовой части
Сопротивление кормовой части (так же, как и сопротивление
носовой части) может в большей степени определяться ее формой
и удлинением. Силы давления, действующие нормально к поверх-
ности тела, в зависимости от формы контура дают составляющие
в направлении невозмущенного потока, образующие силы тяги или
сопротивления. На рис. 4.33 приведено распределение давления этих
сил по радиусу тела вращения для конкретной формы контура 118].
Зависимости показывают, что на носовой части тела силы сопро-
тивления расположены в центральной, а силы тяги по периферийной
его части. На кормовой части картина распределения сил оказы-
вается противоположной. Тяга расположена в центральной, а сопро-
тивление — по периферийной части. Поскольку центральная часть
тела вращения имеет меньшую площадь, чем периферийная (прн
рис. 4.33. Распределение коэффициента давления по радиусу i г особой и кормовой
частей тела вращения
183
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.34. Влияние формы контура меридионального обвода хвостовой части фю-
зеляжа (при заданном удлинении ХхВ) на распределение коэффициента давления (а)
и влияние удлинения Ххв на распределение давления по хвостовой части фюзе-
ляжа (б)
заданной разнице в величине радиуса), то силы сопротивления на
кормовой части будут преобладать над тягой. Больше того, небла-
гоприятный градиент давления вдоль контура кормовой части будет
приводить к реальной жидкости (из-за существования пограничного
слоя) к неполному восстановлению давления или даже к отрыву
потока, что уменьшит силы тяги или вызовет сопротивление.
Геометрические параметры кормовой части фюзеляжа нли кор-
пуса — удлинение ч и форма его меридионального обвода могут
оказывать существенное влияние не только на величину коэффи-
циента лобового сопротивления, но и на взаимодействие с крылом
нли оперением, расположенными на фюзеляже нлн корпусе. Удлине-
ние и форма мернднального обвода хвостового отсека должны выби-
раться такими, чтобы обеспечивались малые градиенты давле-
ния dcptdx. Наибольшая величина разрежения с? в кормовой части
должна быть по абсолютной величине меньше значения ср ГГ]1П у носо-
вой части*фюзеляжа нлн корпуса.
Присланном удлинении (,) меньшие значения коэффициента
сопротивления давления сх цав получаются для контуров, выпол-
ненных по уравнению (4.2) при т = 1,0 ... 0,8 (при т <0,8 вслед-
ствие влияния вязкости воздуха не происходит требуемого восста-
новления давления в хвостовой части контура) (рнс. 4.34, а). Умень-
шение вызывает рост разряжения и положительных градиентов
давления (см. рис. 4.34, б). Обусловленное этим уменьшение Micp й
возможность возникновения отрыва потока ограничивают нижний
184
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
предел уменьшения \;.ч. Так как
действие сжимаемости воздуха,
вызывая уменьшение градиентов
давления дср/дх, тем самым как бы
уменьшает эффективное удлине-
ние, то для предотвращения воз-
никновения отрыва и уменьшения
сопротивления давления прн боль-
ших дозвуковых числах Мад удли-
нение хвостовой части фюзеляжа
ч следует выбирать не менее 3,5.
В конкретных случаях компо-
новки летательного аппарата не
всегда удается придавать опти-
Рис. 4.35. Влияние формы и удлине-
ния кормовой части тела вращения и а
его сопротивление в зависимости от
числа Моо:
~ | контур — дуга круга;
— • — — - — - контур — дуга круга + конус;
— — — — — — _ _ профилированный
мальные формы кормовым частям * р
На рис. 4.35 приведены зависимости коэффициента сопротивления
в функции числа для ряда кормовых частей (распределение
давления по которым дано на рис. 4.19). На рнс. 4.35 показано, что
кормовые части, имеющие меньшую кривизну по большей части
контура (и, следовательно, более благоприятный градиент давления)
обладают и меньшим сопротивлением в широком диапазоне дозвуко-
вых чисел AV. Увеличение кривизны контура кормовой части при
одновременном уменьшении ее удлинения, естественно, сопрово-
ждается увеличением разрежения в области перехода цилиндри-
ческой части тела вращения к сужающейся (см. зависимости на
рнс. 4.19). При увеличении числа разрежение в этой области
будет возрастать, что приведет к образованию местной сверхзвуко-
вой зоны с возникновением н последующим увеличением волнового
сопротивления. Этому отвечает характер протекания зависимости
с\0 = / (Мое) на рис. 4.35 для кормовой части с малым удлинением,
контур которой образован дугой круга (сплошная линия).
На рнс. 4.36 приведено распределение относительной площади
поперечного сечения вдоль тела вращения с различными формами
Рис. 4.36. Распределение относительной площади поперечного сечения по длине
т?ла вращения с различными формами кормовой части:
цилиндрическая; — — — — — — ожнвальная (15°); ----------- - профилиро-
ванная
185
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис, 4.37. Сопротивление давления тела вра-
щения с различными формами кормовой части
в зависимости от числа М«> (Re/ =- 43,35- 10G):
f — ожлвальная (15°)] ---------------- пол-
2 — цилиндрическая I ная модель
3 — профилированная I — — — —-------— кор-
мовая часть
кормовых частей. Особенностью
данного тела, отличающей его от
рассмотренных выше, является от-
сутствие средней цилиндрической
части. Носовая часть тела доходила
до 50,5 % длины тела, где распо-
лагался его максимальный диаметр,
после чего тело плавно суживалось
до 80,2 %. Концевая часть тела *
от 80 до 100 % его длины имела
три формы контура — цилиндриче-
скую, оживальную (с углом контура
к продольной оси в конце тела в 15°)
п профилированную. Концевой диа-
метр последних двух форм был оди-
наков и составлял 52,8 % макси-
мального диаметра тела, а диаметр
цилиндрической формы составлял
соответственно 93,2 %. Путем инте-
грирования экспериментального
распределения давления вдоль тела
[601 было получено сопротивление давления для этих трех случаев.
Зависимость, приведенная на рис. 4.37, показывает, как изменяется
коэффициент сопротивления давления в зависимости от числа М,^
для полной модели и для кормовой ее части. Обращает на себя вни-
мание тот факт, что для заданной формы носовой части при дозву-
ковых скоростях основная доля сопротивления давления модели
приходится на кормовую часть. Это связано с тем, что при дозвуко-
вых скоростях на большом участке контура носовой части оживаль-
ной формы действуют разрежения (см. выше), дающие составляющие
в направлении тяги. При переходе к сверхзвуковым скоростям со-
противление давления кормовых частей возрастает меньше, чем со-
противление давления полной модели. Заметим, что увеличение
сопротивления давления полной модели в этих условиях связано
с ростом волнового сопротивления носовой части.
Зависимость сл0 = / (Мж) для кормовой части с цилиндрическим
окончанием по существу выражает сопротивление давления только
на сужающемся ее участке, расположенном за максимальным диз*
метром модели, так как сам цилиндрический участок сопротивления
давления создавать не может.
* В данном случае под кормовой частью понимается участок модели от макси
мяльного диаметра, т. е. от 50,5 до 100 % ее длины.
186
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
4.3.4. Влияние числа Рейнольдса на сопротивление
давления носовой и кормовой частей
Выше было рассмотрено влияние формы носовой и кормовой ча-
стей на сопротивление в зависимости от числа Мж. Необходимость
переноса соответствующих данных и а натурные условия требует
учета влияния числа Re.
Прн отсутствии градиента давления вдоль обтекаемой поверх-
ности увеличение числа Re сопровождается уменьшением сопротив-
ления (при отсутствии перехода ламинарного течения в турбулент-
ное). В условиях наличия градиента давления вдоль оси тела влия-
ние числа Re на сопротивление, оказывается весьма сложным и
может приводить как к уменьшению, так и к увеличению сопротив-
ления отдельных участков обтекаемой поверхности. При высоких
скоростях полета, когда начинает появляться сжимаемость воздуха,
влияние числа Re совместно с изменением числа Мто становится
еще более сложным. Это влияние может проявляться как через
явление перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный,
так и через возникновение отрыва потока и перемещение точки
отрыва и присоединения.
При достаточной длине среднего цилиндрического участка изме-
нение формы контура кормовой части не может оказать заметного
влияния на распределение давления по носовой части и, следова-
тельно, иа величину его сопротивления давления. Этот факт иллю-
стрируется зависимостями ср = f (л7/) и су дав — / (д7/), приведен-
ными на рис. 4.38. Вместе с этим, как показали исследования [18],
влияние числа Re может проявляться различным образом на носовом
и кормовом участках тела вращения, по форме близкого к фюзе-
ляжным конфигурациям. Увеличение числа Rez, вычисленного по
длине тела (см. зависимости сх дав — f (х/l) на рис. 4.38) от Rez —
= 4,4-106 до Re, — 15 10е приводит к уменьшению коэффициента
сопротивления давления носовой части от 0,0147 до 0,0025, т. е.
на 83 %. Это составляет примерно 16 % полного сопротивления
всего тела. На кормовой части влияние числа Re оказывается обрат-
ным. При малом числе Re сопротивление примерно равно нулю
(0,0155 — 0,0147 = 0,0008). Однако при большом числе Re коэффи-
циент сопротивления давления кормовой части определяется раз-
ностью 0,178 — 0,0025 = 0,153. Иными словами, увеличение числа Re
в данном случае увеличивает сопротивление кормовой части в 19 раз,
что соответствует 20 % сопротивления всего тела. Добавление со-
противления трения к сопротивлению давления иллюстрируется
зависимостью cv = f (х/l) иа рис. 4.38. В данном случае сопротивле-
ние треи и я всего тела получено как разность сопротивления, полу-
ченного по весовым измерениям * и интеграла распределения дав-
ления. Распределение же самого сопротивления треиия по длине
тела было определено теоретическим путем.
* Весовые измерения показали, что в диапазоне чисел Мео == 0,6 ... 0,85 со-
противление данного тела вращения практически не изменяется.
187
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Зависимость сх - f (x/Z) дала возможность проанализировать
влияние числа Re при дозвуковых скоростях = 0,8) па
сопротивление отдельных участков фюзеляжа заданной формы
(рис. 4.39, а) и на сопротивление давления и трения носовой и кор-
мовой частей (рнс. 4.39, б). Обращает на себя внимание тот факт,
что с ростом числа Re сопротивление носовой части падает, а кормо-
вой части растет. Это в основном связано с сильным увеличением
сопротивления давления кормовой
части при одновременном умень-
шении сопротивления давления
носовой части. Сопротивление
Рис. 4.38 Влияние формы кормовой части на распределение давления и сопротив-
ления тел вращения:
а - распределение относительной площади поперечного сечения по длине тела вращения
с различными формами кормовой части; б — распределение коэффициента давления по ме-
ридиональному сечению тела вращения с различными формами кормовой части (Rej
= 15,7.10е; Моо = 0.8); в — распределение коэффициента сопротивления давления (Мю =
~ 0,8) вдоль оси тела вращения с кормовой частью 1 (Re^ — 4,3 10е) и кормовой частью 3
(Rej = 4,3-10’ и 15,7.10’); г ~ распределение коэффициента полного сопротивления (давле-
ние-^-трение) вдоль оси тела вращения с кормовой частью 3 при Re^ — 4,3 10’ и 15,7 Ю*
= 0.8)
Рис. 4.39. Влияние числа Re на сопротивление отдельных участков тела вращения
с кормовой частью 3 (о) и влияние числа Re на сопротивление давления и трения
носовой и кормовой частей тела вращения с кормовой частью 3 (бу
1 — носовая часть; 2 — средняя часть, 3 — сужающаяся кормовая часть (без сопловор
части); 4 — сопловая част^
168
--------------------- www.vokbla.spb.ni CaMOJier своими руками?!
трения как носовой, так и кормовой части с ростом числа Re убывает.
В связи с тем, что сопротивление давления носовой и кормовой
части с ростом Re изменяется в разные стороны их сумма с ростом
числа Re практически не изменяется. При этом уменьшение полного
сопротивления тела вращения с ростом числа Re происходит в основ-
ном из-за уменьшения сопротивления трения. Следует заметить, что
рассмотренное изменение сопротивления не может быть распростра-
нено на все случаи. Для тел с иными формами носовой и кормовой
частей, а также в области трансзвуковых н сверхзвуковых скоростей
соотношение между различными компонентами сопротивления и их
изменение по числам Re может несколько быть иным-
4.3.5- Дониое сопротивление
Внешний поток, обтекающий тело вращения, стекая с его поверх-
ности в кормовой части, увлекает, эжектирует воздух из области
за донным срезом. В тоге этого за донной частью тела вращения
образуется разрежение, которое обусловливает часть сопротивления
тела, называемую дойным сопротивлением. Дониое сопротивление
тела вращения может достигать 30 % полного сопротивления.
Поэтому оценки величины сопротивления фюзеляжа или корпуса
летательного аппарата невозможны без знания величины дониого
давления.
Возникновение разрежения за донным срезом тела вращения
является сложным явлением, существенно различающимся при до-
звуковых и сверхзвуковых скоростях обтекания. В том и в другом
случаях оио существенно зависит от состояния пограничного слоя,
стекающего за донный срез, и геометрических параметров самого
тела вращения. Кроме того, оно пропорционально скоростному на-
пору внешнего набегающего потока. Влияние числа Re наиболее
сильно проявляется при малых значениях, т. е. при ламинарном
пограничном слое и в области чисел Re, соответствующих переходу
ламинарного слоя в турбулентный. В случае турбулентного погра-
ничного слоя величина донного давления практически не зависит
от числа Re. При рассмотрении вопросов, связанных с дойным
давлением, следует иметь в виду, что пограничный слой, стекающий
с поверхности тела, охватывает область донного разрежения, отде-
ляя ее от внешнего потока. В результате этого эжектирующее дей-
ствие наружного потока ослабляется и величина разрежения за дном
уменьшается. Естественно, поэтому, что чем толще пограничный
слой у донного среза (длинное тело или большая шероховатость),
тем больше дониое давление и тем меньше донное сопротивление.
Исследования показывают, что у тел вращения большого удлинения
Увеличение угла атаки примерно до а ж 5° практически ие влияет
величину дониого давления. С ростом температуры поверхности
тела донное давление возрастает.
При изучении донного давления оно обычно представляется
в виде безразмерных коэффициентов
_____ р Р°° т. Я _ Рдон
дин — q И г дон — ,
189
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Q ---------1-------1-------1-------1-------1-------1-------1-------1--------1------1-------1-------1-------L-
Р/ Р/ Р/ // 1,2 1,4 1,6 1,8 2,8 2,2 2,4 2,6 2,8
Рис. 4.40. Зависимость величин коэффициентов донного давления и относитель
ного донного давления от числа Мео:
А — увеличение Моо '
О — 5меньшение Мро
• — дискретные числа
е = 40=
изменяющиеся числа Мда;
Мм: + — боковая державка: 0 = 75°; X — боковая державка
где рдОН — давление на дне тела вращеиия; — статическое дав-
ление иевозмущеиного потока; q — скоростной напор.
В качестве примера на рис. 4.40 приведены оба эти коэффициента
в функции числа Мда для модели тела вращеиия с оживальной фор-
мой носовой части. Исследования [56] были проведены при наличии
на модели турбулентного пограничного слоя.
Выражение коэффициента дониого давления в виде сРДОН =
— (рдон — — удобно для вычисления коэффициентов сил (и
в частности сопротивления), действующих иа тело. Зависимость
срдон = f (Мео) имеет максимум в области трансзвуковых скоростей,
что свидетельствует о наибольшем коэффициенте донного сопротив-
ления в этом диапазоне скоростей. Прн сверхзвуковых скоростях
величина срдон непрерывно убывает с ростом числа М^, что в боль-
шой мере определяется возрастанием скоростного напора. Это об-
стоятельство затрудняет изучение характера дониого давления
в сверхзвуковом диапазоне чисел AU В этом отношении более удоб-
ным представлением величин дойного давления является выражеии6
его в виде коэффициента относительного дойного давления рдОн
~ рдоц/р»* й
Следует иметь в виду, что при испытаниях в аэродинамически
трубе весьма трудно получить правильные значения донного давле
ния. По рнс. 4,40 видно, что как в случае боковой, так н донно
190
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
державки имеет место существенный разброс экспериментальных
точек. Это является следствием влияния па течение в дойной области
как самих поддерживающих устройств, так и их взаимодействия
с внешним потоком и со стенками рабочей части тр^бы. Искажение
донного давления достигают наибольшей величины обычно в транс-
звуковом диапазоне чисел М^. Наиболее падежным способом экспе-
риментального определения донного давления является определение
его в свободном полете. Однако при этом возникают свои трудности,
осложняющие широкое использование этого метода.
На реальных летательных аппаратах в донной части обычно рас-
полагаются сопла реактивных двигателей. При их работе в донной
части устанавливается давление, существенно отличающееся от того,
которое было бы в случае отсутствия работающих двигателей. Иными
словами, донное давление, измеренное на модели без работающих
двигателей, не имеет большого практического значения. Это обстоя-
тельство оправдывает представление аэродинамических характери-
стик моделей тел вращения (близких к формам фюзеляжей или кор-
пусов летательных аппаратов) за вычетом донного давления, изме-
ренного во время эксперимента в аэродинамической трубе. На об-
ласть донного среза модели в этом случае условно распространяют
величину статического давления потока, обтекающего модель. Такой
способ применен в ряде случаев, для которых в данной работе при-
ведены аэродинамические характеристики тел вращения большого
удлинения.
В условиях конкретного летательного аппарата донное давление
при наличии струй двигателей в большой мере будет зависеть, как
от внешнего потока и газодинамических параметров струи, так и
от количества и взаимного расположения струй в донной части аппа-
рата. Естественно, что простейшим случаем будет являться плоская
донная часть с одиночной центральной струей [8, 53]. Обтекание
тел вращения сопровождается возникновением спутной области те-
чения с тороидальным вихрем, расположенным непосредственно
за донным срезом. Появление струи приводит к тому, что тороидаль-
ный вихрь распадается иа два вихря — внешний и внутренний.
При этом внешний тороидальный вихрь, связанный с внешним пото-
ком, сохраняет направление вращения исходного вихря, существо-
вавшего при отсутствии струи, а внутренний тороидальный вихрь,
связанный со струей, приобретает противоположное направление
вращения. Увеличение импульса и связанное с этим изменение газо-
динамической структуры струи сопровождается изменением раз-
меров вихрей и соответствующего донного давления. Вначале донное
давление растет (донное сопротивление падает), достигая первого
максимума, а затем начинает уменьшаться (донное сопротивление
растет). Такой характер изменения донного давления наблюдается
до расчетного истечения. Дальнейшее увеличение импульса струи
свыше расчетного истечения вновь сопровождается увеличением
Донного давления (или уменьшением донного сопротивления). Типич-
ные зависимости изменения коэффициента относительного донного
Давления в широком диапазоне степеней нерасчетности струи приве-
191
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
О 4$ 42 // 2,0 * ~20 td 100 НО 180 220 Ра
Р Оо
Рис. 4 41. Зависимость относительного донного давления от степени нерасчетностн
струи (Мл = 2,0)
дены иа рис. 4.41. Наиболее сильное возрастание дониого давления
(превосходящее значение рд0П/рсо = 1,0) наблюдается при больших
степенях нерасчетностн, существенно превышающих расчетное зна-
чение. Это уже связано с коренным перестроением обтекания кор-
мовой части тела вращения, при котором сильно недорасширеиная
струя вызывает отрыв потока с боковой поверхности тела вращения
(см. рис. 4.41).
Как уже отмечалось выше, донное сопротивление может зависеть
от формы тела перед донным срезом. На рис. 4.42 приведены резуль-
таты исследований [52] дойного сопротивления для одиосопловой
и двухсопловой компоновки тел вращения в зависимости от числа М«,
прн различных значениях отношения давления торможения в струе
к статическому давлению иевозмущенного внешнего потока. Обе мо-
дели имели практически одинаковую форму перед донным срезом,
что давало возможность в неискаженном виде сравнивать влияние
количества струй на величину донного давления. При отсутствии
струй дониое сопротивление * ие зависит от числа в исследован-
ном диапазоне, и почти одинаково для обеих компоновок. Величина
донного давления качественно согласуется с результатами, приве-
денными на рис. 4.40. При наличии струй дойное сопротивление
возрастает по мере увеличения отношения р}!р^. Наибольшее уве-
личение донного сопротивления наблюдается при малых дозвуковых
скоростях для двухсопловой компоновки.
* Донное сопротивление определено по среднему давлению в ряде точек дон-
ного среза (см. рис. 4 42).
192
www.vokb-la.spb.ru
- Самолёт своими руками?!
2,68 d 2,63d
uti ________I_______1________1-------
0,5 0,b 0,7 0,8
Рис. 4.42 Зависимость донно-
го сопротивления для односоп-
ловой и двухсопловой компонов-
ки тела вращения в зависимости
от числа Моо при различных от-
ношениях давления торможе-
ния в струе к статическому дав-
лению невозмущенного внешне-
го потока
Распределение давления по радиусу
дна тела вращения при наличии струи
оказывается существенно непостоян-
ным. В ряде случаев максимум давле-
ния наблюдается вблизи сопла, а его
минимум — в периферийной части дон-
ного среза. Особенно сложным распре-
деление давления оказывается при на-
личии в донной части нескольких струй.
В этом случае тфи малых степенях не-
расчетностп (до расчетного истечения
струи) внешний поток засасывается
в пространство между струями. При
больших степенях нерасчетности, осо-
бенно после того как на некотором
расстоянии до донного среза струи на-
чинают смыкаться, воздух в простран-
стве между струями начинает вытекать
во внешний поток. Такое перестроение
течения оказывает заметное влияние
на величину донного сопротивления.
В частности, при полете летательного
аппарата на режимах до расчетного
истечения, т. е. при малых степенях
иерасчетностн, наличие струй двигателя
увеличивает донное сопротивление,
а на режимах, соответствующих недорасширенному истечению,
т. е. при больших степенях нерасчетности, наличие струй двигате-
лей уменьшает донное сопротивление.
4.4. НОРМАЛЬНАЯ СИЛА И ПОЛОЖЕНИЕ ЦЕНТРА
ДАВЛЕНИЯ ТЕЛ ВРАЩЕНИЯ БОЛЬШОГО УДЛИНЕНИЯ
Как было показано выше, аэродинамические силы распределены
по длине тела вращения весьма неравномерно. Наибольшие аэроди-
намические силы рассматриваемых форм тел обычно сосредоточены
в носовой части. Возникновение угла атаки, изменяя характер
обтекания, приводит к образованию двух вихрей, расположенных
справа и слева на подветренной стороне тела вращения. В итоге
этого происходит изменение величин аэродинамических сил, как
иа носовой, так и на средней и кормовой частях тела вращения.
Поскольку эти изменения оказываются различными для различных
Участков и по-разному изменяются по углам атаки и числам М^,
то рассмотрение изменения подъемной силы и положения центра
Давления целесообразно проводить раздельно для носовой, средней
и кормовой частей. Однако при этом следует иметь в виду, что имеет
место влияние одной части на другую и раздельное рассмотрение
аэродинамических характеристик отдельных частей является услов-
Дьтм и целесообразно только для более наглядного понимания осо-
бенностей аэродинамических характеристик.
? Петров К. П. 193
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
4.4.1. Влияние формы носовой части
иа нормальную силу и положение центра давления
В данном случае рассматриваются только симметричные формы
носовых частей. Исследование влияния как симметричных, так и
несимметричных форм носовых частей на аэродинамические харак-
теристики тел вращения при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях
в большом диапазоне углов атаки изложено в работе [9].
На рис. 4.43 иллюстрируется влияние на основные аэродинамиче-
ские характеристики тела вращения трех весьма крайних, не только
но форме, но и по характеру обтекания (см. выше) носовых частей.
В проведенных исследованиях числа Re изменялись в диапазоне
от Re, = 7-106 до Re, - 18* Ю6.
При дозвуковых скоростях в области малых углов атаки (сс < 6 )
величины коэффициентов нормальной силы для трех моделей ока-
зываются весьма близкими.
Меньшая величина tnzy модели с полусферической носовой частью
объясняется тем, чго аэродинамическая нагрузка в этом случае
сосредоточена на меньшем участке носовой части и центр давления
расположен ближе к носу, чем у моделей с другими формами носо-
вых частей (см. зависимости распределения давления на рнс. 4.15).
Нелинейность зависимостей су = f (а) и tnz = f (су), связанная
с образованием двух вихрей на подветренной стороне, наступает
на углах а > 6 ... 8°.
Влияние сжимаемости воздуха проявляется не только в возникно-
вении волнового сопротивления, которое оказывается наибольшим
у модели с тупой — полусферической головной частью [рис. 4.43,
см. зависимости = f(a)], но и в особенностях протекания зави-
симостей су — f (а) и tnz =--- f (Су). Как уже было отмечено выше,
на дозвуковых скоростях при обтекании тупой носовой части поток
отрывается от поверхности тела. Особенно остро это проявляется
на цилиндро-коническнх формах при больших значениях угла при
вершине конуса. В основе этого влияния лежит обстоятельство,
связанное с тем, что дозвуковой поток идеального газа не может
обтечь без отрыва излом контура в виде выпуклого угла. Только
в условиях реального газа при наличии пограничного слоя, закруг-
ляющего излом контура, поток может повернуть без отрыва при
сравнительно небольших углах носового конуса (полуугол 0 < 15°).
Однако при больших углах носового конуса наличие пограничного
слоя не может обеспечить безотрывного обтекания прн дозвуковых
скоростях. И только при приближении и трансзвуковым скоростям
(Моо > Мчр), когда за головным конусом образуется местная сверх-
звуковая зона, возникают условия для безотрывного обтекания тела
вращения с тупой носовой частью, в частности с конической. Пере-
ход отрывного обтекания носовой части к безотрывному сопрово-
ждается существенными изменениями в распределении местных
аэродинамических нагрузок по длине тела, а также в изменении
протекания суммарных аэродинамических характеристик как по
углам атаки, так и по числам М*,.
194
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.43. Влияние формы носовой части тела вращения
мические характеристики при различных числах Мж
на основные аэродина-
При наличии и возрастании угла атаки размеры отрывной зоны
иа подветренной стороне цилиндрического участка увеличиваются,
а иа наветренной стороне — уменьшаются. В результате этого раз-
режение, действующее за конусом на цилиндрическом участке, на-
чинает падать на подветренной стороне, а иа наветренно!1! стороне —
возрастать, превосходя по величине значения на подветренной сто-
роне. В итоге иа цилиндрическом участке за носовой частью при
положительных углах атаки возникает отрицательная нормальная
сила (рис. 4.44, см. зависимость — / (/ц/d) для 0 - 35° и Мж =
- 0,9).
При достижении определенного угла атаки, при котором срыв
на наветренной стороне стал минимальным, а иа подветренной сто-
роне — максимальным, в условиях перехода к скоростям, превосхо-
дящим значения Мкр, отрыв потока внезапно устраняется и нормаль-
ная сила скачкообразно возрастает. В частности, у тела вращения
с полусферической носовой частью начиная с Мж — 0,9 в диапа-
зоне а = 5 ... 6 наблюдается скачкообразное увеличение коэффи-
циента нормальной силы и продольного момента. На рис. 4.43 при-
ведены экспериментальные зависимости для М- = 0,95, показы-
7*
195
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.44. Влияние формы носовой части на рас-
пределение производной нормальной силы по углу
а га к и подлине цилиндрического участка тела вра-
щения при различных числах Мео’
---------------н = I г. -------П = зо°.
_------------------------------_-6 - 35°
вающие это скачкообразное изменение
характеристик, свидетельствующее о пе-
реходе от отрывного к безотрывному обте-
канию. Следует заметить, что скачкооб-
разный режим перехода является не-
устойчивым и сопровождается гистерези-
сом в протекании аэродинамических зави-
симостей при прямом и обратном изме-
нении угла атаки.
Отмеченное явление в большой мере
зависит от формы носовой части. При
плавных н удлиненных формах оно не
проявляется, а на коротких формах с из-
ломом образующей проявляется наиболее
остро. Наиболее характерным случаем
является сочетание конуса с цилиндром.
Экспериментальные исследования показывают, что чем больше при-
туплено тело или чем больше угол носового конуса, тем на боль-
шую величину скачкообразно увеличиваются коэффициенты с(( и тг
при достижении определенного значения угла атаки.
Прн переходе к сверхзвуковым скоростям, при которых отсут-
ствуют условия отрыва (характерные дозвуковым скоростям) имеет
место плавное изменение зависимостей су = f (а) и mz — f (су)
(см. рис. 4.43 при Моо = 4,0).
Величина коэффициента нормальной силы тела вращения скла-
дывается из силы, действующей на носовую часть, и силы, действую-
щей на цилиндрическую часть, которая, в свою очередь, содержит
нормальную силу, индуцированную на ней носовой частью. Нормаль-
ная сила, действующая на носовую часть, практически близка по ве-
личине силе, действующей на изолированное тело аналогичной формы
и практически линейно изменяется в широком диапазоне углов атаки
и чисел Моо. Нормальная сила, действующая на цилиндрическую
часть, зависит от ее удлинения, и поскольку она в определенной
степени индуцируется вихрями иа подветренной стороне, то изме-
няется нелинейно. При переходе к сверхзвуковым скоростям нели-
нейность зависимости Си = f (а) несколько возрастает, ^а вели-
чина Су в большой степени зависит от формы или, точнее от площади
боковой поверхности носовой части. Последнее обстоятельство свя-
зано с тем, что при сверхзвуковых скоростях величины сил давления
определяются ориентацией элементов поверхности к вектору ско-
рости набегающего потока. При сильно затупленной носовой части
(например, полусферическая носовая часть) силы давления на эле-
196
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 4 45. Влияние удлинения носовой части конической и оживальной формы
на основные аэродинамические характеристики в зависимости от числа Моо
менты поверхности дают наибольшие составляющие продольной
силы и наименьшие составляющие нормальной силы. В случае
удлиненных носовых частей с большой площадью боковой поверх-
ности силы давления дают наибольшие составляющие нормальной
силы и наименьшие составляющие продольной силы. Поэтому вели-
чина производной Су для тела с полусферической носовой частью
оказывается существенно меньшей, чем с конической и оживальной
частями * (см. рис. 4.43).
Форма носовой части оказывает влияние на изменение аэродина-
мических характеристик тела вращения при возрастании чисел М№1
На рис. 4.45 эго влияние иллюстрируется на примере тела враще-
ния с оживал ьными и коническими носовыми частями различного
* Следует иметь в виду, что в данном случае величины аэродинамических сил
были отнесены к площади поперечного сечения тела вращения. Если их отнести
к площади боковой поверхности, то разница в значениях для различных форм
носовых частей будет меньше,
197
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.46. Влияние формы но-
совой части на положение цен-
тра давления тела вращения в
зависимости от числа Мао:
---------------------е = 11°;-------------е
— 25°;---------------0 = 35°
удлинения при неизменном удлинении цилиндрической части тела.
Наибольшие изменения в протекании зависимостей = f (Мое) и
f (Моо) наблюдаются в трансзвуковом диапазоне чисел Мое н
связаны с переходом от отрывного к безотрывному обтеканию.
Для плавных и удлиненных носовых частей оживальной формы
так же» как и для конической формы с малой величиной полуугла
при вершине (6^ 11°), на которых отсутствует область отрыва»
изменение аэродинамических характеристик при переходе от дозву-
ковых к сверхзвуковым скоростям оказывается минимальным. В про-
тивоположность этому для носовых частей малого удлинения и
в особенности с изломом образующей, которые при дозвуковых
скоростях обтекаются с отрывом потока (в области соединения носо-
вой и цилиндрической частей) наблюдаются значительные изменения
при переходе к сверхзвуковым скоростям. Особенно резкие измене-
ния характеристик наблюдаются для конической носовой части
с полууглом при вершине 9 = 35°. Как отмечалось выше, для тел
вращения с такими носовыми частями имеет место отрыв потока
в области соединения носовой и цилиндрической частей. Отрыв
в этой области, естественно» приводит к исключению части цилин-
дрической поверхности из создания нормальной силы. В ряде слу-
чаев (большая кривизна в области соединения носовой части с ци-
линдром или большой угол при вершине носовой части) отрыв ока-
зывается настолько интенсивным, что создается даже отрицательная
нормальная сила. При этом чем больше угол при вершине носового
конуса, тем на большем участке цилиндра за конусом создается
отрицательная нормальная сила (см. рис. 4.44). При этом центр
давления располагается иа сравнительно большом расстоянии от
места излома контура нли начала отрыва потока (рис. 4.46). При ско-
ростях, превышающих критические значения (М(Х > М1р), возникно-
вение местных сверхзвуковых зон приводит к устранению отрыва.
В результате перестроения отрывного течения на безотрывное на
цилиндрическом участке за носовым конусом восстанавливается
положительная нормальная сила, что приводит к резкому перемеще-
нию центра давления вперед *.
К сказанному следует еще добавить, как это было замечено при
анализе зависимостей на рис, 4.43, что форма головной части оказы-
вает влияние иа величину Су прн сверхзвуковых скоростях. Это также
* На рис. 4.46 положение центра давления выражено в диаметрах цилиндри-
ческой части тела вращения, а на рис, 4.45 — в долях длины всего тела вращения.
198
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
видно и из рис. 4.45. Для удлиненных носовых частей характерно
большее значение величин и даже некоторое увеличение их с ро*
стом чисел Моо.
4.4.2. Влияние длины средней части
на нормальную силу и положение центра давления
Как можно было видеть из приведенных выше данных, распреде-
ление аэродинамической нагрузки по длине тела вращения весьма
неравномерно. Наибольшая нагрузка сосредоточена в области носо-
вой части и ее сочленения с цилиндрической частью. Величина ее
определяется формой носовой ча< ти н скоростью обтекающего по-
тока (Моо).
По графикам, приведенным на рнс. 4.29—4.32, можно проследить
качественное влияние длины средней части тела вращения с различ-
ными формами носовой части на зависимости н от числа Моо
набегающего потока [191. Обращает на себя внимание тот факт, что
наибольшее влияние длины средней части проявляется при транс-
звуковых и малых сверхзвуковых скоростях. Наиболее регулярный
характер этого влияния наблюдается в зависимостях с™ = f (Моо)*
При сверхзвуковых скоростях свыше М«> > 2,0 влияние длины
средней части практически не проявляется в зависимостях с„ и
= f (ЛЦ (за исключением зависимости = f (Моо) для тела
с длиной 6d). Чтобы объяснить этот факт, нужно обратиться к рнс. 4.3,
нз которого видно, что прн переходе к сверхзвуковым скоростям
обтекания, происходит перемещение навстречу потоку начала сво-
рачивания вихрей на подветренной стороне тела вращения. Как след-
ствие этого передний участок цилиндрической части тела вращения
нагружается еще больше за счет добавки от нелинейного изменения
нормальной силы. В условиях перемещения начала сворачивания
вихрей вперед увеличение длины кормовых участков тела вращения
не может дать существенного приращения нормальной силы. Дело
в том, что центр вихря при этом будет удаляться от поверхности
тела, а его диаметр будет возрастать, что приведет к уменьшению
скоростей на поверхности тела. Прн переходе к развитому сверх-
звуковому обтеканию (Мос > 2,0) положение начала сворачивания
вихрей стабилизируется, а центр вихря вследствие возрастания
поперечной составляющей скорости, будет удаляться от поверхности
тела, что, по-видимому, н является причиной отсутствия влияния
длины тела на зависимости с,7 = f (М^). В соответствии с измене-
нием зависимостей Су = f (МЛ) происходят изменения в положении
центра давления при увеличении длины цилиндрического участка
тела.
4.4,3, Влияние формы кормовой части
на подъемную силу и положение центра давления
Наибольшая разница (как в характере обтекания, так и в сум-
марных аэродинамических характеристиках) во влиянии формы кор-
мовой части на подъемную силу н положение центра давления на-
199
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.47. Влияние формы кормовой части на основные аэродинамические харак-
теристики тела вращения при различных числах М«> (Rep = 3,4* 105):
----------Moo = 1,0;---------------Moo 0.90; ----------------Moo— 0.95;
----------°’50
блюдается между сужающимися и расширяющимися формами. Рас-
ширяющиеся (конические) формы кормовой части обычно исполь-
зуются в качестве аэродинамического стабилизатора на сверхзвуко-
вых летательных аппаратах в связи с тем, что их эффективность
практически не уменьшается с ростом числа Мж. Влияние коннч-
ностн расширяющейся кормовой части на нормальную силу и поло-
жение центра давления при сверхзвуковых скоростях изложено
в работе [5]. Ниже рассматривается сужающаяся кормовая часть [62J
в соответствии с рассмотренным выше характером обтекания.
Тело вращения с сужающейся конической кормовой частью
(рис. 4.47) обладает по сравнению с цилиндрической частью мень-
шим лобовым сопротивлением в основном вследствие меньшего дон-
ного сопротивления, н меньшнм значением производной с%а (в при-
веденных исследованиях донное давление не вычиталось нз полного
сопротивления модели). Последнее обстоятельство связано с тем,
200
WWVokbla.spb.ni Самолёт своими руками..
что сужающаяся поверхность кормовой части при заданном угле
атаки имеет меньшую площадь и меиынин наклон к вектору скорости
иевозмущенного потока, с одной стороны, а с другой стороны, может
находиться в зоне срыва за местом излома контура. В результате
этого сужающаяся коническая кормовая часть тела создает мень-
шую подъемную силу, чем цилиндрическая часть той же длины.
Особенно заметно это проявляется иа величине продольного момента
при малых углах атаки. Из рассмотрения зависимостей т2 = f (суа)
на рис. 4.47 можно видеть, что свыше определенных углов атакн
(суа > 0,6) производные т^а для цилиндрической и конической
форм практически совпадают, в то время как в области малых углов
атаки (меньших 6°), т. е. меньшнх угла конусности кормовой части,
производная т2/а для тела с сужающейся конической кормовой
частью имеет положительное значение, что свидетельствует о рас-
положении центра давления перед носовой частью.
4.4.4. Влияние формы поперечного сечения тела
большого удлинения на его основные
аэродинамические характеристики
В ряде случаев поперечные сечения фюзеляжа по тем нли иным
соображениям выполняются отличающимися от формы круга. При
малых углах атаки (а > 5°) наибольшие отклонения от круговой
формы поперечного сечен ня не влияют заметным образом на поле
скоростей вокруг фюзеляжа и его основные аэродинамические ха-
рактеристики. В частности, приращения наибольших скоростей АУХ,
вызванные фюзеляжем, и характер их затухания по мере удаления
от фюзеляжа (в направлении осн OZ) оказываются практически
одинаковыми как в случае круглого, так и эллиптического сечения.
Больше того, относительные значения приращения АУХ = AVx/Voo
и характер изменения AVX — f (г) оказываются одинаковыми для
тел вращения и тел с эллиптическим поперечным сечением, если
эти тела имеют одинаковые площади поперечных сечений. 1Мери-
диональный обвод, определяющий закон изменения площади попе-
речного сечения фюзеляжа по его длине, наоборот, оказывает суще-
ственное влияние не только на величину наибольших скоростей
AVxmax, но и на характер затухания А]/х = f (г) в поле вокруг
фюзеляжа.
Когда поперечные сечения фюзеляжа не могут быть выполнены
в форме круга, закон изменения площади поперечного сечения
= f (х) такого фюзеляжа целесообразно подчинить кривой,
дающей относительно меньшие возмущения [например, уравне-
ние (4.1) при т — 0,41, т. е. площадь поперечного сечения 5фго3 (х)
Должна быть равна площади круга, радиус которого определяется
Уравнением (4.1) при т — 0,4.
При углах атаки а > 5° форма поперечного сечения тела вра-
щения большого удлинения начинает оказывать существенное влия-
201
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.48. Влияние формы поперечного сечения на основные аэродинамические
характеристики тела большого удлинения при различных числах Моо:
-----------Мею 0.6. М№ =- 0,9;-----------------------Моо = 1.2:
-----------М* - 1,5, - - Моо - 2.0
ние на его аэродинамические характеристики. Это влияние связано
с нелинейными добавками в аэродинамических величинах, опреде-
ляемыми образованием вихревых систем на боковых частях под'
ветреиной стороны тела вращения. На рис. 4.48 приведены резудь*
талы исследований [38 ] тел большого удлинения с круглым и эллип-
тическим (отношение радиусов alb 2) поперечными сечениями-
В обоих случаях площади соответствующих поперечных сечении
были одинаковыми. При одинаковой длине удлинение тела с круг0"
202
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
вым поперечным сечением было равным 10d, а удлинение носовой
части оживальной формы было равным 3d. При испытаниях в аэро-
динамической трубе тело с эллиптическим сечением располагалось
так, что плоскость больших диаметров была перпендикулярна
к плоскости углов атаки. Числа Rej = 4,3*105 при дозвуковых
скоростях и Rej - 3,8-105 при сверхзвуковых скоростях. Аэроди-
намические характеристики отнесены к площади донной части.
Приведенные зависимости показывают, что переход от круглого
сечения к эллиптическому существенно увеличивает коэффициент
нормальной силы. Благодаря этому существенно возрастает и аэро-
динамическое качество. Положение центра давления при а > 20°
мало зависит от формы поперечного сечения, ио при а = 6 ... 10°
центр давления для тела с круглым сечением располагается ближе
к и осу.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
глава 5. Аэродинамика органов
управления и стабилизации
5.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ*
Органы управления и стабилизации применяются для обеспечения
возможности балансировки летательного аппарата относительно трех осей и созда-
ния угловых скоростей и ускорений, потребных для выполнения маневров.
Поперечная управляемость обычно осуществляется элеронами, флаперонами,
интерцепторами, дифференциальным стабилизатором, а также подключением в канал
крена руля направления или целиком поворотного вертикального оперения. Харак-
терная особенность органов поперечного управления состоит в том, что при их
отклонении наряду с моментами крена возникают моменты рыскания, которые,
например, для элеронов и дифференциального стабилизатора на малых углах атаки
являются «подкручивающими», а для больших углов атаки *— тормозящими. В ре-
зультате на больших углах атаки из-за тормозящих моментов рыскания располага-
емая эффективность поперечного управления уменьшается.
Продольное управление обычно осуществляется рулями высоты (при неподвиж-
ном стабилизаторе), переставным стабилизатором с рулем высоты и управляемым
стабилизатором без руля высоты (целиком поворотное горизонтальное оперение).
Путевое управление осуществляется рулем направления, целиком поворотным
вертикальным оперением и подфюзеляжными поворотными килями.
Выбор тех или иных органов управления определяется назначением летатель-
ного аппарата, его аэродинамической компоновкой и режимами полета. На бес-
пилотных летательных аппаратах кроме перечисленных выше аэродинамических
средств управления применяются средства, использующие реактивную тягу двига-
телей. Наравне со специальными управляющими двигателями используется поворот
сопел основных двигателей аппарата или изменение направления вектора тяги этих
двигателей, а также рули, устанавливаемые в сопле двигателя (газовые рули).
Основные требования, предъявляемые к органам управления, относятся к их
эффективности и шарнирным моментам (в особенности при отсутствии бустеров),
потребным для их отклонения. При небольших углах отклонения эффективность
органов управления может быть характеризована величинами mJ; mJ и mJ. Положи-
тельным углом отклонения органа управления считается угол, при котором задняя
кромка отклоняется вниз и вправо, если смотреть ио оси ОХ (продольная ось лета-
тельного аппарата) вперед. Кроме значения производных для характеристики ма-
ксимальной эффективности органа управления необходимо знать углы, до которых
имеет место прирост моментов при отклонении органов управления. Эффективность
органов управления зависит как от геометрических параметров самих рулей, так
и от геометрических параметров летательного аппарата, и в частности, от параметров
крыла и оперения. В последнем случае на эффективность рулей может оказывать
влияние профиль крыла и оперения, наличие щелей между рулем и основной частью
крыла и оперения (или фюзеляжа) и другие факторы. Кроме того, эффективность
органов управления может зависеть от наличия аэродинамической компенсации,
а также от интерференции с другими частями летательного аппарата.
Шарнирные моменты органов управления определяют усилия на ручке управле-
ния и педалях при непосредственном ручном управлении пилотируемых аппаратов
и потребные тяги бустеров при бустерном управлении, а также усилия, которые
должна развивать рулевая машина на беспилотном аппарате. Шарнирные моменты
* Обширные исследования аэродинамических органов управления и стабиди-
зацин были проведены А. Б. Лотовым, В. Г. Микеладзе, А. Ж- Рекстиным и ДР-
Часть результатов этих исследований приведены в данной главе.
204
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
органов управления определяются относительно оси вращения. Положительным
направлением шарнирного момента считается такое направление, прн котором шар-
нирный момент стремится повернуть вокруг оси вращения заднюю кромку руля
вниз и вправо. Шарц ирные моменты зависят от тех же параметров, что и эффектив-
ность органов управления и в большой степени зависят от типа и размеров аэро-
динамической компенсации. Аэродинамическую компенсацию органов управления
можно разделить на следующие типы: а) осевая компенсация (и ее частный случай —
конструктивная компенсация), б) внутренняя компенсация, в) сервокомпенсация,
г) роговая компенсация. Заметим, что на скоростных летательных аппаратах, как
правило, используется осевая или конструктивная компенсация.
Развитие летательных аппаратов привело к существенному расширению диапа-
зона режимов полета как по скоростям и высотам полета, так и по углам атаки. Это
не только количественно, но и качественно изменило подход к оценке управляемости
летательными аппаратами. Увеличение скоростного напора и возрастание углов
атаки полета, а также увеличение размеров летательных аппаратов неминуемо
влечет за собой увеличение нагрузок па органы управления. В этих условиях при-
меняются бустеры в системе управления.
Из-за ограниченности объема книги и отсутствия литературных эксперимен-
тальных систематизированных данных в настоящей главе рассматриваются только
простейшие аэродинамические органы управления пилотируемых летательных
аппаратов в диапазоне сравнительно небольших углов атаки. При этом рассмотре-
ние аэродинамических характеристик ограничивается в основном случаями изоли-
рованных органов управления. Естественно, что аэродинамические характеристики
органов управления в системе конкретного летательного аппарата могут суще-
ственно отличаться от изолированного случая. Так, например, при а — = О
на изолированном горизонтальном оперении шарнирный момент отсутствует, в то
время как на конкретном летательном аппарате из-за наличия местных скосов по-
тока в области руля может возникнуть нулевой шарнирный момент-
Кроме того, для скоростных летательных аппаратов приведенный материал
является недостаточным, так как при больших углах атаки в диапазоне трансзвуко-
вых и сверхзвуковых скоростей аэродинамические характеристики органов упра-
вления могут существенно отличаться от приведенных ниже.
5.2. ХАРАКТЕР ОБТЕКАНИЯ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ РУЛЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ
НА ПРОФИЛЕ
Аэродинамические характеристики рулей и элеронов зависят
от формы в плане как самого крыла или оперения, так и от формы
в плане установленных на них рулей или элеронов, а также от ха-
рактеристик профиля с отклоненным рулем (или элероном). Иссле-
дования прямоугольных крыльев с отклоненными рулями позволяют
получить качественные результаты по характеру обтекания н аэро-
динамическим характеристикам профиля с отклоненным рулем,
по влиянию формы профиля на эффективность и шарнирные моменты
аэродинамических органов управления. Для получения количе-
ственных данных по эффективности и шарнирным моментам органов
управления необходимы исследования крыльев конечного размаха.
На рис. 5.1 приведены зависимости cyil = f (а) и mz ---- f (c^a)t
полученные из исследований прямоугольного крыла [63J с откло-
ненным рулем. В проведенных опытах крыло, имеющее относитель-
ную толщину с = 17 %, упиралось торцами в стенкн трубы, что
обеспечивало определение характеристик профиля. Исследования
проводились при числе Re6 2,2-10е и числе — 0,13. Руль,
отклоняемый на положительные и отрицательные углы, имел хорду
205
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис, 5,1. Зависимость эффективности руля на профиле от величины угла его откло-
нения и щели между рулем и основной частью профиля
(от оси вращения до задней кромки), равную 20 % хорды крыла,
и конструктивную компенсацию.
Положительным углам отклонения руля соответствуют положи-
тельные приращения коэффициента подъемной силы и отрицатель-
ные приращения момента тангажа. Отклонение руля на отрицатель-
ные углы сопровождается приращением аэродинамических характе-
ристик с обратным знаком. Как при положительных, так и при
отрицательных углах отклонения руля наблюдается уменьшение
значения критического угла атаки, а также увеличение лобового
сопротивления профиля. Однако при малых отрицательных углах
отклонения руля на толстых профилях с отогнутой хвостовой частью
может наблюдаться уменьшение сопротивления профиля.
В области малых значений углов отклонения рулей имеет место
линейное приращение Асуа и Ат2 (см. дополнительные зависимости
на рис. 5.1). С ростом углов отклонения линейность зависимостей
Ас|/0 и Ат2 ---= f (S) нарушается и сопровождается уменьшением
эффективности руля, которое тем заметнее, чем больше ширина
щели между рулем и основной частью профиля.
Изменение подъемной силы профиля при отклонении руля вызЫ' .
вается перераспределением давления практически вдоль всей его
хорды (рис. 5.2, см. зависимость ср = f (%) прн Моо = 0,29). Эпюра г
206
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Отрицательная
подъемная сияй
Рис. 5.2. Изменение распределения давления по верхней и нижней поверхности
профиля вызванное отклонением руля при различных числах Мое
О 0,2 Ot4 0t6 0,6 */b
давления по хорде руля имеет форму, близкую к треугольной, с пи-
ками разрежения и давления вблизи осн вращения руля [27 ], Харак-
тер обтекания профиля в области задней кромки руля в большой
мере связан с величиной угла между касательными к верхней н
нижней образующими контура профиля в области его хвостика (угол
схода а). При большом значении угла схода а в эпюре распределе-
ния давления вблизи хвостика профиля наблюдается петля. Это озна-
чает, что на концевом участке хорды профиля (на котором обычно
имеет место восстановление давления) по нижней стороне уста-
навливается большее давление, чем на верхней стороне профиля.
Следовательно, на этом участке будет действовать отрицательная
подъемная сила. Руль на профиле с большим углом схода даже при
конструктивной компенсации может иметь существенно нелинейные
характеристики шарнирных моментов. Это связано с тем, что при
малых углах отклонения наличие петли в распределении давления
у задней кромки приводит к появлению компенсирующего шарнир-
ного момента, а значит к уменьшению производной /4- При боль-
ших углах отклонения петля в эпюре распределения давления ликви-
дируется и зависимости тш = f (6) становятся линейными. С умень-
шением угла а происходит сокращение как области нелинейного
изменения зависимости тш = f (6), так и самой нелинейности.
Для рулей с большими углами а даже при конструктивной компен-
сации может иметь место перекомпенсация по углу атаки и углу
отклонения. Степень перекомпенсации уменьшается с уменьше-
нием а.
Перекомпенсация при малых углах б недопустима для органов
управления прн безбустерном управлении и может привести к воз-
никновению тряски. В целях изменения производных пС и тш
при малых а н б для заданного профиля прибегают к утолщению
его задней кромки или установке вдоль нее пластинки с шириной,
меньшей 0,03—0,04 хорды профиля.
207
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.3. Схемы некоторых видов аэродина-
мической компенсации руля-
а конструктивная: б — осевая; я внутрен-
няя; 1 — ось вращения р;ля, 2 — камера вну-
тренней компенсации, 3 — компенсирующая по
верхность
Величина шарнирного момента
руля на профиле заданной формы
связана с видом аэродинамической
компенсации (рис. 5 3). Аэродина-
мическая осевая компенсация харак-
теризуется площадью осевой ком-
пенсации и формой профиля носка
руля. Увеличение полноты профиля
носка при постоянной площади осе-
вой компенсации приводит к умень-
шению шарнирного момента. Увели-
чение относительной площади осе-
вой компенсации при заданной форме носка также приводит
к уменьшению шарнирного момента, однако при этом может усили-
ваться нелинейность зависимости тш - f (6).
Эффективность внутренней компенсации определяется величиной
перепада давлений между верхней и нижней камерами внутренней
компенсации и статическим моментом площади компенсирующей
поверхности. В первом приближении эффективность внутренней
компенсации может быть оценена по распределению давления на
профиле с отклоненным рулем.
Влияние сжимаемости воздуха при увеличении скорости полета
приводит к изменению характера обтекания профиля с отклонен-
ным рулем. Это вызывает изменение эффективности и шарнирного
момента руля. Приращение разрежения или давления при отклоне-
нии руля распространяется на всю хорду профиля только при до-
критических числах Мео. При числах > М|ф на профиле возни-
кают сверхзвуковые зоны, которые замыкаются прямыми скачками
уплотнения. Естественно, что в этих условиях при отклонении руля
изменение давления на передней части профиля перед скачком
уплотнения не может происходить, так как возмущения давления,
вызванные отклонением руля через сверхзвуковую зону не пере-
даются. Поэтому, например, при Моо — 0,83 (см. рис 5.2) все при-
ращение подъемной силы обусловливается перераспределением дав-
ления только на самом руле и на участке профиля непосредственно
перед рулем. Однако величина площади диаграммы распределения
давления по сравнению с малыми скоростями пока сохраняется
почти без изменения.
Следует иметь в виду, что в этом диапазоне чисел М™, немного
превышающем критические значения Мкр, величина производной
дсу(]/да профиля с неотклоненным рулем плавно возрастает с уве-
личением М^. При определенных значениях MTO, при которых ска-
чок по нижней поверхности начинает «обгонять» скачок по верхней
поверхности при их движении к задней кромке профиля, величина
208
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5 4. Зависимости дс и f (М^) при различных углах атаки
(вертикальными черточками отмечены числа Моо, соответствующие положению
скачка уплотнения па 15 % хорды впереди оси вращения руля), профиль NACA-M
с рулем Ьр = 0,36)
dciJa/da достигает максимума. Исследования показали, что даже
сравнительно небольшие углы отклонения руля существенным об-
разом сказываются на протекании производной дсуа/да — f (М^) и
изменении угла нулевой подъемной силы.
При небольшом отрицательном значении б максимум дсуа1да
перемещается на большие числа Моо, а при положительных значе-
ниях б, наоборот, — перемещается в область меньших чисел Мто.
При небольшом положительном угле отклонения руля (б ж 1,6°) и
всех отрицательных (до —8°) величина производной dcyJda в области
максимума оказывается заметно большей, чем при 6 = 0.
В рассматриваемом диапазоне чисел Моо отклонение руля воз-
действует на возрастающую по числам Мж подъемную силу профиля.
Поэтому эффективность руля, выражаемая производной дсуа/да (при
малых а и б), непрерывно увеличивается с ростом скорости невоз-
мущенного потока. При этом сохраняется линейный характер зави-
симостей сьа = f (б) (в диапазоне малых а), наблюдавшийся при
малых дозвуковых скоростях.
Как показали исследования, уменьшение эффективности руля
начинается при том числе Мто, при котором скачок уплотнения до-
стигает положения приблизительно на 10—15 % хорды профиля
впереди оси вращения (см. эпюру при Мж = 0,86 на рис. 5.2). Вели-
чина этого числа определяется главным образом характером
распределения давления в диффузорной части профиля, т. е. зависит
от формы профиля, угла отклонения и размеров руля.
Отклонение руля вызывает значительное перемещение скачков
уплотнения, которые обусловливают изменение эффективности руля
(см. зависимости дсуц/дЬр = [ (Мто) на рис. 5.4). Так, например,
при отклонении руля на положительный угол скачок по нижней
, 8 Петров П. К. 209
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
поверхности отодвигается от руля, а по верхней поверхности при-
ближается к нему, чю сокращает и так небольшую часть хорды про-
филя, на которою может воздействовать отклонение руля. Чем
больше угол отклонения руля, тем при меньшем числе Моо скачок
уплотнения достигает положения приблизительно на 15 % хорды
впереди оси вращения руля и тем при меньших числах Моо имеет
место падение Дсуа.
Если при неотклоненном руле скачки уплотнения по верхней и
нижией поверхности при своем перемещении к хвостику профиля при
числах Моо, значительно превышающих Мнр, переходят через ось
вращения руля, то при отклоненном руле оии оставнавливаются
приблизительно на оси вращения практически независимо от вели-
чины углов а и 6. Эффективность руля начинает определяться только
давлением на его поверхность.
При малых 6 по части нижней поверхности руля может воз-
никнуть разрежение, превосходящее разрежение по верхней по-
верхности, где обычно возникает отрыв потока из-под скачка уплот-
нения. В результате этого уменьшается перепад давлений на откло-
ненном руле и смещение центра давления руля назад. На профиле
с большим углом схода у задней кромки может иметь место полная
потеря эффективности руля, а при возникновении отрицательной
подъемной силы по части хорды руля (см. эпюру при Моо = 0,86
на рис. 5.2) —даже обращение действия руля (которое, как пра-
вило, устраняется при увеличении угла отклонения). На профилях
с плавным диффузором и с небольшим углом схода у задней кромки а
при наличии линейных образующих обращение действия руля
ие наблюдается.
В широком диапазоне чисел Моо (до Мое < Мкр) производная
как правило, оказывается практически постоянной. Смещение центра
давления назад при сверхкригических числах М^ приводит к росту
шарнирных моментов. Возрастание коэффициента шарнирного мо-
мента наступает почти при тех же значениях числа Моо, при которых
начинается падение производной cfa (см. зависимости на рнс. 5.4).
Исследования показывают, что даже небольшие углы отклонения
руля и связанное с этим перераспределение давления по его поверх-
ности и поверхности профиля, существенно влияют на величину
и изменение положения фокуса с ростом числа Моо. В зависимости
от знака угла отклонения руля число Моо, начиная с которого фокус
перемещается назад, либо увеличивается (при 6 < 0), либо умень-
шается (прн 6 > 0). Короче говоря, даже сравнительно небольшие
отклонения руля существенно сказываются на протекании всех аэро-
динамических характеристик профиля в зависимости от числа Моо.
Эти изменения главным образом связаны с влиянием отклонения
руля на положение скачков уплотнения, замыкающих местные
сверхзвуковые зоны иа верхней и нижней поверхности профиля.
Переход к сверхзвуковым скоростям приводит к резкому умень-
шению эффективности руля на профиле, которая при дальнейшем
увеличении числа Моо продолжает монотонно уменьшаться. Это
2Ю
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
уменьшение связано с тем, что отклонение руля при Моо > 1 вызы-
вает перераспределения давления лишь на самом руле, а оио при
увеличении уменьшается. Одновременно с уменьшением эффек-
тивности руля происходит рост шарнирного момента, связанный
со смещением центра давления на руле назад от оси вращения и
с уменьшением эффективности осевой компенсации. Если при до-
звуковых скоростях вблизи носка осевой компенсации отклоненного
руля возникает пик разрежения, приводящий к созданию компен-
сирующего момента от осевой компенсации, то при переходе к сверх-
звуковым скоростям перед носком отклоненного руля возникает
скачок уплотнения с зоной повышенного давления на его носке.
Это приводит к образованию петли в распределении давления на
носке осевой компенсации, что вызывает резкое уменьшение ее эф-
фективности. К этому следует добавить, что составляющая шарнир-
ного момента от снл, действующих за осью вращения, при переходе
к сверхзвуковым скоростям резко увеличивается, а компенсирую-
щий момент осевой компенсации при сверхзвуковых скоростях прак-
тически отсутствует.
5.3. АЭРОДИНАМИКА ОРГАНОВ ПРОДОЛЬНОГО
УПРАВЛЕНИЯ
г Продольная маневренность летательного аппарата в большой
мере определяется эффективностью руля высоты, т. е. его способ-
ностью изменять подъемную силу аппарата для перехода от одного
режима полета к другому. Знание коэффициентов подъемной силы
и шарнирных моментов рулей высоты в зависимости от их угла
отклонения 6В имеет первостепенное значение при расчете летных
характеристик летательного аппарата. Величина производной с™а
горизонтального оперения при заданном режиме полета зависит
от его формы в плане (стреловидность, сужение, формы передних
и задних кромок н т. д.) толшины и формы профиля и места распо-
ложения в системе всего летательного аппарата.
Для продольного управления летательными аппаратами могут
использоваться горизонтальное оперение с рулями высоты пли пол-
ностью поворотное оперение — управляемый стабилизатор. Эффек-
тивность таких органов управления оценивается величиной макси-
мального приращения коэффициента продольного момента тах,
которое можно создать при их отклонении, н величинами производ-
ных илн иа линейном участке зависимости mz = f (бв; ср).
При полете летательного аппарата, пилотируемого (управляе-
мого человеком) или беспилотного (управляемого специальной си-
стемой), всегда необходимо, чтобы приращение продольного момента
по углу отклонения органа управления имело монотонный характер,
ие зависящий от режима полета. Кроме того, эффективность органов
управления должна сохраняться до углов атаки, несколько боль-
ших диапазона, соответствующего летным режимам. Следовательно,
эффективность органов управления должна быть достаточной для
8*
211
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолет своими руками?!
того, чтобы вывести летательный аппарат из тех режимов полета,
которые для нг^го являются ^эксплуатационными.
В случае пилотируемого летательного аппарата при непосред-
ственном ручном безбу стер ном управлении необходимо обеспечить
приемлемые характеристики шарнирных моментов рулей. Общими
требованиями к характеристикам шарнирных моментов являются:
обеспечение монотонного изменения коэффициента тт по углу атаки
и углу отклонения рулей, обеспечение соответствующего соотноше-
иия между в и тш в, недопустимость перекомпенсации ио углу
отклонения рулей, а также малое влияние числа Моо на величины
коэффициентов шарнирных моментов. Аэродинамическая компоновка
горизонтального оперения летательного аппарата должна удовлетво-
рять ряду требований, связанных не только с аэродинамическими
характеристиками (эффективность, лобовое сопротивление, шарнир-
ные моменты) и характеристиками прочности самого оперения,
но и требований, связанных с аэродинамической компоновкой всего
аппарата.
Сжимаемость воздуха существенным образом влияет на характе-
ристики аэродинамических органов управления и может приводить
к резкому ухудшению несущих свойств оперения, снижению эффек-
тивности и росту шарнирных моментов рулей. Аэродинамическая
компоновка горизонтального оперения дозвукового летательного
аппарата должна обеспечивать удовлетворительную эффективность
рулей высоты до чисел Моо, превышающих значения чисел М, при
которых начинается резкое изменение аэродинамических характе-
ристик крыла, в особенности продольных моментов. Запас по чис-
лам Моо для оперения достигается применением более тонких про-
филей специальной формы в некоторых случаях небольшим увели-
чением угла стреловидности оперения по сравнению с углом стрело-
видности крыла.
Выбор угла стреловидности оперения определяет допустимую
максимальную относительную толщину профиля, при которой обес-
печивается желаемая эффективность, и величины шарнирных мо-
ментов рулей при больших скоростях полета. В целях снижения
массы оперения при обеспечении его прочности и жесткости можно
уменьшать удлинение и увеличивать сужение. Однако уменьшение
удлинения вызывает уменьшение эффективности рулей, а увеличе-
ние сужения сопровождается возрастанием шарнирных моментов
из-за увеличения абсолютной хорды рулей.
Для продольного управления сверхзвуковыми летательными
аппаратами целесообразно использование целиком поворотного го-
ризонтального оперения без рулей высоты —управляемого стаби-
лизатора. Это связано с тем, что при переходе от дозвуковых скоро-
стей к сверхзвуковым одновременно происходит уменьшение эффек-
тивности рулей и возрастание потребных для балансировки моментов
тангажа в связи с ростом запаса продольной устойчивости из-за
смещения положения фокуса аппарата назад. Применение управ-
ляемого стабилизатора позволяет не только обеспечить эффектив-
212
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис, 5.5. Схемы стреловидного (а) и прямого (б) горизонтального оперения с ру-
лями высоты
ность управления по тангажу при сверхзвуковых скоростях, но и
получить некоторый выигрыш в лобовом сопротивлении.
Форма горизонтального оперения в плане, в частности его стрело-
видность, может оказывать существенное влияние как на его аэро-
динамические характеристики, так и на эффективность рулей, рас-
положенных на нем. Для определения влияния стреловидности
горизонтального оперения были проведены сравнительные иссле-
дования прямого и стреловидного оперений, схемы которых приве-
дены на рис. 5.5. Оба оперения имели одинаковые удлинения % =
= 3,5, сужение т] = 2.5 и относительную габаритную площадь
рулей SH/Sr.0 = 0,3. Профиль оперений в сечениях, нормальных
к линиям четвертей хорд, имел толщину 10 %. Ои был построен
иа основе профиля NACA 0012 и модифицирован так, что имел
меньший угол схода о и притупленную заднюю кромку.
Стреловидное оперение имело угол стреловидности по линии чет-
вертей хорд % 40° и испытывалось с тремя вариантами рулей
высоты. Первый вариант имел симметричный носок и осевую ком-
пенсацию 13.2 % площади руля, второй —несимметричный носок и
осевую компенсацию 18,7 %, третий — также несимметричный носок
и осевую компенсацию 24,3 % (см. схему на рис, 5.5). Площадь
осевой компенсации рулей менялась путем переноса оси вращения,
а габаритная площадь руля сохранялась.
Прямое оперение имело угол стреловидности по линии четвертей
хорд % = 12° 30'. Ось вращения руля была нормальна к плоскости
симметрии оперения. Руль высоты прямого оперения соответствовал
третьему варианту руля стреловидного оперения и имел площадь
осевой компенсации 25,8 % площади руля.
Исследования аэродинамических характеристик оперений прово-
дились при малых дозвуковых скоростях и числах ReCAX = 4,2- 10е.
Коэффициент подъемной силы относился к габаритной площади
оперений, а коэффициент момеша тангажа — к габаритной площади
213
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Таблица 5 Л
Тип оперения Sa суа шах акр градус
Прямое Стреловидное % = 40° 0,058 0,053 1,24 0,97 21,5 19
и средней аэродинамической хорде и подсчитывался относительно
оси, проходящей через носок корневой хорды оперения; коэффи-
циенты шарнирных моментов обеих половин рулей относились к га-
баритной площади и средней хорде, определявшейся как отношение
площади руля к его длине по оси вращения.
Сравнение результатов исследований этих операций показало, что
прямое оперение обладает несколько лучшей несущей способностью
вплоть до критических углов атаки. Одиако производная суа стре-
ловидного оперения (/ = 40°) лишь немного ниже, чем у прямого.
Максимальное зиачеиие еуа стреловидного оперения несколько ниже
(примерно на 22 %), чем у прямого оперения, и достигается при
соответственно меньших углах атаки. Зависимость суа = f (а) в об-
ласти максимума для стреловидного оперения весьма пологая.
Сравнение основных параметров, характеризующих несущие спо-
собности исследованных оперений, приведено в табл. 5.1.
Кроме этого, на рис. 5.6 приведены зависимости, полученные
по экспериментальным исследованиям изолированных оперений, по-
казывающие влияиие угла стреловидности оперений различных удли-
нений иа величину производной
По результатам эксперимента фокус прямого оперения пасполо-
жен на 24 % САХ, а стреловидного (% = 40°) — иа 30 % САХ.
Таким образом, вследствие эффекта стреловидиости’фокус оперения
смещается на 6 % САХ назад.
Между носком руля и основной частью оперения имелась щель,
примерно равная 2 % средней хорды руля. При заклеенной щели
коэффициент схо оперения уменьшается, а производная суа возра-
стает на 3,5—5,5 %.
Исследования также показали (рис. 5.7), что линейность зависи-
мости суа — f (6R) для стреловидного оперения с рулем, имеющим
осевую компенсацию 24,3 %,
сохраняется до бв а? 25° во
всем исследованном диапазоне
углов атаки (до а 25°),
включая и закритнческую об-
ласть. У прямого оперения
Рис. 5.6 Влияние угла стреловидно-
сти на величину производной ccfa опе-
рений, имеющих различное удлинение
и относительную толщину с — 9 %
214
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 5.7. Влияние угла стреловид-
ности оперения на эффективность
рулей высоты прн одинаковой осе-
вой компенсации (а) (-— — —
X = 12° 30 ; 50к = 25,8 %,---
X = 40°; 50К = 24,3 %) и влияние
величины осевой компенсации на
эффективность рулей высоты one’
рения с одинаковым углом стрелО’
видности х = 40°; (б) — — — — —
" 13,2 %; * S0K =
= 18,7 %; ------ *$ок “ 24,3 %
с той же площадью осевой
компенсации руля линей-
ность суа = f (6В) сохраняется
до 6Г! 18° при всех углах
атаки до а,р.
Эффективность рулей оце-
нивается по интенсивности
возрастания с увели-
чением 6В, в частности, на
линейном участке этой за-
висимости и по максимальному приращению &суа при больших
отклонениях рулей. В линейной области эффективность рулей оце-
нивается значениями производной сУа и относительного коэффи-
циента эффективности рулей
дар
дЬБ
иа
суа
где а0 —угол атаки оперения с отклоненными рулями, при кото-
ром Суа = 0.
В данном случае эффективность рулей высоты с осевой компенса-
цией, примерно равной 25 % 6В, характеризуется величинами
Сиа = 0,029 и коэффициентом эффективности п — 0,49 на прямом
оперении и сУа 0,022 и п = 0,42 на стреловидном оперении.
Для рулей с конструктивной компенсацией влияние относитель-
ной хорды рулей до оси вращения (бв) на величину п может быть
оценено по приближенной формуле
б; cos х
в
По этой формуле получается, что переход от конструктивной
компенсации к осевой (при заданной габаритной площади) приводит
к уменьшению п, так как эффективность рулей с осевой компенса-
цией в основном определяется относительной хордой до оси враще-
ния. На рнс. 5.8 иллюстрируется закономерность уменьшения коэф-
фициента эффективности руля п с ростом угла его стреловидности.
Однако, несмотря на уменьшение величины п исследованного стрело-
видного оперения по сравнению с прямым, аэродинамическая мощ-
215
рения сохраняется до большего
чем у прямого (6П — - -30°).
Влияние осевой компенсаци]
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.8, Зависимость коэффициента эф
фе кп [ в 11 ости рулей от у гл а стрел ов ид 11 о-
сти рулей
ность рулей (при постоянном угле
атаки) обеих операций, оценивае-
мая максимальным приростом суа
при отклонении рулей, одинакова
и равна Асетах ~ 0,65. Это
объясняется тем, что эффектив-
ность руля у стреловидного опе-
угла его отклонения (бв = —40),
на стреловидном оперении выра-
жается в некотором снижении эффективности и аэродинамической
мощности руля с увеличением площади осевой компенсации при
заданной габаритной площади руля. У оперения с SCeK = 13,2 %
п = 0,51 по сравнению с п ™ 0,42 прн SV>K = 24,3 %. При рацио-
нальном выборе формы носка руля снижение аэродинамической
мощности рулей высоты за счет осевой компенсации незиачшельно.
В данном случае для уменьшения влияния осевой компенсации на
аэродинамическую мощность рулей при отрицательных отклонениях
носки были выполнены несимметричными. Они были повернуты
относительно оси вращения руля на 5° вверх от его хорды. Влияние
триммера на величину суа стреловидного оперения оказалось выше,
чем для прямого = 0,0025 для стреловидного оперения н 0,00125
для прямого). #
Изменение коэффициента момента тг с отклонением руля проис-
ходит более интенсивно у стреловидного оперения. При одинаковой
осевой компенсации Sn.b 25 % оно характеризуется производ-
ными — —0,030 для стреловидного оперения и (^)(Х=о =
= 0,022 для прямого оперения. При уменьшении площади осевой
компенсации руля на стреловидном оперении величина mz увеличи-
вается. Для руля с к 13,2 % (/и*)а_0 = —0,033. Производ-
ная взятая при Суа — const, практически не зависит от угла
стреловидности и площади осевой компенсации при постоянной
габаритной площади рулей.
Отклонение рулей высоты на отрицательные углы, больз не 20°,
вызывает некоторое смещение фокуса назад, причем смещение фо-
куса на стреловидном оперении происходит более интенсивно, чем
на прямом, и составляет 2—4 % САХ.
Изменение т~0 (т. е. mz при суа — 0) с отклонением рулей для
обоих оперений приблизительно одинаково. Среднее значение произ-
водной mz —0,008.
Отклонение триммера практически не оказывает влияния на
положение фокуса. Изменение mz с отклонением триммера для стре-
ловидного оперения (So.ь ~ 24,3 %) характеризуется производ-
216
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5 9. Влияние угла стреловид-
ности оперения на величину шар-
нирного момента рулей высоты при
одинаковой осевой компенсации
Sok = 25% (---------- - 40°,
---------------Xot25 - 12°30') (a)
и влияние величины осевой ком-
пенсации на величину шарнирного
момента рулей высоты оперения
с одинаковым углом стреловидно-
сти %0>2Б -- 40° (—---------------
Sqk = 13,2 % ; — — — — SOK —-
— 18,7 %;---------SOft-_ 24,3%) (б)
ной mJ —0,0025, а для
прямого (So. к =25,8%)
mz = —0,0015.
Характер зависимостей
тт -- f (6F) (рис. 5.9) для
прямого и стреловидного
оперений близок к линейному во всем диапазоне отрицатель-
ных углов отклонения рулей. При положительных углах отклоне-
ния для рулей с компенсацией 18,7 и 24,3 % лииейность =
= f (6П) несколько нарушается, что объясняется влиянием не-
симметричности формы носков рулей высоты (см. схемы иа рис. 5.5).
Приподнятые носки рулей при отрицательных углах отклонения
рулен выступают за контур профиля оперения позже, чем при поло-
жительных. Несимметричная форма иосков рулей обычно выби-
рается из соображений хорошей эффективности рулей на режимах
посадки.
Сравнение зависимостей гпш — f (6Н), приведенное на рис. 5.9,
показывает, что величины тш прямого и стреловидного оперений
начинают существенно различаться при отрицательных углах от-
клонения руля, больших 10°. При постоянном значении сиа произ-
водная Мс линейно зависит от величины cos2 %в. Наклон зави-
симостей (^ш)с — k (cos2 /в) связан с величиной относительной
площади компенсации рулей, выражаемой коэффициентом k, который
имеет значения: k =- 0,^057 для so. h = 13,2 %, k — 0,0038 для
к = 18,7 % и k — 0,0030 для $0,1; — 25 %. С увеличением
осевой компенсации влияние стреловидности на величину \тш)суа
проявляется слабее.
Величина (^ш)с вычисляется по формуле
(^1л)г^ — ТНщ
- пт^.
В диапазоне углов атаки а ~ 0 ...12е зависимость mBl = f (а)
линейна и характеризуется производными = —0,0006 для пря-
мого и — —0,0010 для стреловидного оперения при одинаковой
осевой компенсации ~25 %. Для рулей стреловидного оперения
217
www.vokb-la.spb.iii - Самолёт своими руками?!
Т а б л л и а 5.2
Тип оперения $о. к* тш/тш п ”'ш)
Прямое 25,8 24,3 0,20 0,36 0,10 0,15
Стреловидное Х = 40° !8,7 13,2 0,44 0,57 0,19 0,29
== — 0,0015 при So. к = 18,7 % и = —0,0034 при So. к =
= 13,2 %. Иными словами, для рулей стреловидных оперений ха-
рактерно высокое значение АДщ, которое уменьшается с увеличением
осевой компенсации (при постоянной габаритной хорде рулей).
Эффективность триммера иа руле стреловидного оперения сохра-
нялась во всем диапазоне исследовавшихся углов отклонения руля
и .триммера. Она оказалась несколько ниже, чем для прямого опе-
рения.
Отношение производных т^/шм вместе с фактором п (/Иш/тш),
определяющим уменьшение продольной статической устойчивости
самолета при освобождении руля, приведено в табл. 5.2.
Из таблицы видно, что в случае стреловидного оперения умень-
шение продольной устойчивости самолета при освобождении руля
больше, чем в случае прямого оперення. С уменьшением площади
осевой компенсации рулей стреловидного оперения устойчивость
падает сильнее. Это уменьшение устойчивости может быть устра-
нено введением грузов в систему управления.
При больших дозвуковых скоростях устойчивый и управляемый
полет может быть обеспечен применением стреловидного оперения.
На рис. 5.10 приведены результаты исследований изолированного
горизонтального оперения, нз которых видно, как изменяются его
основные аэродинамические характеристики при переходе от малых
дозвуковых скоростей к трансзвуковым скоростям полета. Схема
исследованного оперения приведена *на рис. 5.10, а его геометри-
ческие параметры приведены ниже.
Угол стреловидности по линии 1/4 хорд %г. о....................... 45°
Удлинение Хр_ .................................................. 3,25
Сужение Т]Г1 ................................................. 2
Относительная толщина профилей сг. 0 в сечениях, перпендикулярных
линии 1/4 хорд................................................. 9 %
Площадь рулен Sn, отнесенная к площади оперення ................. 26,67 %
Площадь осевой компенсации рулей и, отнесенная к площади рулей 18 %
Хорда рулей (габаритная) 5В по перпендикуляру к оси вращения, от-
несенная к хорде оперения ..................................... 36 %
Хорда руля до оси вращения 5', отнесенная к хорде оперения .... 30 %
Угол стреловидности по оси вращения руля Хв.................... 38° 36'
Отношение разрыва между рулями к размаху оперения .... 10 %
Числа Мж изменялись в диапазоне от 0,3 до 1,1, а числа ReC\x
от 1,2*106 до 4,3* 106. Коэффициенты подъемной силы были отнесены
218
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.10. Влияние числа Моо на основные аэродинамические характеристики изо-
лированного стреловидного оперения и эффективность рулей высоты
к габаритной площади оперения, а коэффициенты шарнирных мо-
ментов — к габаритной площади руля и к его средней аэродинами-
ческой хорде (перпендикулярной оси вращения).
Опыты показали, что в диапазоне углов атакн ~ -2° < а < 6°
зависимости суа = f (а) сохраняют линейный характер во всем иссле-
дованном диапазоне чисел М<«. Одновременно с этим величина про-
изводиой суа с ростом числа Моо плавно нарастает, достигая макси-
мального значения при Моо — 0,95, после чего ее величина умень-
шается. Зависимости суа ~ f (а) также остаются линейными при всех
числах М<« испытаний. Величина производной суа практически ие
зависит ог угла атаки. При увеличении числа Мое до Моо — 0,9
величина имеет слабую тенденцию к увеличению, а в диапазоне
Моо = 0,95 ... 1,05^эффективность рулей снижается (см. зависи-
мости наьрис. 5.10). Коэффициент относительной эффективности рулей
при Моо = 0,4 равен п = — да/дб = 0,36; с увеличением числа Моо
он уменьшается и при М<» ~ 1,1 равен п == 0,16.
В том же диапазоне углов атаки (а — —2 ... 6°)£зависимости
— f (а) сохраняются линейными при всех числах Мод. Отрица-
тельная. величина производной при увеличении AU- слабо воз-
растает практически по линейному закону до Mw = 0,9, а в диапа-
зоне Моо — 0,9. ... 1,0 наблюдается ее резкое увеличение. Зависи-
мости тш f (б) при малых дозвуковых скоростях и а — 0 линейны
только в диапазоне | бп[ < 5°. При больших углах отклонения рулей
интенсивность приращения коэффициента замедляется. Резкое
увеличение коэффициента тш наступает прн | бв | >18°. По мере
увеличения числа М<» диапазон углов, в котором сохраняется ли-
нейность зависимости /п1И = f (б), увеличивается.
Резкое возрастание отношения производных характери-
зующее уменьшение продольной статической устойчивости самолета
при освобождении ручки управления для данного оперения проис-
ходит_при Мвд 00,9.
219
4
Си Cl ООО о
0,18 ОД 67 Конструктивная компенсация То же
*%, К
*4 . 0 1 Ь- О О О со со со ОО см со см со ООО о
-С. 1 о со со СМ Ю со со ООО'
,7 IJ > /0 9 4,87-6,0 5,3 4,5
GO QO СМ см ~ tO
to LO о сч г- СО СМ ~
СЕ 6 ?< СО сч СО — ООО со с© Ю О со to
X ооо о tO tO О О Ю СО о
Тип оперения Стреловидное оперение То же » Ромбовидное оперение
>> c
При разработке горизон-
тального оперения для ско-
ростного аппарата, соверша-
ющего полет прн трансзвуко-
вых и сверхзвуковых скоростях,
необходимо максимально со-
кратить волновое сопротивле-
ние опереиня и не допустить
резких изменений его эффектив-
ности н шарнирных моментов
прн переходе от дозвуковых
скоростей к сверхзвуковым ско-
ростям. Это удается достичь,
применяя оперение е большим
углом стреловидности нли опе-
рение малого удлинения ссильно
скошенной передней кромкой
н имеющего малую относитель-
ную толщину.
Рациональный выбор гори-
зонтального оперения для ско-
ростного аппарата может быть
сделан на основании сравни-
тельных нсследованнй аэроди-
намических характеристик опе-
рений различных форм. Для
этой цели были исследованы
несколько оперений, геометри-
ческие параметры которых при-
ведены в табл. 5.3.
Опыты прн малых скоро-
стях (К» =50 м/с) проводи-
лись при числе ReCAx = 2,5-106,
а в диапазоне чисел от 0,8
до 1,7 при ReCAX от 3,5* 106
до 3,25* 10е. Коэффициенты сил
относились к габаритной пло-
щади оперения, а коэффициенты
шарнирных моментов — к га-
баритной площади руля (без
учета вырезов в носке под узлы
подвески) и средней аэродина-
мической хорде руля.
При малых скоростях для
всех оперений с малым удли-
нением и сильно скошенной
передней кромкой характерно
заметное отступление от линей-
ности ЗаВИСНМОСТИ Суа ~ f (Моо)
220
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис, 5.11. Сравнение зависимостей с^а и = А"(М<») Аля оперений различной
формы в плане (рули оперений с х — 45° и 55° имели осевую компенсацию, осталь-
ные — конструктивную компенсацию):
---------X — 60°; X = 4,46: Т] «- 5.84; с =* 4.5 % —ромбовидное;
--------X — 95°: Х = 3,25; ч = 2; с =9 %: )
--------X == 55°; Л = 2; Т] ~ 2; с = 4,87 ... 6 0 %; > стреловидное
- — — х = 60о; 1 - 1,75; 1] -= 1,8; с - 5,5 % J
в области докритических углов атаки» выражающееся в увеличе-
нии интенсивности роста суа с увеличением а. Это нарушение линей-
ности, происходящее прн а >8°, связано с возникновением силь-
ного пространственного обтекания оперения в области передней
кромки.
Рассмотрение зависимостей суа = f (МД приведенных иа
рис. 5.11, показывает, что при переходе от стреловидного оперения
с % — 45° к опереииям с большой стреловидностью происходит
значительное качественное изменение влияния сжимаемости воздуха
на подъемную силу. В то время как для оперения с х — 45° имеет
место резко выраженный максимум производной суа при М<» = 0,95
с большим относительным увеличением суа по сравнению со
значением этой производной на малых числах М<», изменение
суа ~ f (Моо) для других оперений {с большей стреловидностью,
меньшим удлинением и меиьшей относительной толщиной) имеет
весьма плавный характер и небольшое изменение величины суа-
На рис. 5.12 приведено сравнение эффективности рулей при
малых числах AU- трех оперений, параметры которых приведены
Рис. 5.12. Сравнение при малых
числах Моо (а = 6°) эффектив-
ности рулей, расположенных на
ромбовидном и стреловидных
оперениях. Компенсация ру-
лей — конструктивная:
----- • —- У — 4 5° 1
-------О ------X - 55*) стрело-
видное; ---- . --- х ~ 60° ромбо-
впд’ки?
221
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
в табл. 5.3. Компенсация всех рулей — конструктивная. Для по-
вышения эффективности рулей на оперении с х = 55° (которая, как
известно» уменьшается с ростом угла стреловидности) относитель-
ная габаритная хорда рулей в сечениях, перпендикулярных оси
вращения рулей» была увеличена по сравнению с обычными стрело-
видными оперениями и доведена до 42 % хорды оперения. Площадь
рулей прн этом составляет 32,2 % габаритной площади оперения.
Кроме того, с целью повышения эффективности рулей они были
выполнены без разрыва по размаху в середине. (При дозвуковых
скоростях наличие разрыва меж^у рулями в середине оперения
(zp = 10 %) уменьшает наклон кривой Асуа = f (бв) примерно на
20 %). Все эти мероприятия привели к тому, что, несмотря на зна-
чительное увеличение угла стреловидности, эффективность рулей
оперения с % ~ 55° при больших бв получилась выше, чем у стрело-
видного оперения с% = 45°, а в линейной области изменения суа =
приблизительно такой же, как у этого оперения. Вместе
с этим по эффективности рулей как в отношении максимального
прироста коэффициента Acvr;, так и по производной с®а на линейном
участке оперение с х = 55° уступает оперению малого удли-
нения.
При больших скоростях в исследованном диапазоне чисел М<»
от 0,8 до 1,7 зависимость суа — f (бв) оказывается линейной в до-
статочно широком диапазоне углов отклонения рулей от --7 до +4°.
На рис. 5.11 приведено сравнение зависимостей производных cva =
= f (Мх) для тех же оперений, геометрические параметры которых
приведены в табл. 5.3. Из сравнения следует, что с увеличением угла
стреловидности уменьшается интенсивность изменения производной
с Л с числом Мщ. Наиболее сильное уменьшение изменения сУа при
увеличении числа происходит при переходе от оперения с х =
=-• 45° к оперению с х “ 55°. Для этих оперений наблюдается область
сильного уменьшения сУа с ростом чисел Мос. Для оперения с х = 45°
эта область находится в интервале чисел Мж от 0,93 до 1,02 и выра-
жена очень резко. Для оперения с х — 55° она расположена в ин-
тервале чисел Моо = 1,3 ... 1,45 и выражена слабо. Для стрело-
видного оперения с % — 69° и для оперения малого удлинения эта
область отчетливо не проявляется.
Зависимости mz = f (а) и mz = f (бр) стреловидного оперення
с х = 55° в диапазоне схг. (> от —2 до 44° и ов от 0 до —8° сохра-
няются линейными при всех исследовавшихся числах Мж (от 0,8
до 1,7). Так как зависимости сУи. = f (а) и clfa =- f (бк) при этом также
были линейными, то первый и второй фокусы оперения не должны
зависеть от аг, о и бв и являются функциями только числа Мж.|
Первый фокус оперения (точка приложения приращения подъемной!
силы оперення при изменении угла атаки и фиксированном положе-
нии руля высоты; 6В = О) определяется производной mzyat взятой
при постоянном бЕ. Второй фокус (точка приложения приращения
подъемной силы оперения, вызванного отклонением руля высоты
222
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.13. Влияние сжимаемости воз-
духа на положение первого фокуса
стреловидного оперения (х “ 55°) по
средней аэродинамической хорде
прн а ~ const), определяется производной взятой при по-
стоянном а; а — 0. Как показали исследования прн малых дозвуко-
вых скоростях, первый фокус оперения с х ” 55° расположен на
28—29 % САХ от ее носка. Второй фокус расположен на 60—62 %
САХ для оперения с рулями, не имеющими разрыва в середиие н на
64 - -65 САХ оперения в случае рулей с разрывом в середине в 10 %
размаха оперения. Изменение положения первого фокуса при изме-
нении числа Моо от 0,8 до 1,7 показано на рис. 5.13. Положение
второго фокуса при изменении числа М^ от 0,8 до 1,4 лежит в ин-
тервале 70—85 % САХ.
Для оперения с большим углом стреловидности (х == 55°) отно-
шение производных /Пш/тшБ оказывается большим. Для рулей с кон-
структивной и осевой компенсацией в 15,5 % оно составляет 0,67,
а для рулей с б0.к — 27 % оно равно 0,54 и 0,46 соответственно
для рулей с полным носком и носком эллиптической формы (см.
величины в табл. 5.2). Как известно, производная /Ищ изменяется
пропорционально первой степени cos %о. в, а производная /Пщ —
пропорционально его квадрату. Поэтому отношение /п^/гпш изме-
няется обратно пропорционально cos в. _
При больших скоростях для оперения Х*='55с с рулями, име-
ющими осевую компенсацию (б0. к = 15,5 %) зависимости от
и а оказываются линейными. На^рнс. 5.14 ^р^извелспо сравнение
зависимостей = f (М^,) и — f (Моо) для ромбовидного и
стреловидных оперений, геометрические параметры которых при-
ведены в табл. 5.3. В большинстве^случаев с увеличением числа
свыше 0,8 сначала наблюдается возрастание по абсолютной
величине. Область чисел М^ нарастания и величина максимума за-
Рис. 5.14. Изменение характеристик шар-
нирного момента в зависимости от угла откло-
нения рулей высоты и величины их компенса-
ции:
1 — ромбовидное оперение (конструктивная ком-
пенсация};
2 - X = 45°: So к = 18 %: i
5 — % = 55е; SQ к — 15.5 %; стреловидные
4 — х = 60°: конструктивная оперения
компенсация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
с % = 45° и ромбовидного оперения*
Рис. 5.15. Сравнение зависимости
тшВ и тш = /(Moq) Для оперений
различной формы в плане:
а — конструктивная компенсация;
б — осевая компенсация (---bQ к =
15,5 %; --------*О.К=22 %;
эллиптический носок, — — — — —
Ь„ -= 22 %, полный иосок
о. ь
висят от формы оперений.
Протекание зависимостей
/Пш = f (Мда) качественно
сходно с зависимостями
тш= f (Моо). Наиболее резкое
и значительное изменение
для стреловидного оперения
Эффективность триммеров рулей высоты стреловидного оперения
с х = 55° при малых скоростях сохраняется в широком диапазоне
углов бГ1 до —40°. Триммеры с относительной площадью в 6,4 %
площади руля при отклонении на 15° снимают усилия, соответству-
ющие приращению угла отклонения руля на 9—11°.
Приращение лобового сопротивления Acw стреловидного опере-
ния с х 55° при отклонении рулей на 6—8° с ростом числа
сначала возрастает. При Ак ~ 1,ЗАеча приблизительно удваивается
по сравнению с его величиной при Моо 0,8. При увеличении числа
Aloe свыше 1,3 величина АсЛ(1 сохраняется приблизительно по-
стоянной.
Исследования при малых скоростях показали, что приращения
шарнирных моментов при отклонении рулей на оперении (х = 55°)
оказываются фактически одинаковыми при всех исследованных углах
атаки (а = +10°). Следовательно, зависимости = f (а) являются
линейными. Прн бв — 0 производная /Пщ с увеличением сте-
пени осевой компенсации, как обычно, убывает по абсолютной
величине (см. зависимость пгшг’° = f (бо к) на рис. 5.15). Для
рулей с конструктивной компенсацией лгшг‘° ——0,0032. Для
компенсации в 15,5 и 22 % производная тшг,° соответственно
равна 63 и 42 % своего значения для конструктивной компенсации.
Зависимости m,T = f(6B) сохраняются линейными до значений
угла бв ж —25 ... —30°. Свыше б3 = ЗС° интенсивность роста тш
с увеличением угла отклонения руля возрастает примерно в 2,5 раза
по сравнению с линейным участком (см. зависимости на рис. 5.14).
Производная тшв для рулей с конструктивной компенсацией на ли-
нейном участке равна 0,0048. Применение осевой компенсации 15,5 %
(по хорде) уменьшает эту производную на 38 %. Дальнейшее уве-
личение степени компенсации оказывается менее эффективным. При
компенсации к — 22 % и руля с полным носком /пшв соответ-
224
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ствует 50 % величины /пшв для конструктивной компенсации. Прн
той же компенсации в 22 %, ио при носке с профилем эллиптического
б_
типа тшв практически совпадает со значением, соответствующим
,ь = 15,5 %.
5.4. АЭРОДИНАМИКА ОРГАНОВ ПОПЕРЕЧНОГО
УПРАВЛЕНИЯ
В качестве критерия, определяющего потребную эффективность
органов поперечного управления, можно рассматривать величину
размерной угловой скорости крена, нормированную для различных
режимов полета и классов летательных аппаратов.
Одним из наиболее распространенных органов поперечного упра-
вления на летательных аппаратах, имеющих крылья, являются
элероны обычного типа. При проектировании и создании элеронов
стремятся к тому, чтобы моменты крена и шарнирные моменты пред-
ставляли собой линейные функции от их угла отклонения н мало
изменялись по скоростям полета, особенно в области трансзвуковых
скоростей. Недостатками элеронов обычного типа являются: вредные
моменты рыскания; продольные моменты, вызывающие крутку
крыла, которая уменьшает скорость крена; трудность получения
необходимой величины аэродинамической компенсации; ограниче-
ние размаха закрылков, в случае их самолетного применения.
Результаты исследований эффективности руля на профиле могут
быть с определенными допущениями распространены иа элероны,
отклоняемые на прямом крыле конечного размаха. Это оправдывается
тем, что в условиях безотрывного обтекания как на профиле, так и на
прямом крыле элероны обтекаются плоскопараллельным потоком.
Исключение из этого составляют только концевые участки элеронов,
примыкающие к торцу крыла и к области расположения закрылков,
где имеет место пространственный характер течения.
Если при малых углах атаки только в этих областях нарушается
плоскопараллельный характер обтекания, то при увеличении угла
атаки и в особенности при достижении критических н закритическнх
углов может происходить нарушение плавности обтекания на других
участках крыла в связи с возникновением отрывов потока.
Одним из критериев плавности обтекания концов крыльев на
критических и закритических углах атаки является сохранение
или потеря эффективности элеронов на этих углах. Чем меньше
потеря эффективности элеронов, тем лучше обтекание концов
крыльев, а следовательно, тем в меньшей степени концы крыльев
теряют свои демпфирующие свойства при непроизвольном крене
во время полета на критическом режиме. Кроме того, эффективность
элеронов сама по себе при полете иа больших }глах атаки является
необходимой для безотказного поперечного управления летательным
аппаратом на малых скоростях.
Значения ~ f (а) при неотклоненных и отклоненных элеро-
нах иллюстрируется на рис. 5.16. Приведенные зависимости полу-
225
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.16. Эффективность элеронов на прямом крыле при неотклоненных и откло-
ненных щитках:
-----------С- - 0:-------------6 = 20°
О---------------------")
чены в результате исследования прямого крыла, имеющего дву-
трапециевидную форму в плане; сужение консольной части = 2,7;
удлинение крыла X = 5,83 [2]. В корневой части крыло было обра-
зовано профилями ЦАГИ, а в концевой части — профилями
NACA 230. Относительная толщина крыла изменялась от с — 16,6 %
в сечении z = 0,1 до с = 11 % в сечении z = 0,9. Испытания были
проведены прн числах ReC\X = 2,75*106 и = 0,15. Для того
чтобы можно было сопоставить величину критического угла атаки
крыла с углом атаки, при котором элероны начинают терять эффек-
тивность, на рис. 5.16 кроме зависимостей тх = f (а) приведены
зависимости суа == f (а).
В случае неотклоненных элеронов возникновение момента крена
на критических и околокритических углах атаки вызывается не-
одновременным возникновением срыва потока на правом и левом
крыльях. Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к развитию
срыва потока на обоих крыльях. Симметрия обтекания крыльев
в определенной мере восстанавливается и значение тх приближается
к нулю. Несимметрия срыва является неустановившейся, и зачастую
прн повторных испытаниях момент крепа может изменять знак.
В этих условиях имеет значение только абсолютная величина
характеризующая степень несимметрии обтекания крыльев.
226
----------------- ииил ()к1) l;l.spl).ni C :<сг.оими руками?!
При отклоненных щитках, при неотклоненных и отклоненных
элеронах в закритической области углов атаки наблюдается внезап-
ное возникновение больших моментов крена, вызванных резким
односторонним срывом потока. В случаях с отклоненной механиза-
цией при ¥= 0 момент может даже изменять свой знак. Возник-
новение больших моментов крена при отклоненной механизации
в случае одностороннего срыва потока объясняется тем, что прн
углах атаки, превышающих критический, значения суа в сечениях
части крыла, занятой механизацией, уменьшаются на весьма боль-
шую величину. Наличие при отклоненной механизации больших
моментов крена, вызванных несимметричным отрывом потока, может
представлять опасность при совершении посадки. В этом отношении
крылья с большими значениями критического угла атаки будут
наиболее безопасными.
На стреловидных крыльях, особенно при больших углах стрело-
видности и больших до критических углах атаки, элероны по всей
их длине обтекаются пространственным потоком, и нх характери-
стики существенно могут отличаться от тех, которые были получены
не только на профиле, но и на прямом крыле конечного удлинения.
Сравнительные исследования эффективности элеронов были про-
ведены на двух стреловидных крыльях с углом по линии 1/4 хорд
X = 37° 20'. Одно крыло имело удлинение X = 6,00 и сужение --=
== 2,52, другое — X = 4,84 и т| = 1,54 (схемы на рис. 5.17 и 5.18
соответственно). Оба крыл? на участках элеронов имели относитель-
ную толщину профилей (по нормали к линии V4 хорд) с = 12 %
и перегородки на верхней поверхности, установленные по потоку.
Углы отклонения элеронов измерялись в плоскостях, перпендику-
лярных к их осн вращения.
Испытания при малых скоростях проводились при числах ReCAX =
— 5,0-106 ... 5,5-106 для крыла с X = 4,84 и ReCAX 6,5-1Э6...
... 7*10° для крыла с X ~ 6,0- Коэффициент момента Мх так же,
как и в предыдущем случае относился к скоростному напору, площади
и размаху крыльев. Шарнирные моменты элеронов с осевой ком-
пенсацией относились к скоростному напору, габаритной площади
элеронов и к их габаритной аэродинамической хорде (в сеченни по
перпендикуляру к оси вращения элерона). Шарнирные моменты
элеронов с внутренней и конструктивной компенсацией относи-
лись к скоростному напору, площади и средней аэродинамической
хорде элерона, взятой до оси вращения.
На рис. 5.17 и 5.18 приведены зависимости Amt — f (а), т. е.
приращения вызванные отклонением элеронов с осевой н кон-
структивной компенсацией прн неотклоненной и отклоненной меха-
низации. При неотклоненных и отклоненных закрылках эффектив-
ность элеронов с осевой компенсацией (см. рис. 5.17) сохраняется
почти без изменения до максимальных исследованных углов атаки
ос 20°. В области углов ос 2 ... 12° величина приращения Атл
от отклонения элеронов примерно постоянная; с ростом угла атаки
свыше 13-14° происходит незначительное понижение эффективности
элеронов, по-видимому, связанное с увеличением составляющей
227
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.17. Приращение коэффи-
циента момента крена прн отклоне-
нии элерона на стреловидном кры-
ле с удлинением X = 6 (So к =
— 26,6 %; носок «парабола —
100 %», отклонен левый элерон;
$э. пр ~ 0):
------«3 = 0;--------------бз =
— 35°; 1 — ось вращения элерона; 2 —
хорда элерона; 3 — хорда крыла
Рис. 5.18. Приращение коэффи-
циента момента крена при отклоне-
нии элерона на стреловидном крыле
с удлинением Л = 4,84 (конструк-
тивная компенсация; отклонен ле-
вый элерон; бэ Пр = 0):
--------= -------6щ^58°
скорости вдоль размаха и возникновением отрывов потока с верхней
поверхности крыла. Аналогичные результаты были получены и
с элеронами, имеющими внутреннюю компенсацию. Эффективность
элеронов с конструктивной компенсацией (см. рнс. 5J8) как при
неотклоненных, так и отклоненных щитках сохраняется в меньшем
диапазоне углов атаки, но не в меньшем диапазоне летных углов.
Интересно отметить, что при углах атаки свыше а = 10... 12°
приращение А/пх (по абсолютной величине) прн отрицательных
углах б., получается больше, чем прн одинаковых по абсолютной
величине положительных углах б,, (см. зависимости 5.17). Очень
резко эта особенность может проявляться у элеронов с большой
осевой компенсацией прн положительных углах б3 20 ... 22°,
по-видимому, вызванная срывом потока с самих элеронов.
Из рис. 5.17 видно, что в случае элеронов с осевой компенсацией
отклонение закрылков на угол б3 — 35° не вызывает уменьшения
суммарной эффективности элеронов с ростом угла атаки. Однако
исследования, проведенные при раздельном отклонении элеронов,
указывают на то, что эффективность элерона, отклоненного на
положительный угол, несколько ухудшается, а эффективность эле-
228
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.19. Приращение коэффи-
циента момента крена при отклоне-
нии элеронов для различных углов
эквивалентной стреловидности
крыла:
а — осевая компенсация —
— 29,7 % (круглый носок); б — кон-
структивная компенсация;
— хэкв - О,
-------- Хэкв = 37° 2О';
— Хэкв = 52° 20г
рона, отклоненного на отри-
цательный угол, наоборот,
улучшается. Из этого сле-
дует, что для увеличения
эффективности элеронов _
(особенно с большой осевой компенсацией Sc< к 29 %) в условиях
посадки с отклоненной механизацией целесообразно применять
дифференциальное отклонение элеронов. Эта мера дает существенный
выигрыш в эффективности элеронов благодаря использованию боль-
шого диапазона отрицательных углов б} и соответственного умень-
шения положительных углов б-,.
Увеличение габаритной хорды элерона из-за наращивания носка
осевой компенсации практически не дает выигрыша в эффективности
элеронов по углу их отклонения. При постоянном размахе элеронов
приращение коэффициента тх при их отклонении в основном опре-
деляется величиной относительной хорды элерона до оси вращения Ь'-,.
Приближенно можно считать, что изменение угла стреловидности
крыла при сохранении неизменной величины отношения X/cos2 %
равносильно изменению угла скольжения крыла. Эквивалентный
угол стреловидности в этом случае определяется по формуле %чг:в =
= х — ₽-
Изменение производной т/ (а также wilud) элерона с изменением
угла эквивалентной стреловидности по приближенной теории проис-
ходит пропорционально величине cos2 причем лучшее соответ-
ствие этому закону получается, если считать угол стреловидности
по оси вращения элерона.
Исследование влияния стреловидности на эффективность левого
элерона было выполнено на крыле с X ~ 4,84 и т] = 1,54 (см. схему
на рис. 5.18) путем установки его под различными углами сколь-
жения р. На рис. 5.19, а приведены зависимости А/щ. = I (б.,) для
различных углов эквивалентной стреловидности % пр = х«р ± р.
лев
Для прямого крыла (хэпп = 0) эффективность элерона с осевой ком-
пенсацией (круглый носок So, к — 29,7 %) сохраняется лишь до
углов б„ от —23 до 4-21°, после чего наступает резкое падение
эффективности. Увеличение угла эквивалентной стреловидности
крыла повышает значения предельных углов бэ, до которых сохра-
няется эффективность элерона, но одновременно уменьшает величину
229
www.vokb-la.spb.in - Самолёт своими руками?!
0,01
Рис 5.20. Изменение коэффициен-
та момента рыскания по углу атаки
при одновременном отклонении пра-
вого и левого элеронов и неоткло-
ненных и отклоненных закрылках
(So. к— 29%; носок «парабола
80%»):
пр - ±25“ 36': 2 -
бя — 35е; 0
и
ПР — 24° 48'
лев
производной тхэ. Так, для элерона на стреловидном крыле % ==
= 37° 20' величина А/п.л, равная Д/пжпых для прямого крыла (6Э ~
20°) достигается лишь при угле бэ 30°. В данном случае
приводится в полусвязаииой системе координат. В действительности
тх стреловидного крыла с рассматриваемым углом эквивалентной
стреловидности определяется моментами тх относительно оси ОХ
в скоростной системе координат.
Аналогичные исследования, проведенные на крыле сА — 6,0
и т) = 2,52 показали, что для элерона с осевой компенсацией н =
— 29 % падение эффективности элерона на прямом крыле при малых
углах атаки (а 1,5°) начинается при углах отклонения элерона
6 ~ +20 и —24°, в то время как на стреловидном крыле с у --
= 37° 20' она не падает до углов 6Э ±30°. При увеличении угла
атаки до а ж 1Г эффективность элерона на прямом крыле начинает
падать уже при углах 6Э — 16 ... 17°, хотя в области отрицатель-
ных 6Э эффективность сохраняется до —24 ... -25е’. (Факти-
ческий угол атаки эквивалентного прямого крыла в сечениях, нор-
мальных линии 1/4 хорд а 14°). При том же угле атаки эффектив-
ность элерона на стреловидном крыле начинает падать примерно
Иа 6^ а? +22°.
На рис. 5.19, б приведены зависимости Д/?\ = f для элерона
с конструктивной компенсацией при различных значениях эквива-
лентной стреловидности крыла с / -- 4,84 и ц = 1,54. В данном
случае на прямом крыле не наблюдается падение эффективности
элерона в исследованном диапазоне углов 6Э +30 ... - -28е.
Как известно, отклонение на крыле элерона сопровождается
не только возникновением момента крена /п., но и момента рыска-
ния ?nf.
На рис. 5.20 приведены зависимости момента рыскания ту от
суммарного отклонения правого (вниз) и левого (вверх) элеронов
с осевой компенсацией s0.K 29 % (с носком 80 % длины, образо-
ванным параболой) от угла атаки для крыла н л - - 6,0 и т) = 2,52
с неотклоненными и отклоненными закрылками. Из зависимостей,
приведенных на рисунках, видно, что отклонение двух элеронов
на большие углы сопровождается возникновением неблагоприятного
момента пути, разворачивающего самолет в сторону опущенного
элерона. При этом величина коэффициента момента увеличивается
с ростом угла атаки крыла. Аналогичный результат был получен
230
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.21. Приращение коэффициента шарнирного момента при отклонении эле-
ронов с различными видами и величинами компенсации на стреловидных крыльях
(Xo,S5 = 37° 20') с удлинениями К = 6 и 4,84 (63 = 0; р = 0):
—------------вш’тренняя компенсация;
*^о.« ^в. к = ОД 19,
— — — — — —- - - конструктивная компенсация;
—. — внутренняя компенсация;
$Б.К = °’258’ а 8°:
— - —.. конструктивная компенсация
1 — 6°,
( т) = 2,52.
J X 37” 20'
' X U 4,84
* Ч = 1,54;
37° 20’
и при отклонении двух элеронов с внутренней компенсацией. Возник-
новение путевого момента от отклонения элеронов связано (особенно
на больших а) с появлением разности сопротивления правого и ле-
вого крыльев с элеронами, отклоненными в разные стороны. В данном
случае левое крыло с элероном, отклоненным вверх, имеет меньшее
лобовое сопротивление, чем правое крыло с элероном, отклоненным
вниз, вследствие чего и возникает суммарный путевой момент. По-
явление указанного путевого момента при отклонении элеронов
нежелательно с точки зрения управляемости, так как он препятствует
развороту самолета в сторону крена, создаваемого элеронами,
На рис. 5.21 приведено сравнение зависимостей приращения
коэффициента шарнирного момента от отклонения элеронов Атш =
= f (6J с различными видами и величинами компенсации на крыльях
с различными геометрическими параметрами (см. схемы иа рис. 5.17
и 5.18).
Для элеронов с конструктивной компенсацией характерно ин-
тенсивное нарастание коэффициента шарнирного момента по мере
увеличения его угла отклонения. При этом производная /Ищ оказы-
вается одного порядка как при малых, так и при больших
231
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Применение внутренней компенсации существенно уменьшает
производную Шш при малых бэ. Элерон, имеющий величину коэф-
фициента статического момента площади компенсации SB. hbBt к =
— 0,258, оказывается даже перекомпенсированным по углу откло-
нения в диапазоне углов 6, примерно от —13 до +9°. (Величина
пропорциональна относительному статическому моменту
площади _компенсаторов). Элерон с меньшей внутренней компенса-
цией = 0,119 имеет отрицательное значение производной
Юш, которое свыше —- +7 ... —15° интенсивно возрастает, при-
ближаясь к значениям тшэ для элеронов с конструктивной компенса-
цией.
Величина шарнирного момента элерона с внутренней компенса-
цией- при заданной степени компенсации статического момента
$г.ь&в.к зависит от величины перепада давлений между камерами
компенсации, а также от величины шарнирного момента элерона
с конструктивной компенсацией (mUT)K. г;. Величина перепада да-
влений между камерами компенсации при прочих равных условиях
определяет эффективность внутренней компенсации элерона. Иссле-
дованная внутренняя компенсация элеронов эффективно работает
лишь в области небольших углов бэ (Т8—11°); при больших углах
отклонения элеронов происходит интенсивное увеличение шарнир-
ного момента. Это увеличение шарнирных моментов вызывается
двумя причинами: ростом шарнирного момента элерона с конструк-
тивной компенсацией и падением эффективности внутренней ком-
пенсации, особенно прн больших положительных 6Э. Эффективность
конкретной исследованной внутренней компенсации оказалась не-
одинаковой по размаху элерона. Отмеченное выше падение эффек-
тивности компенсации на положительных углах 6Э происходит
в основном вследствие влияния концевого отсека, где имеет место
почти полное прекращение роста перепадов давлений при больших
положительных углах бэ. Эффективность внутреннего отсека ком-
пенсации, как показали исследования, сохраняется до максимальных
положительных и отрицательных углов отклонения элеронов. Уве-
личение угла атаки крыла вызывает понижение эффективности
внутренней компенсации, и уменьшение величины перепадов давле-
ний между камерами компенсации. Это уменьшение суммарных
перепадов происходит вследствие уменьшения приращения давления
в верхних камерах отсеков компенсации.
Исследования показали, что большая осевая компенсация эле-
ронов So.к = 29 ... 30 % с круглыми и параболическими носками
сохраняет хорошую эффективность до больших углоч отклонения
элерона (6^ — 22 ... 25°). В области отрицательных углов эффек-
тивность осевой компенсации выше, чем в области положительных
углов Дифференциальное отклонение элеронов позволяет полу~
чить незначительный выигрыш в усилиях при углах бэ > 14°, ocoj
бенно на больших углах атаки. Увеличение полноты носка осевой
компенсации позволяет существенно снизить величину усилий от
232
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
элеронов прн сохранении хорошей эффективности компенсации до
больших углов 6Э- На исследованных стреловидных крыльях наи-
лучшие результаты соответствуют круглым носкам и носкам, име-
ющим на 80 % хорды осевой компенсации форму параболы. На пря-
мом крыле эффективность 39 %-ной осевой компенсации элерона
с круглым носком сохраняется лишь до углов б, = 20 ... 22°. В иссле-
дованном случае лучшие результаты были получены при осевой
компенсации Sn. « 29 % с параболическим профилем носка,
занимающего 80 % хорды компенсации. Хорошая эффективность
сохранялась до углов 63 « 28 ... 29°.
Зависимость шарнирного момента элеронов с осевой и внутрен-
ней компенсацией на стреловидных крыльях с / = 37° 20' от угла
атаки нелинейна. Увеличение угла атаки свыше 9—10° вызывает
интенсивный рост шарнирных моментов элеронов. Наличие осевой
компенсации к «26 ... 29% или внутренней компенсации элеро-
нов <SB>K£?BeK « 0,12 ... 0,18 уменьшает по абсолютной величине
производную практически до нуля в области небольших углов
атакн а « =F3°. Увеличение угла атаки крыла вызывает ухудшение
эффективности осевой компенсации главным образом в области
положительных углов отклонения элерона. При отрицательных
углах бэ эффективность осевой компенсации в интервале бэ «
« 8 ... —16° даже несколько повышается
Отклонение закрылков н выпуск предкрылков несколько улуч-
шают характеристики шарнирных моментов элеронов с осевой ком-
пенсацией.
Эффективность триммера (Sip = 8,15 %, /,|Р = 14 %) на элероне
с осевой компенсацией (So# к — 26,1 %) хорошо сохраняется в диа-
пазоне углов т — ±15° прн всех углах отклонения элерона. Изме-
нение стреловидности крыла незначительно влияет на эффективность
исследованного триммера. Осевая компенсация триммера с относи-
тельной площадью So> r. тр = 30,6 % с параболическим носком
уменьшает величину собственного шарнирного момента триммера тП1
в области положительных углов т примерно на 30—40 % по сравне-
нию с его значением у триммера, имеющего конструктивную ком-
пенсацию, и почти не работает при отрицательных углах отклонения
триммера.
Для крыльев, составленных из профилей, имеющих сравнительно
большие углы схода контура профиля в области задней кромки,
установка пластины на задней кромке элерона вызывает увеличение
абсолютных величин производных тш и тш по линейному закону
в зависимости от относительной ширины пластины. Утолщение хво-
стика элерона иа 0,4—-0,5 % Ьц вызывает увеличение производной
гпш° на 10—20 %.
Для летательных аппаратов, совершающих полет при сверх-
звуковых скоростях, необходимо использование крыльев с суще-
ственно большим углом стреловидности. Как было показано выше,
стреловидные крылья с большим углом стреловидности плн крылья
233
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
малого удлинения с большим углом стреловидности передней кромки
обтекаются сильно развитым пространственным потоком. Есте-
ственно, чго в этих условиях эффективность элеронов на таких
крыльях может существенно отличаться от эффективности элеронов
на стреловидных крыльях с умеренной стреловидностью и удли-
нением.
В связи с этим были проведены исследования при дозвуковых
н сверхзвуковых скоростях эффективности элеронов на крыле с боль-
шой стреловидностью. По линии 1/4 хорд крыло имело угол стрело-
видности % = 55°, удлинение = 2,5 н сужение т] = 3,0. Профили
крыла располагались в его сеченнях по потоку. Относительная
толщина крыла до элерона составляла приблизительно с — 5 %
и к концу крыла увеличивалось до с 7 %. На верхней поверхности
крыла на расстоянии 57 % полуразмаха от осн крыла была уста-
новлена перегородка по потоку. Были исследованы элероны с по-
стоянной абсолютной и относительной хордой с осевой и конструк-
тивной компенсацией. Угол стреловидности осн вращения элерона
(в различных его вариантах) колебался от 39,5 до 46,5°. Относитель-
ные площади элеронов (до оси вращения) изменялись от 6,23 до
7,88 % площади полукрыла. В случае осевой компенсации ее пло-
щадь составляла 22 % габаритной площади элерона. Размах элерона
(по перпендикуляру к оси симметрии крыла) находился в пределах
от 35,1 до 37,7 % полуразмаха крыла. Расстояние от плоскости
симметрии крыла до начала элерона в процентах полуразмаха крыла
колебалось от 60 до 60,7 %. Для элеронов с постоянной относитель-
ной хордой ее величина от оси вращения составляла 23,2 % текущей
хорды крыла. При этом габаритная хорда составляла 29,6 % для
элеронов с осевой компенсацией и 24,7—29,6 % для элеронов с кон-
структивной компенсацией. В случае элерона с постоянной по раз-
маху абсолютной хордой ее величина до оси вращения изменялась
от 23,4—24,2 % в начале элерона, до 40 % в конце элерона.
Исследования прн малых скоростях проводились в диапазоне
чисел ReCAx от 2,7-106 до 13* 10е. В диапазоне чисел — 0,8 ...
... 1,7 числа RecAX изменялись от 3-Ю6 до 3,35-10е.
При малых скоростях на крыле с перегородками эффективность
элеронов сохраняется при всех исследованных углах атаки до а =
— 22 ... 24э (при 63 — 0). (Перегородки с относительной высотой
й = 4,1 % хорды крыла устанавливались по потоку на расстоянии
0,57 Z/2 от оси симметрии крыла). У элеронов с постоянной по раз-
маху относительной хордой Ь3 = 0,38Ь эффективность остается
практически неизменной до а 15 ... 17°, а у элеронов с постоянной
абсолютной хордой — до а 10 ... 12° [см. рнс. 5.22 зависимости
ДтЛ = /(а)Ь Отклонение закрылков на угол 63 = 27° снижает
эти значения а на 2—Зэ, не вызывая существенных изменений в ха-
рактере зависимости Дтг — f (а). Как показали исследования, на
крыле без перегородок эффективность элеронов начинает интенсивно
падать уже прн а = 7 ... 8°.
Сравнение зависимостей приращения коэффициента поперечного
момента крыла от угла отклоиеиия элеронов как с постоянной по
234
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.22. Приращение коэффициен-
та момента крена при одновременном
отклонении правого и левого элеронов
на стреловидном крыле (Хо,25 55°)
с удлинением Л = 2:
Л я _ '-29.3е
------- % - 0. о пр “ ’23,9^ >
лев
—2е) 5°
-------6з=27о; =
лев
размаху абсолютной, так и
с относительной хордой пока-
зывает, что в обоих случаях
зависимости ДтЛ. = f (б3) явля-
ются приблизительно линей-
ными до максимальных ис-
следованных углов отклонения
6Э = -Т40°для конструктивной
компенсации и до 6Э ±30° для осевой компенсации при S0>h --
= 22%. Элерон с постоянной абсолютной хордой обладает не-
сколько большей эффективностью» чем элерон с постоянной отно-
сительной хордой.
Эффективность элеронов может зависеть от типа компенсации.
В данном случае исследования показали, что элерон с осевой ком-
пенсацией (So>к -- 22 %), имеющей большую габаритную хорду,
чем элерон с конструктивной компенсацией, тем не менее обладал
меньшей эффективностью по углу отклонения. (В обоих случаях
относительная хорда до оси вращения Ь'э = 0,36э, а относительная
габаритная хорда элерона с осевой компенсацией 6’3 — 0,386). Элерон
с конструктивной компенсацией, имеющий одинаковую с элероном
с осевой компенсацией габаритную хорду, естественно, обладает
еще более высокой эффективностью. Кроме того, у элерона с осевой
компенсацией линейность зависимости Д/пх = f (6J начинает на-
рушаться при углах 6Э > 25 ... 30° и наклон кривой Дтх = f (6„)
при этих значениях угла 6Э становится меньше.
Увеличение относительной хорды элерона до осн вращения от
30 % до 36 % от местной хорды крыла приводит лишь к незначи-
тельному приросту его эффективности: производная тх возрастает
по абсолютной величине приблизительно на 4—5*%. Это возрастание
тх значительно меньше определяемого эмпирическом формулой
тх& ]/ 6Э, справедливой для прямых крыльев и крыльев с углом
стреловидности до % — 45°. Эффективность элеронов может быть
несколько увеличена (примерно на 20 %) путем установки по торцам
элерона шайб, препятствующих перетеканию воздуха через щели,
образующиеся у торцов элерона при его отклонении. Триммер на
элеропе сохраняет эффективность в области обследованных углов
его отклонения т = 4=15°.
235
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 5.23. Изменение коэффициента шарнир-
ного момента при отклонении элерона, имею-
щего конструктивную и осевую компенсацию:
--- конструктивная компенсация;
--- -- осевая компенсация
Для крыла с убранными закрыл-
ками при небольших углах атаки
(а = 6 ... 8°) одновременное откло-
нение правого и левого элеронов на
углы 6Э = -Т20° не вызывает ощу-
тимого приращения путевого мо-
мента крыла. При выпущенных за-
крылках (б. = 25°) отклонение элеронов на указанные углы вызы-
вает появление благоприятного путевого момента. Установка шайб
по торцам элерона с целью увеличения его эффективности при-
водит к появлению путевого момента, который существенно ме-
няется с углом атаки крыла.
Зависимость шарнирного момента элерона от угла атаки является
нелинейной. Увеличение угла атаки свыше 8—10° сопровождается
таким ростом шарнирных моментов, что при больших углах а произ-
водная тш превышает по абсолютной величине производную
Отклонение закрылков на угол ба = 27° вызывает значительное
смещение кривой тш = f (а) в сторону отрицательных значений тш;
одновременно несколько повышается и абсолютная величина произ-
водной гпш (на 30—40 % при а = 2 ... 8°). Смещение кривой тт ™
— f (ос) свидетельствует о значительном измене ин и эффективных
углов атаки крыла большой стреловидности на участке элеронов
при отклонении закрылков.
Зависимости т^ для элеронов с постоянной по размаху абсолют-
ной хордой и постоянной по размаху относительной хордой оказы-
ваются практически одинаковыми. На рис. 5 23 приведены зависи-
мости ~ f (б J для элеронов с постоянной относительной хордой
до оси вращения Ьг3 -- 0,Збк, имеющих конструктивную н осевую
компенсацию. (Величина /пш отнесена к габаритной площади и
хорде элерона). Сравнение показывает, что применение осевой ком-
пенсации (So, 1. = 0,22) вызывает существенное уменьшение наклона
кривых шЧ[ = f (6J. При нулевом угле атаки в интервале б, -- й-4с
для элерона с осевой компенсацией тшэ = —0,0022, что составляет
около 52 % величины тш элерона с конструктивной компенсацией
(тшэ = —0,0042). Кроме того, для элерона с осевой компенсацией
наклон кривых тпт = / (6^ остается практически неизменным до
больших углов отклонения элерона б, — 30°. Вследствие этого
выигрыш в усилиях благодаря влиянию осевой компенсации на
больших углах б> будет еще существеннее.
Увеличение относительной хорды элеронов до осн вращения
от 30 до 36 % местной хорды крыла сопровождается уменьшением
236
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.24. Влияние сжимаемости воздуха на изменение характеристик шарнирного
момента элерона различной формы в плане и с различными видами компенсации*
1 — элерэн с постоянной абсолютной хордой (конструктивная компенсация), ? — элерон
с постоянной относительной хордой — 22 %)
производной по абсолютной величине н возрастанием произ-
водной /Пш- Установка торцевых шайб, предназначенных для увели-
чения эффективности элерона (см. выше) приводит к возрастанию
по абсолютной величине производной тшэ в области небольших
углов бэ
Исследование на крыле с большой стреловидностью эффектив-
ности шарнирных моментов элеронов с постоянной по размаху
относительной хордой bl - 0,3£>, имеющих осевую компенсацию
Sc.в -- 22 %, показали, что приращение Лтх сохраняет линейный
характер при отклонении элерона до максимальных достигнутых
в опытах чисел М» 1,7. Одновременно с этим зависимости тш =
— f (6^) и тш = f (а) оказываются существенно нелинейными, в осо-
бенности при дозвуковых и трансзвуковых скоростях. Интенсивность
возрастания тш повышается с увеличением угла отклонения элерона.
В сверхзвуковом диапазоне скоростей нелинейность этих зависи-
мостей уменьшается.
На рис. 5.24 приведены зависимости изменения производных
б Gt
тх , т1и и тш в функции числа М„. Эффективность элерона, харак-
теризуемая производной тх сравнительно мало и монотонно убы-
вает с ростом числа Мж. При этом у элерона с постоянной абсолютной
хордой протекание зависимости тх = f (Мю) аналогично протека-
237
www.vokbla.spb.nl - Самолёт своими руками?!
нию соответствующей зависимости для элерона с постоянной относи-
тельной хордой. При нулевом угле атаки у элерона с постоянной
относительной хордой производная тшэ наиболее резко возрастает
по числам Моо в диапазоне от 1,2 до 1,3. Увеличение угла атаки
до а = 4° вызывает более раннее по числам Мте (от Моо ~ 1,14)
возрастание производной тшэ. У элерона с постоянной абсолютной
хордой и конструктивной компенсацией возрастание производной
тш имеет место во всем трансзвуковом диапазоне скоростей (от Моо
0,95 до Моо « 1,3). При больших углах атаки (а 4°) ВОЗраСТа-
^гч
ние величины производной оказывается несколько меньшим
и наблюдается в более узком диапазоне чисел Моо (от 1,0 до 1,2).
Сравнивая изменение производной тш° в зависимости от числа
Mt» для элерона с осевой компенсацией, имеющего постоянную отно-
сительную хорду, и для элерона с конструктивной компенсацией,
имеющего постоянную абсолютную хорду, можно видеть, что хотя
эффективность осевой компенсации и уменьшается при переходе
через скорость звука, все же она остается достаточно высокой и при
сверхзвуковых скоростях.
Сравнивая изменение производных m2 в зависимости от числа
Mt» для обоих вариантов элеронов, можно видеть, что элерон с осевой
компенсацией и с постоянной относительной хордой при числах МЛ
0,8 ... 1,1 (в области небольших а) имеет перекомпенсацию по углу
атаки. (Производная m2 в этом случае имеет положительную вели-
чину). Вместе с этим он имеет значительно меньшее возрастание
производной тш по абсолютной величине, равно как и более пологий
подъем кривой m2 — f (M«) при сверхзвуковых скоростях, чем
элерон с конструктивной компенсацией, имеющий постоянную абсо-
лютную хорду (см. рис. 5.24).
На рис. 5.25 приведены некоторые результаты исследований
эффективности элеронов на крыле ромбовидной формы в плане.
При малых скоростях была исследована модель А с крылом
ромбовидной формы в плане, имеющим следующие геометрические
параметры: h = 1,46, т] 5,84, %ГвЬ. 60°, н = —11,5°. Отно-
сительная толщина крыла с ~ 3,3 % в сечении z = 0,23 (вблизи
борта фюзеляжа) и с 4,5 % в концевом отсеке от z = 0,5 до z =
— 1,0. Элероны с постоянной абсолютной хордой и конструктивной
компенсацией располагались на закрылках, которые могли нахо-
диться в неотклоненном и отклоненном состоянии. Площадь элеронов
2S.,/SK - 5,5 %.
Из графика на рис. 5.25 видно, что в диапазоне летных углов
атаки прн максимальном отклонении элеронов величина тх &
0,03 ... 0,04. Такая величина, являясь достаточной для самолетов
с крыльями обычных удлинений, представляется несколько завы-
шенной применительно к самолетам с крыльями малого удлинения,
для которых моменты демпфирования крена намного меньше момен-
тов демпфирования самолетов с крыльями обычных удлинений*
238
www.vokbla.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.25. Изменение коэффициентов момента крена и рыскания при отклонении
элерона на крыле малого удлинения ромбовидной формы в плане, а также влияние
сжимаемости воздуха на эффективность элерона на том же крыле:
------------- 25°;------------------6=10°; ------------ \ = 0°; - -•
У-----------------------------------О------------------Д
• - б = -10°;------6О = —25°
и
Таким образом* при практическом осуществлении (в соответствии
с моментами демпфирования) могут применяться элероны с пло-
щадью, меньшей исследованной на данной модели. При максималь-
ных положительных углах элерона (бэ 20 ... 25°) иа отклоненном
закрылке его эффективность свыше а 10 ... 12° уменьшается.
Это свидетельствует о развитии отрыва потока с верхней поверхности
элерона. Наличие щели закрылка перед элероном не оказывает
радикального влияния на его эффективность, но может оказаться
необходимой для предотвращения элерона от возможной тряски
иа больших углах атаки при больших углах отклонения элерона.
Исследования показали, что зависимости ту = f (ct) для модели
без оперения располагаются также, как и для крыльев обычного
удлинения. В этом случае отклонение элерона сопровождается
возникновением не только момента крена, но и момента рыскания.
239
Наличие оперения на модели с крылом малого удлинения в большой
мере устраняет этот недостаток. Эю подтверждается суммированием
величии ту при заданных а для элерона, отклоненного вверх и вниз
по зависимостям ту -- f (а) на рис. 5.25. Отмеченная особенность
является характерной для крыльев малого удлинения и связана
с изменением скосов в области оперения при отклонении элеронов.
Зависимость эффективности элеронов от чисел на крыле
малого удлинения была исследована [2] на модели Б, Крыло этой
модели отличалось от предыдущей тем, что имело сужение т| = 6,04,
стреловидность задней кромки к = —11° 28' (вместо —
= —11,5°) и относительную площадь элеронов 2SlI/Sk -= 4,9 %
(вместо 5,5 %). Зависимость т/ — / (М®) (см. рис. 5.25) указывает
на уменьшение эффективности элерона при переходе через транс-
звуковые скорости, хотя эффективность элеронов сохраняется до
максимальных чисел М«> эксперимента. Имея в виду, что площадь
крыла, обслуживаемая элеронами, составляла только 27 % полной
площади крыла, можно полагать, что одной из главных причин
уменьшения эффективности элеронов с увеличением скорости потока
вблизи скорости звука является уменьшение области влияния эле-
ронов на характеристики давления в корневых отсеках крыла.
Второй причиной снижения эффективности элеронов при переходе
к сверхзвуковым скоростям следует считать уменьшение области
влияния элеронов вдоль хорд обслуживаемых ими сечений.
5.5. АЭРОДИНАМИКА ВЕРТИКАЛЬНЫХ ОПЕРЕНИЙ
Управление и стабилизация летательного аппарата по курсу
обычно осуществляются с помощью вертикального оперения. В от-
личие от горизонтального оперения и элеронов эффективность
вертикального оперения в очень большой степени определяется
всей аэродинамической компоновкой летательного аппарата и зави-
сит от большого числа геометрических параметров. Особенно большое
влияние может оказывать форма фюзеляжа или корпуса, располо-
жение крыла на фюзеляже и его расположение относительно вер-
тикального оперения, расположение горизонтального оперения отно-
сительно вертикального оперения и ряд других факторов. К этому
надо еще добавить большое разнообразие расположения вертикаль-
ного оперения, особенно в системе пилотируемых аппаратов. Как
известно, оно может устанавливаться не только на фюзеляже, но
и на торцах горизонтального оперения и на крыле. При заданных
геометрических характеристиках вертикального оперения, по-
стоянном угле атаки и числе Мто значение о в зависимости от
компоновки летательного аппарата может быть существенно различ-
ным (отличаться более чем в два раза). Характер изменения произ-
водной cf в. о по углам атаки и числам Мто также зависит от аэро-
динамической компоновки летательного аппарата. Поэтому onpej
деление эффективности вертикального оперения приходится
производить экспериментальным путем для конкретных случаев!
аэродинамической компоновки и конкретных режимов полета.
240
———-------————— wvvvv.Yokb la.spb.ni CaMO. iei своими руками?!
В основу предварительной оценки эффективности вертикального
оперения можно положить данные по аэродинамическим характе-
ристикам горизонтальных оперений и рулей высоты. Однако при
этом необходимо учитывать и ряд особенностей, связанных с вли-
янием различных частей летательного аппарата на эффективность
вертикального оперения.
В случае однокнлевого вертикального оперения, размещенного
сверху фюзеляжа, при малых углах атаки имеет место благоприят-
ное взаимное влияние фюзеляжа и вертикального оперения. Увели-
чение аэродинамических сил на вертикальном оперении при наличии
скольжения от влияния фюзелижа связано, с одной стороны, с уве-
личением скорости поперечного обтекания сверху и снизу фюзеляжа,
а с другой, — с шайбовым эффектом, оказываемым фюзеляжем,
т. е. с уменьшением индуктивных скосов в корневой части оперения.
Влияние вертикального оперения на фюзеляж связано с увеличением
аэродинамической боковой нагрузки благоприятного знака. Интер-
ференционные нагрузки на вертикальном оперении н фюзеляже
обычно соизмеримы по величине друг с другом.
С увеличением угла атаки эффективность вертикального оперения
обычно не сохраняется постоянной, потому что с ростом а изменяется
как интерференция между фюзеляжем и вертикальным оперением,
так и влияние отдельных частей самолета на эффективность вер-
тикального оперения. Эти изменения связаны с индуктивными ско-
сами от вихревых систем, сходящих с фюзеляжа, крыла и горизон-
тального оперения. Кроме того, заметное влияние на эффективность
вертикального оперения на средних и больших углах атаки может
оказывать также торможение потока в области расположения вер-
тикального оперения, вызванное некоторыми частями самолета
и надстройками на фюзеляже, а также формой самого фюзеляжа.
При средних и больших углах атаки влияние фюзеляжа, крыла
и горизонтального оперения на эффективность вертикального опере-
ния может быть не только количественным, но и качественно иным,
чем при малых углах а.
5.6. ИНТЕРЦЕПТОРНЫЕ ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ
Первые опыты применения интерцепторных органов управления
указывали не только на большую их конструктивную простоту,
ио и подтвердили возможность получения высокой эффективности
при дозвуковых и околозвуковых скоростях полета. Это обстоятель-
ство позволило внедрить их на ряде летательных аппаратов в ка-
честве основных, а иногда и единственных органов управления.
Переход к сверхзвуковым скоростям полета, при которых эффектив-
ность интерцепторов существенно уменьшается, привел к отказу от
их применения в качестве основных органов управления. Однако
интерцепторы могут находить применение в качестве дополнитель-
ных органов управления на дозвуковых и трансзвуковых режимах
полета для летательных аппаратов, совершающих основной полет
при сверхзвуковых скоростях.
9 Петров П. К- 241
www.vokb-la.spb .m - Самолёт своими руками?!
Простейшим видом является интерцептор, расположенный за
задней кромкой несущей поверхности, н поэтому являющийся не-
убирающимся. При наличии управляющих команд такой интер-
цептор будет отклоняться вниз или вверх относительно задней
кромки. Наличие щели между интерцептором и задней кромкой
несущей поверхности, а также заброс его за плоскость хорд несущей
поверхности будут вызывать уменьшение его эффективности.
Интерцептор может быть сделан убирающимся, если он будет
располагаться на некотором расстоянии от задней кромки. В этом
случае при наличии управляющих команд он будет выдвигаться
из контура несущей поверхности, не создавая сопротивления в убран-
ном состоянии.
По сравнению с обычными аэродинамическими органами упра-
вления такие интерцепторы обладают тем преимуществом, что тре-
буют для своего управления минимальных усилий в системе упра-
вления, так как их шарнирный момент практически равен нулю.
Вместе с этим интерцепторы имеют и определенные недостатки,
к числу которых следует отнести их относительно небольшую эффек-
тивность при малых скоростях, а также то, что при равной эффек-
тивности они создают значительно больший прирост лобового со-
противления, чем обычные аэродинамические органы управления.
На тонких крыльях конструктивно трудно обеспечить большие
значения относительной высоты выдвижения интерцепторов, поэтому
вместо выдвижных интерцепторов в качестве органов управления
по крену могут применяться так называемые щитки-элероны, кото-
рые не выдвигаются из профиля, а отклоняются на разные углы.
При отклонении таких щитков-элеронов приходится преодолевать
значительные шарнирные моменты.
При дозвуковом обтекании перед выдвинутым интерцептором
возникает зона торможения, а за ним зона разрежения. В случае
выдвижения интерцептора на нижней поверхности зона торможения
перед ним определяет его эффективность, так как способствует
созданию подъемной силы. Наличие зоны разрежения за интер-
цептором снижает его суммарную эффективность. При увеличении
числа Моо от Моо ~ 0,8 до 1,1 интенсивность торможения перед
интерцептором возрастает. Увеличение относительной высоты ин-
терцептора йинт -= йипГ/й(1 приводит к усилению его тормозящего
действия, а следовательно, и увеличению его эффективности. Раз-
режение за интерцептором при этом изменяется сравнительно слабо.
Переход к сверхзвуковым скоростям сопровождается существен-
ным изменением картины обтекания. Перед интерцептором обра-
зуется клиновидная зона срыва (с примерно постоянным давлением)
и отсоединенный косой скачок уплотнения в ее начале. С увеличе-
нием скорости набегающего потока отсоединенный скачок уплот-
нения приближается к интерцептору, длина зоны срыва сокра-
щается, а давление в ней усиливается, что приводит к снижению
эффективности интерцептора.
Максимальной эффективностью обладает интерцептор, рас-
положенный непосредственно вдоль задней кромки крыла, по-
242
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
скольку неблагоприятная зона разрежения за интерцептором на
крыле отсутствует. Иными словами, большая часть эффективности
интерцептора обусловлена изменением распределения давления по
хорде крыла, лежащей перед интерцептором. Прн достижении звуко-
вой скорости возмущения вперед по потоку могут передаваться
только через дозвуковую часть пограничного слоя. Для выяснения
влияния числа на эффективность интерцепторов были проведены
опыты на пластинчатом крыле, геометрические параметры которого
были следующими:
Удлинение X .................................................... 2
Сужение т] ..................................................... 4
Угол скоса передней кромки Хп и................................ 45°
Угол скоса задней кромки к ................................ —11° 30'
Профиль—пластина с заостренными кромками с относительной толщи-
ной с....................................................... 0,03Ьср
Интерцепторы устанавливались на задней кромке крыла и на
расстоянии 7, 14 и 24 % 6ср от задней кромки и были распространены
на весь размах. Ширина их составляла 4,1 % средней хорды крыла.
Если интерцепторы располагались на задней кромке крыла, щель
между ними и крылом (которая обычно имеет место у реального
интерцептора) в данных опытах отсутствовала.
Наличие на крыле интерцептора в неотклоненном положении,
который расположен на задней кромке крыла, увеличивает коэффи-
циент минимального лобового сопротивления на Дсл0 ~ 0,03 при
Мео = 0,6 и Дсхо 0,017 при Мео — 1,67. Одновременно с этим
наблюдается некоторое увеличение производной Суа, величина кото-
рой снижается по мере удаления
интерцептора от задней кромки кры-
ла. Расположение интерцептора в об-
ласти задней кромки крыла способ-
ствует смещению положения фокуса
назад. Величина этого смещения
убывает с ростом числа Мж. Кроме
того, величина смещения фокуса
в большой мере зависит от располо-
жения интерцептора по хорде крыла.
При определенных числах Мда и со-
ответствующем расположении интер-
цептора положение фокуса может
смещаться не только назад, но н
вперед (относительно его исходного
положения для случая крыла без
интерцептора).
Рис 5 26. Зависимость эффективности интер-
цептора от его расстояния до задней кромки
крыла при различных числах Моо
9*
243
www.vokb-la.spbли - Самолёт своими руками?!
Максимальную эффективность (приращение Лсус?) имеет интер-
цептор, расположенный вдоль задней кромки крыла. В исследован-
ном диапазоне чисел Мж от 0,6 до 1,7 эффективность его плавно
уменьшается по мере возрастания числа Мю. При удалении интер-
цептора от задней кромки крыла его эффективность уменьшается,
но характер изменения эффективности по числам Мж практически
остается тем же (рис.' 5.26). Величина вызванная отклонением
интерцептора, расположенного иа задней кромке крыла (а также
интерцептора, расположенного на некотором расстоянии от задней
кромки крыла), до числа Мж 1,2 уменьшается ие более чем иа
20—35 % своей первоначальной величины при малых скоростях.
При числах Моо > 1,2 имеет место более значительное уменьшение
Так, при числе Моо = 1,6 сохраняется только 20—25 % Асуа
при Моо = 0,6.
5.7. СТРУЙНЫЕ ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ
Выше были рассмотрены управляющие устройства, основанные
на непосредственном использовании энергии набегающего потока,
которые обычно называются аэродинамическими органами управле-
ния. В этом случае необходимые .управляющие усилия создаются
как путем непосредственной аэродинамической нагрузки на самих
управляющих устройствах, так и вследствие перераспределения
давления на крыле, стабилизаторе или другой части летательного
аппарата под действием управляющего устройства, расположенного
на нем. Поскольку такие устройства основаны на использовании
энергии набегающего потока, то нх эффективность будет зависеть
от величины скоростного напора. Прн малых его значениях (при
малых скоростях или больших высотах полета) эффективность, есте-
ственно, будет малой.
Этот недостаток в определенной степени может быть устранен
с помощью применения управляющих устройств, основанных на
использовании струй, которые вытекают из поверхности летатель-
ного аппарата. В этом случае необходимое управляющее усилие
создается реакцией истекающей струи, а также вследствие пере-
распределения аэродинамической нагрузки на поверхности лета-
тельного аппарата под действием струи.
В ряде случаев управление летательным аппаратом целесооб-
разно осуществлять с помощью устройства» непосредственно исполь-
зующего энергию вытека-
ющих газов основных или
вспомогательных двигате-
лей. В данном случае для
создания необходимого
Рис, 5.27. Зависимость коэф-
фициента шарнирного момента
сопла двигателя от числа Моо
(а = —8°; 6 - —6°,5; Red =
= 1,0- 10е ... 2,7-106)
244
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
управляющего усилия может использоваться управление вектором тя-
ги, которое может осуществляться при помощи организации несимме-
тричного течения в сопле двигателя, расположения в струе двигателя
газодинамических рулей и поворота всего сопла двигателя. Послед-
ний способ иашел широкое применение на беспилотных летательных
аппаратах. Если сопла двигателей при их отклонении и наличии
угла атаки не выходят за габаритные размеры той части летательного
аппарата, на которой они расположены (например, за габаритные
размеры донной части корпуса или фюзеляжа), они не подвергаются
воздействию внешнего набегающего потока. Однако в ряде случаев
оси сопел двигателей располагаются вблизи периферии фюзеляжа
или корпуса летательного аппарата. Если обтекатели отсутствуют,
то внешний поток воздействует на большую часть поверхности сопел.
Это воздействие внешнего потока создает большие шарнирные мо-
менты, что приводит к необходимости установки непомерно больших
управляющих двигателей. В качестве примера на рис. 5.27
приведена зависимость коэффициента шарнирного момента, действу-
ющего на боковое сопло (зачерненное на схеме при наличии угла
атаки и поворота сопла в плоскости угла атаки [5]). При дозвуковых
скоростях поток стекает с цилиндрической части тела вращения
практически параллельно его оси. Поэтому площадь боковой поверх-
ности сопла, выступающая за габаритные размеры донной части
и омываемая внешним потоком, оказывается минимальной. Этому
соответствуют сравнительно небольшие значения коэффициента шар-
нирного момента (см. рис. 5.27). При переходе через скорость звука
поток, стекающий с цилиндрического тела вращения, отклоняется
к его оси. В результате этого внешний поток начинает омывать
большую поверхность сопла, что сопровождается возрастанием
шарнирного момента. Максимальное значение коэффициента шар-
нирного момента достигается при числе Мда 1,6 ... 2,0, т. е.
тогда, когда по траектории полета некоторых летательных аппара-
тов достигаются максимальные значения скоростного напора.
Для защиты сопел от воздействия внешнего потока могут быть
использованы обтекатели. Однако следует иметь в виду, что большие
размеры обтекателей будут способствовать возрастанию донного
сопротивления.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
глава 6. Интерференция частей
летательных аппаратов
6.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Отдельные части летательного аппарата, расположенные друг от
друга на расстоянии, примерно равном их характерным размерам (хорда крыла,
диаметр фюзеляжа ит. п.) оказывают взаимное влияние на их обтекание. Это взаимо-
действие (интерференция) выражается в изменении полей скоростей и давлений
вблизи и на поверхности обтекаемых частей летательного аппарата. В результате
этого изменяется распределение сил давления и трения, а следовательно, и суммар-
ных аэродинамических сил. В редких случаях интерференция может быть благо-
приятной, но чаще всего, и в особенности, когда взаимодействуют тела с предельно
хорошими аэродинамическими формами, интерференция оказывается неблагоприят-
ной Обычно это связано с образованием в некоторых областях течений неблаго-
приятных градиентов давления, которые при изолированном обтекании частей с хо-
рошими формами отсутствовали либо были минимальными. В результате
неблагоприятных градиентов давления образуются местные отрывы потока, сопро-
вождающиеся увеличением сопротивления, уменьшением подъемной силы и изме-
нением величины аэродинамических моментов.
Чтобы при дальнейшем изложении правильно оценивать величины изменения
аэродинамических коэффициентов в результате интерференции отдельных частей
летательных аппаратов, на рис. 6.1 иллюстрируются величины сопротивления
отдельных частей модели самолета.
Основные геометрические параметры крыла этой модели приведены ниже.
Удлинение крыла X .......................................... 5.94
Сужение крыла т) ........................................... 3,7
Стреловидность корневой части (по линии 0,5 хорд) %0 6 .... 21,35°
Стреловидность консоли (по линии 0,5 хорд) 5 . ............ 31,10°
Относительная толщина с................’.................... 10 %
Приведенные на рис. 6.1 данные получены из исследований [59],
проведенных в диапазоне чисел ReCAX от Re — 2,43 JO6 прн Моо —
= 0,5 до Re = 3,28*106 при Моо = 0,92, подсчитанных по средней
аэродинамической хорде крыла модели.
6.2. ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ КРЫЛА С ФЮЗЕЛЯЖЕМ
При дозвуковых скоростях добавочное увеличение сопротивления
крыла вследствие интерференции с фюзеляжем может происходить
по двум причинам. Одной из причин является влияние наличия
фюзеляжа на распределение подъемной силы по размаху крыла.
Известно, что всякое нарушение наивыгоднейшего (при дозвуковых
скоростях — эллиптического) распределения циркуляции по раз-
маху крыла ведет к увеличению индуктивного сопротивления.
Заметим, что аналогичное влияние могут оказывать гондолы двига-
телей, воздухозаборники и другие надстройки на крыле. Другой
причиной непосредственного увеличения сопротивления крыла, вы-
званного интерференцией с фюзеляжем, является усиление неблаго-
246
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
0,023
0,021
0,019
0,017
0,015
0,013
Рис. 6.1. Зависимости сх0 = f (М«>) для модели самолета при наличии и отсутствии
различных его частей:
1 — полная модель; 2 — крыло, фюзеляж, киль и гондолы двигателей; 3 — крыло, фюзеляж
и киль: 4 — крыло и фюзеляж’
приятного градиента давления в области примыкания крыла к фю-
зеляжу. Если при изолированном обтекании крыла и фюзеляжа
(достаточно совершенных форм) наличие неблагоприятного гради-
ента давления в некоторых областях приводит только к некоторому
торможению скорости и соответствующему утолщению пограничного
слоя, то при совместном обтекании в стыке крыла с фюзеляжем
обычно образуются существенные диффузорные области, в которых
неблагоприятный градиент давления существенно усиливается.
В этом случае торможение в пограничном слое не только увеличи-
вает его толщину, но и приводит к отрыву потока в области соеди-
нения крыла с фюзеляжем. Величина диффузорности в стыке крыла
с фюзеляжем и, значит, вероятность отрыва потока в большой мере
определяются, с одной стороны, поперечной и продольной формой
фюзеляжа и формой профиля крыла и, в первую очередь, его отно-
сительной толщиной, а с другой, — взаимным расположением крыла
и фюзеляжа. Крыло, соединенное с фюзеляжем под прямым углом
к его поверхности, обладает меньшей неблагоприятной интерферен-
247
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 6.2. Зависимости суа = f (а); сха = f (суа) и тг = f (cyrl) модели самолета
при различных расположениях стреловидного крыла (стреловидность по передней
кромке 30,51°; удлинение Л — 7,529) относительно продольной оси фюзе-
ляжа:
1 — изолированное крыло; 2 — высокоплан; 3 — высокоплан с зализом; 4 — низкоплан
цией, причем тем меньшей, чем ближе к оси фюзеляжа расположено
крыло. При перемещении крыла вверх и вниз от среднего положения
сопротивление интерференции обычно возрастает- Наиболее сильное
возрастание сопротивления наблюдается при расположении крыла
в схеме низкоплана. Уменьшение диффузорности в месте соединения
крыла с фюзеляжем обычно достигается применением зализов между
поверхностью крыла и фюзеляжа. Однако эта мера, устраняя отрыв
потока и уменьшая сопротивление давления, увеличивает сопроти-
вление трения, так как применение зализов сопровождается увели-
чением поверхности, обтекаемой потоком.
К этому следует добавить, что наличие отрыва в области соеди-
нения крыла с фюзеляжем, вызванное неблагоприятной интерферен-
цией, может сопровождаться уменьшением подъемной силы и пере-
мещением положения аэродинамического фокуса комбинации крыла
с фюзеляжем.
На рис. 6.2 приведены результаты исследования [41] влияния
расположения стреловидного крыла относительно оси фюзеляжа
на основные аэродинамические характеристики модели
Основные геометрические характеристики исследованной модели были сле-
дующие:
Удлинение крыла ................................................... 7,53
Сужение крыла (отношение корневой хорды к концевой хорде) . . . . 4,04
Относительная толщина ........................................ . . 10,7 %
Положение излома задней кромки.................................... 37 % 1/2
•Исследования были проведены в диапазоне чисел Кесдх — 0,72-106 ...
... 1,48-10*
. 248
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Стреловидность передней кромки.................................. 30,51°
Стреловидность по линии 1/4 хорд (консоли) .......................... 28°
Стреловидность задней кромки'
центроплана....................................................—3,24°
консоли ...................................................... 19,73°
Поперечная V-образность крыла .................................... О
Расположение крыла относительно строительной горизонтали фюзеляжа:
высокоплана........................................................ 41 %d
низкоплана ............................................... -12 %d
Отношение размаха крыла к диаметру фюзеляжа .................... 0,14
Угол заклинен и я крыла:
высокоплана.................................................... L27 °
низкоплана ................................................... 1,10°
В данных исследованиях модель фюзеляжа в области расположе-
ния крыла имела цилиндрическую форму с круглым поперечным
сечением, а крыло имело относительную толщину с = 10,7 %.
Относительно осн фюзеляжа крыло было смещено вверх на большее
расстояние, чем вниз. Это обеспечивало примерно равные условия
и сравнительно небольшое увеличение вредной интерференции.
В табл. 6.1 приведены основные аэродинамические величины,
характеризующие степень интерференции крыла с фюзеляжем.
Из приведенной таблицы н рис. 6.2 видно, что разница в сопро-
тивлении интерференции для различных положений крыла соста-
вляет сравнительно небольшую долю от сопротивления фюзеляжа
или изолированного крыла. При этом наименьшим сопротивлением
обладает модель с крылом, расположенным ниже оси фюзеляжа,
а наибольшим — с крылом, находящимся выше осн. Это связано
с тем, что в данных конкретных условиях, расположение крыла
выше оси не обеспечивает благоприятной интерференции, так как
между верхней поверхностью крыла и соответствующим участком
фюзеляжа сохраняется определенная диффузорпость. Наличие зали-
зов в этом случае практически не уменьшает вредную интерферен-
цию. Кроме того, при верхнем расположении площадь крыла, омы-
ваемая потоком, оказывается большей, чем при расположении крыла
ниже оси фюзеляжа.
Наличие днффузорностн при расположении крыла выше оси
фюзеляжа и связанное с этим уменьшение скорости и разрежения
в этой области, по-видимому, является причиной уменьшения подъ-
емной силы модели по сравнению с крылом, расположенным ниже
оси фюзеляжа. Особенно сильно это отражается на положении аэро-
Таблица 6.1
Расположение крыла сх min О/оо тс.уа №
Изолированное крыло 0,0101 0,085 —0,070
Крыло выше оси фюзеляжа 0,0224 0,045 0,160
Крыло выше осп фюзеляжа с зализами 0,0222 0,045 0,160
Крыло ниже оси фюзеляжа 0,0212 0,085 0,170
249
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
динамического фокуса модели, что свидетельствует не только об
уменьшении разрежения по верхней поверхности крыла, но и о су-
щественном его перераспределении по хорде (см. табл. 6.1 и
рис. 6.2). Таким образом, верхнее расположение крыла, близкое i
к схеме высокоплана, не всегда может обеспечить преимущества j
по сравнению с крылом, расположенным ниже оси фюзеляжа, но i
близким к схеме среднеплана. Отмеченные закономерности, наблю- 1
даемые при неотклоненной механизации, качественно сохраняются
и в случае отклонения закрылков и предкрылков.
При увеличении скорости полета и приближении числа Мто
к единице местные скорости на крыле и фюзеляже увеличиваются
сильнее всего в областях наибольшей относительной толщины,
т. е. как раз в области их стыка. Местные скорости потока, обтека-
ющего крыло и фюзеляж, суммируются, а следовательно, сумми-
руются и местные коэффициенты давлений. Естественно, что наи-
большее приращение местных разрежений получится в том случае,
если точки минимума давлений крыла и фюзеляжа будут совпадать.
А это означает, что критическое число Мкр комбинации крыла с фю-
зеляжем может быть значительно меньше, чем Мгр отдельно взятых
крыла и фюзеляжа, что приводит к более раннему волновому
кризису.
В сжимаемом газе падение скорости за точками минимума давле-
ния происходит более резко, чем в несжимаемом. Благодаря этому
положительный градиент давления в стыках крыла с фюзеляжем
возрастает по мере увеличения числа Моо, что создает дополнитель-
ные условия для отрыва потока. После образования на крыле ме-
стных сверхзвуковых зон, замыкающихся прямыми скачками
уплотнения, появляются условия для еще более сильного и раннего
отрыва потока. Следовательно, интерференция крыла с фюзеляжем
с приближением числа к единице становится еще более неблаго-
приятной.
Сопротивление интерференции между крылом н фюзеляжем,
возникающее при трансзвуковых скоростях, может быть уменьшено
с помощью применения так называемого трансзвукового правила
(закона) площадей. Экспериментами установлено, что лобовое со-
противление комбинации крыла с фюзеляжем приближенно равно
лобовому сопротивлению тела вращения, имеющему такое распре-
деление площадей поперечных сечений вдоль продольной оси, как
и комбинация крыла с фюзеляжем. Поэтом}' для достижения наи-
меньшего сопротивления необходимо, чтобы суммарная площадь
сечений крыла с фюзеляжем должна распределяться вдоль оси ОХ
так же, как у тела вращения наивыгоднейшей формы, соответству-
ющей заданному числу AV. Практически это требование сводится
к необходимости уменьшения диаметра фюзеляжа в месте располо-
жения крыла. С целью улучшения аэродинамической компоновки
фюзеляжа с треугольным крылом (уи> н = 60°, с = 5 %) были
проведены исследования возможности снижения волнового сопро-
тивления модели путем распределения по оси ХО площадей попереч-
ных сечеиий аналогично телу минимального сопротивления.
250
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 6,3. Влияние изменения формы фюзеляжа (по правилу площадей) на аэроди-
намические характеристики модели с треугольным крылом (Хп.н=60°):
а — модель без горизонтально! о и вертикального оперения; б — модель без горизон-
тального оперения, центровка 34 % САХ; — — — — — — — исходный фюзеляж;
------------модифицированный фюзеляж
Распределение суммарной площади поперечных сечений крыла
и фюзеляжа модели производилось по формуле распределения пло-
щадей у тела минимального сопротивления:
Sk^ [ (х------§-) И х (/ - х) -L arcsin (-^-—1) +
+ -тЯ -и а - ^)i3/2-- - (6.1)
4J I Wi/fr I. \ X- /
где 1 — длина фюзеляжа; х — расстояние от носа фюзеляжа до
данного сечения; Q — суммарный объем фюзеляжа и крыла; 5ЬОНЦ —
площадь хвостового обреза модели по хвостовому торцу фюзеляжа.
В данных исследованиях было принято:
1) фюзеляж, выполненный по правилу площадей, имеет тот же
объем, что и исходный фюзеляж;
2) с фюзеляжем взаимодействуют только ближайшие к нему
две трети площади крыла;
3) поверхность фюзеляжа, выполненная по правилу площадей,
сглажена до получения плавных обводов.
На рис. 6.3 приведены результаты испытаний исходной модели
и модели, выполненной с учетом правила площадей путем местного
поджатия фюзеляжа ♦, Модель, выполненная с учетом правила
площадей, имеет меньшее сопротивление в диапазоне чисел Моо от
0,98 до 1,2, чем исходная модель. Максимальный выигрыш в вели-
чине сопротивления наблюдается в области чисел Моо = 1,03 и 1,14
* Удовлетворять правилу площадей можно не только путем местных поджатий
поперечных сечений фюзеляжа, но и соответствующим их наращиванием.
251
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Рис. 6.4. Влияние изменения формы фюзеляжа (по правилу площадей) на сопротив-
ление модели с крыльями разной формы в плане
и равен соответственно Arv0 0,0035 и 0,0025. Вследствие умень-
шения величины £\.о во всем исследованном диапазоне углов атаки
поляры сдвигаются влево и максимальное аэродинамическое каче-
ство модели, выполненной с учетом правила площадей, оказывается
повышенным. При числах > 1,2 выигрыш в величине са0 заметно
снижается и при ^1,3 значения сл0 для обоих случаев практи-
чески сближаются.
Несущие свойства у модели, выполненной с учетом правила пло-
щадей, несколько выше, чем у исходной модели (см. зависимости
суа = f (Мес) на рис. 6.3).
На рис. 6.4 приведены результаты применения правила площадей
к моделям с крыльями различной формы в плане 170] (треугольное
крыло с /и. ь == 37° и с =~- 4 % и стреловидное крыло хп. ь = 45°,
и с — 6 %). Кривые указывают иа значительное снижение сопроти-
вления моделей при > 0,85 благодаря применению поджатия
фюзеляжа.
Правило площадей для дозвукового диапазона чисел Мто основано
на опытных данных, которые указывают на существование при-
ближенного подобия в системах скачков уплотнения и зависимостей
волнового сопротивления в функции числа у летательного
аппарата с крыльями и оперением и у тел вращения с одинаковым
распределением площади поперечных сечений вдоль продольной оси.
При Мос > 1 это подобие нарушается вследствие появления конусов
возмущения, которые различны у летательных аппаратов с крыльями
и оперением и у эквивалентных им тел вращения. Применительно
к сверхзвуковым скоростям правило площадей видоизменяется^
252
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В этом случае конусы возмущений, исходящие от носа фюзеляжа,
отсекают только часть площади крыла, сечения которых и должны
включаться в суммарную площадь при ее распределении по длине.
При этом следует учитывать наклон к потоку образующей конуса
возмущений u = arcsin , т. е. для каждого числа Моо > 1
Моо
должно быть свое наиболее выгодное распределение площадей сече-
ния летательного аппарата.
6.3. ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ ГОНДОЛ ДВИГАТЕЛЕЙ
С КРЫЛОМ
Уменьшение вредной интерференции между крылом н гон полон
двигателя должно обеспечиваться путем устранения вредного вли-
яния гондол на обтекание крыла и получением высокого значения
критического числа Mhp гондолы. Эти требования могут быть удо-
влетворены с помощью выбора рациональных форм гондолы двига-
теля и места расположения ее относительно крыла, при котором на
крыле не возникают значительные добавочные скорости от гондол.
В случае расположения гондолы непосредственно на крыле
целесообразно применение специальных крыловых профилей на
участках, примыкающих к гондолам. При выборе формы гондолы
необходимо иметь в виду применение правила площадей, т. е. исполь-
зовать поджатие ее диаметра в области крыла. Поперечным сече-
ниям гондолы, расположенной г.од крылом, целесообразно придавать
такую форму, при которой ее боковые стенки подходили бы к крылу
под углом 90° и имели бы небольшие зализы. Такое сопряжение
гондолы с крылом вместе с правильно подобранной формой в мери-
днальной плоскости (с учетом правила площадей) позволяет избе-
жать увеличения местных скоростей и возникновения неблагоприят-
ных градиентов давления, приводящих к отрыву потока в области
сопряжения гондолы с крылом. Правильный с точки зрения лобового
сопротивления выбор формы гондолы и расположения их на крыле
обеспечивает также сохранение высокого значения c,/anwx и высокого
значения аэродинамического качества всего летательного аппарата.
Влияние положения гондолы двигателя относительно прямого
крыла на коэффициент лобового сопротивления гондолы, включа-
ющий сопротивление интерференции, иллюстрируется зависимо-
стями, приведенными на рис. 6.5. Гондолы цилиндрической формы
без поджатия дают малые значения сха гон лишь при установке
их в положении «среднеплана». По мере опускания их ниже крыла
заметное увеличение схагон начинает возникать при все меньших
числах Моо. Заметим, что гондолы, имеющие поджатие поперечного
сечения на участке крыла, при расположении их по высоте относи-
тельно крыла по схеме «высокоплана» (гондолы ниже крыла) дают
практически такие же значения t\jrOTI, как и гондолы цилиндриче-
ской формы, не имеющие поджатия, но установленные в положении
«среднеплана». Больше того, при правильном применении правила
площадей можно добиться того, что начало роста коэффициента лобо-
253
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 6 5 Влияние положения гондолы двигателей относительно прямого крыла
(c^a = 0,15) на ее коэффициент лобового сопротивления в функции числа Моо:
высокоплан. ----- — — — — среднеплан; г0н отнесен к площади крыла;
с отнесен к площади мн де лев а сеченпя гондолы
вого сопротивления модели с гондолами на крыле будет происходить
при тех же числах Моо, что и у модели без гондол,
Влияние формы зализов между гондолой и крылом па сд<1ГОИ
иллюстрируют кривые, приведенные на рис. 6.6. Выполнение зализов
в виде прямых стенок (на протяжении всей хорды крыла — сплош-
ная линия) уменьшает диффузорный эффект между крылом и гондо-
лой, и благодаря этому вредная интерференция при числах Моо
< 0.78 существенно уменьшается.
На стреловидных крыльях форма и положение гондол относи-
тельно крыла оказывают решающее влияние на то число Моо, до ко-
торого может быть сохранен эффект стреловидности с гондолами.
Для уменьшения волнового сопротивления необходимо, чтобы кри-
тическое число Мкр гондол было равно или незначительно отличалось
от числа Моо, при котором возникает волновое сопротивление на
стреловидном крыле. Положение гондолы относительно стреловид-
ного крыла по высоте в гораздо большей степени, чем это имеет место
на прямых крыльях, оказывает влияние на интерференцию при
больших скоростях. Необходимо добиваться, чтобы значение Мь-Р
крыла с гоидолон было не меньше значений Mjp крыла без гоидолы
и изолированной гондолы. Это может быть достигнуто тогда, когда
254
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис, 6.6. Влияние формы зализов между гондолой и крылом на ее коэффициент
лобового сопротивления (суа = 0,15)
присутствие гондолы не будет способствовать возникновению значи-
тельных добавочных скоростей. Конструктивно это может быть
осуществлено при расположении гондолы на пилоне под крылом
с выносом ее вперед. Попутно заметим, что эта мера является благо-
приятной и в отношении условий работы воздухозаборника двига-
теля, расположенного в гондоле, В конкретных условиях летатель-
ного аппарата по ряду причин не удается удалить гондолу настолько,
чтобы полностью избежать интерференцию с крылом илн фюзеляжем,
тем более, что всегда будет иметь место интерференция с пилоном.
На модели самолета со стреловидным крылом (уг.= 37,5;
X = 6,96; л = 4,1; с 13 ... 8 %) были проведены исследования
[26] распределения давления по крылу и пилону, поддерживающему
внутреннюю гондолу (всего на пилонах располагалось по две гондолы
под каждым крылом). На рис. 6.7 приведены результаты исследова-
ний распределения давления в двух сечениях по пилону и по сужа-
ющейся части капота первого контура двигателя при = 0.84
и сца = 0,38.
Во всех трех сечениях с внутренней стороны пилона характерным
является наличие пика разрежения, что говорит (Существовании
«гребня» высокого отрицательного значения ср, расположенного
поперек пилона (см. схему иа рис. 6.7, заштрихованная полоса на
пилоне). Другой особенностью приведенного распределения давле-
ния является наличие области повышенного давления под крылом
на передней части пилона с его виутоенней стороны, что свидетель-
ствует о торможении потока в этой части пилона.
Наличие «гребня» разрежения связано с расширением струи,
вытекающей из второго контура двигателя, в области сужающейся
части капота первого контура двигателя в задней части пилона.
255
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
с пилоном. В определенной
Рис. 6.7. Распределение дав-
ления в различных сечениях по
хорде и толщине пилона гондо-
лы двигателей под стреловидным
крылом = 0,38; Моо ~ 0>84):
———внутренняя сторона пило-
на: — — — — — — внешняя сто-
рона пилона
Прн этом сама величина
разрежения зависит от
относительного давления
в сопле и числа Моо на-
бегающего потока. Суще-
ствование отмеченной об-
ласти разрежения яв-
ляется нежелательным,
поскольку оно может при-
вести к преждевремен-
ному образованию местной
сверхзвуковой зоны со
скачками уплотнения в об-
ласти соединения капота
первого конт\ ра двигателя
мере это может быть предупреждено
с помощью обтекателя, ограничивающего чрезмерный разгон потока
в этой области. Распределение давления по внешней стороне пилона
оказывается более благоприятным. Пик разрежения появляется
только при Моо > 0,88.
Как показывают исследования, пики в распределении давления
на пилоне наружной гондолы оказывались меньшими, хотя это
и не обязательно означает, чго полное сопротивление от интерферен-
ции на наружной гондоле будет меньшим, чем на внутренней.
На рнс. 6.7 кроме распределения давления вдоль хорды пилона
приведено распределение давления по его толщине в тех же сечениях,
что и по хорде. Рассмотрение этих зависимостей указывает на область
высокого давления на внутренней верхней части пилона, что яв-
ляется источником дополнительного сопротивления давления. Од-
нако это влияние в некоторой степени компенсируется отрицатель-
ным давлением в узкой области расположения пика разрежения.
Зависимости cJf = f (г) показывают также, что критическая точка
оказывается смещенной на внутреннюю поверхность пилона, что
является следствием пространственного обтекания стреловидного
крыла в области расположения гондолы двигателя. На основании
этого можно сделать вывод, что отгиб передней кромки пилона в сто-
рону плоскости симметпии самолета будет способствовать уменьше-
нию сопротивления.
Форма гондолы (при определенных условиях ее расположения)
может оказывать влияние не только иа сопротивление, но и на
подъемную силу крыла. Так, например, из зависимостей, приведен-
ных на рис. 6.8, видно, что на верхней стороне капота первой ступени,
256
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 6 8 Распределение давления
по верхней (обращенной к крылу),
боковой и нижней поверхностей
капота первого контура двигателей,
расположенного на пилоне под стре-
ловидным крылом (суа = 0,34;
Мое = 0,84)
обращенной к крылу, разре-
жение существенно больше,
чем на нижией стороне. Есте-
ственно, что увеличение раз-
гона потока между крылом и
гондолой и связанное с этим
падение давления иа нижней
поверхности крыла умень-
шит его подъемную силу.
6.4, ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ ГОНДОЛ ДВИГАТЕЛЕЙ
С ФЮЗЕЛЯЖЕМ
Рассмотренные выше условия интерференции могут возникнуть
и при расположении гондол двигателей иа боковой поверхности фю-
зеляжа в хвостовой его части. Один из таких типичных вариантов
взаимодействия, содержащий местные сверхзвуковые зоны и области
отрыва, представлен иа рис. 6.9.
Между боковыми поверхностями гондолы и фюзеляжа могут
иметь место области разгона потока. Если при отсутствии гондол
местные числа М иа поверхности фюзеляжа сравнительно мало
отличаются от чисел Мто набегающего потока (см. рис. 6.9), то при
наличии гондолы возникают местные пики разрежения и местные
числа М могут существенно превосходить звуковые значения. Сверх-
звуковые зоны при этом могут образовываться как иа верхней, так
и на нижней стороне пилона. В конкретных условиях исследованной
компоновки самолета местная сверхзвуковая зона возникает иа
нижией поверхности при Мто 0,7. Прямые скачки уплотнения,
которыми замыкаются сверхзвуковые зоны, взаимодействуя с по-
граничным слоем, вызывают в определенных условиях отрывы
потока. Сложная картина течения, которая при этом возникает,
схематически изображена иа рис. 6.10. Пики разрежения, сверх-
звуковые зоны и отрывы потока в большой мере зависят от местной
формы фюзеляжа, гондолы и места ее расположения относительно
фюзеляжа.
На рис. 6.11 приведены основные аэродинамические характери-
стики модели самолета * с гондолами, установленными в хвостовой
части фюзеляжа [41]. Из приведенных зависимостей видно, что
аэродинамические характеристики модели самолета изменяются
не только от наличия гондол, но и от особенностей их расположения.
*> Основные геометрические параметры крыла этогг модели приведены в разд 6 1.
257
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 6 9 Распределение давления по
боковой поверхности фюзеляжа с верхней
и нижней стороны пилона гондолы двух-
контурного двигателя (суа = 0,4)
Рис 6.10 Схема обтекания кормово
части фюзеляжа с гондолами двигать
лей:
1 — отрыв на в коде в воздухозаборнн»
2 — скачок; 3 — вихревая пелена; 4 -
восходя1цнй поток; 5 — пик давления; 6 -
отрыв; 7 — боковой поток; 8 — скачо!
9 — отрыв, вызванный скачком
Рис. 6.11. Основные аэродинамические характеристики модели самолета с гон до
лам и двигателей, установленными в хвостовой части фюзеляжа
--------- без । оид<м; — — — — - — i индолы иарнллельны оси фюзеляжа, - - - •— • —
угол установки гондол — 4,2°;------------ угол установки гондол — gj0
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
При этом происходит увеличение сопротивления, уменьшение подъ-
емной силы и изменение момента тангажа. Последнее обстоятельство
связано с тем, что гондолы, расположенные на фюзеляже за крылом,
находятся в области скоса потока за ним, что приводит к возникнове-
нию отрицательной подъемной силы, действующей на гондолы.
Это воздействие усиливается при отклонении механизации крыла
(см. рис. 6.11) из-за возрастания скоса потока.
6.5. ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ,
скос И торможение потока
Для летательных аппаратов, имеющих крыло и оперение, необ-
ходимо учитывать влияние скоса и торможения потока за крылом
на оперении (при расположении крыла перед оперением) или же
влияние скоса и торможения потока за оперением на крыло (при
расположении оперения перед крылом по схеме «Утка»).
Скос потока, вызванный подъемной силой крыла конечного
размаха, зависит не только от величины самой подъемной силы, но
и от распределения ее вдоль размаха, что связано с геометрическими
параметрами крыла (удлинение,
форма в плане и т. п.) и его
ориентацией в потоке (углы
атаки и скольжения). Кроме
того, величина скоса потока
может сильно изменяться в про-
странстве за крылом (или опе-
рением), т. е. над и под его
плоскостью и при удалении
от него. Поэтому аэродинами-
ческие характеристики лета-
тельного аппарата в большой
мере могут зависеть от того,
в какой области за крылом
будет расположено оперение.
На рис. 6.12 приведены основ-
ные аэродинамические харак-
теристики модели самолета со
стреловидным крылом сх — 45°,
X — 4 и т] = 2 (хт — 25 % САХ)
при различных расположениях
горизонтального оперения.
Рис. 6.12. Влияние высоты располо-
жения горизонтального оперения на
основные аэродинамические характе-
ристики модели самолета со стреловид-
ным крылом х = 45°; X = 4; т] = 2
(х2 = 25 % САХ):
1 — верхнее положение (Л j—0,462) .
2 — среднее положение (Дг =0,378)-,
3 — нижнее положение (Л3 = 0,356) — —
259
www.vokb-la.spb.ni - Самолет своими руками..
(Исследования были проведены при дозвуковых скоростях и числах
Иеслх ~ 7- 106)- В данном случае наибольшее влияние расположение
горизонтального оперения оказывает на протекание зависимостей
суа = / («) н mz = f (а) в области посадочных углов атаки как при
неотклоненных, так и отклоненных щитках. Наиболее благоприят-
ное изменение т2 = f (а) наблюдается с горизонтальным оперением,
расположенным на оси фюзеляжа. Линейная зависимость т2 — f (а)
сохраняется до 13°, после чего происходит нарастание отрица-
тельных значений тг, что соответствует увеличению продольной
устойчивости. Наблюдаемые изменения аэродинамических характе-
ристик в области больших углов атаки связаны с изменением скосов
потока в области расположения оперения, которые происходят от
перераспределения подъемной силы по размаху крыла. Различные
наклоны кривых тг — [ (а) модели самолета с различно располо-
женным оперением» по-вндимому, связаны также с изменением
значений коэффициента статического момента 4Г, 0 для этих поло-
жений. Наибольший наклон (mzya = —0,26) тг — / (а) имеет место
у модели с высокорасположенным оперением (ЛГ1 0 = 0,462). Уве-
личение наклона mz = f (а) модели с низкорасположенным опере-
нием (тгуа = —0,21) по сравнению со средним расположением
(тгуа = —0,18) объясняется увеличением площади горизонтального
оперения при ннжнем его расположении за счет ширины фюзеляжа.
Таким образом, расположение оперения в различных местах
за крылом, различающихся величинами скоса потока, может оказы-
вать существенное влияние на величину п характер изменения основ-
ных аэродинамических характеристик летательного аппарата по
углам атаки. Определение скоса потока расчетным путем предста-
вляет собой сложную задачу, поэтому ниже приводятся результаты
экспериментальных исследований скосов н торможений потока
за крылом для ряда типичных аэродинамических компоновок лета-
тельных аппаратов.
На рис. 6.13 приведены результаты экспериментальных исследо-
ваний осредненных по площади горизонтального оперения скосов
потока за стреловидным крылом с у = 45°, л - 4 и - 2 в зависи-
мости от относительного расстояния оперения до строительной гори-
зонтали фюзеляжа (у = у/ЬСАХ) для нескольких углов атаки при
бщ = 0 н 50°. У модели самолета с неотклоненными щитками при
малых углах атаки (а < 4°) скосы потока невелики и мало изме-
няются по высоте у. С увеличением угла атаки (а > 4°) скосы потока
в области расположения оперения существенно возрастают, причем
область наибольших скосов потока с увеличением углов атаки пере-
мещается вверх. Отклонение щитков вызывает значительное увели-
чение скосов потока на всех углах атаки; однако характер их изме-
нения остается примерно такнм же, как и у модели с неотклоненными
щитками. Эти зависимости позволяют объяснить характер протека-
ния кривых тг = f (а) модели самолета с различным расположением
горизонтального оперения (см. рис. 6.12) и показывают, что горизон-
тальное оперение следует располагать за данным крылом в области
260
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 6.13. Скос и торможение потока (р) в области расположения горизон-
тального оперения за стреловидным крылом % — 45е; Z — 4; т] = 2 при различ-
ных углах атаки:
--------- = °;-----------------Ощ - 50°
наименьших изменений по углам атаки скосов и торможения потока,
а именно: в низком положении, по возможности ближе к строитель-
ной горизонтали фюзеляжа или в верхнем положении, по возмож-
ности дальше от строительной горизонтали фюзеляжа.
Одновременно с измерением скосов было измерено торможение
потока в области расположения горизонтального оперения. Зависи-
мость коэффициента торможения потока ц = (Уг. J 1/№)2 = f (у)
для нескольких углов атаки при 6Щ = 0 и 50° приведена на рис. 6.13.
На малых углах атаки (а < 4°) наибольшее торможение потока
наблюдается на уровне строительной горизонтали фюзеляжа; при
удалении от нее вверх торможение потока уменьшается, а на высоте
примерно у — 0,5 практически отсутствует. При увеличении угла
атаки общее торможение потока увеличивается, причем максимум
его перемещается вверх от строительной горизонтали фюзеляжа
примерно на 30 % САХ крыла. У модели самолета с отклоненными
щитками общее торможение потока в области расположения горизон-
тального оперения, а также рост его с увеличением угла атаки
уменьшается. При углах атаки до а = 14.. 15 торможение потока
невелико (р 0,1*?), причем сильнее всего поток заторможен на
уровне строительной горизонтали фюзеляжа. При углах атаки
а > 18° торможение потока резко возрастает. На рис. 6.14 приве-
дены зависимости е = / (а) для оперения, расположенного на фю-
зеляже [411. В одном случае оно расположено ниже плоскости хорд
крыла (вследствие высокого расположения крыла), а в другом слу-
чае выше плоскости хорд крыла (вследствие низкого расположения
крыла). Отклонение механизации при нулевом угле атаки сопро-
вождается возникновением скоса потока, что является следствием
приращения подъемной силы (Дс^) на заданном угле атаки. Более
интенсивное нарастание угла скоса при увеличении угла атаки
имеет место в случае расположения оперения выше плоскости хорд
261
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 6.14. Зависимости £ = f (ct)
для горизонтального оперения, рас-
положенного на фюзеляже под
плоскостью хорд (высокоплан) и
над плоскостью хорд (низкоплан)
стреловидного крыла /п. к =
------------ высокоплан; — -
о - Сир 25°: б ю°; е-*б.1п
О 1J JJ
30,51°; X - 7,53; т] = 4,04; с = 10,7 %:
----— - низкоплан; X — $ — б3 — 0;
_ 25°; б3 -= 40° Р
крыла как при неотклоненных закрылках, так и при отклонении
закрылков на = 10°. При отклонении закрылков на — 4(Г
более интенсивное нарастание угла скоса имеет место при располо-
жении оперения несколько ниже плоскости хорд крыла. Последнее
обстоятельство связано с тем, что при отклонении закрылков обра-
зуется щель между фюзеляжем и внутренними торцами закрылка.
От этого скос потока уменьшается, так как уменьшается подъемная
сила по хордам крыла вблизи фюзеляжа. Наиболее сильно это про-
является при больших углах отклонения закрылков, Однако при
высоком расположении крыла (см. схему иа рис. 6.14) размер щели
будет существенно меньше, чем при низком расположении крыла.
Закрылок оказывается более эффективным (особенно при больших 63),
и скос потока, естественно, нарастает более интенсивно при увеличе-
нии угла атаки. Приведенный пример показывает, как сильно связан
скос потока за крылом от ряда геометрических параметров и, каза-
лось бы, от сравнительно небольших особенностей аэродинамической
компоновки.
На рис. 6.15 приведены зависимости £ = /(«) при различных
числах Мео и производной = f (Мж) для компоновки с Т-образным
оперением [59]. Обе эти зависимости указывают на возрастание
угла скоса за крылом при увеличении числа в дозвуковом диапа-
зоне, что является следствием увеличения подъемной силы крыла
под действием сжимаемости воздуха.
Прн заданной величине подъемной силы скос потока за крылом
будет возрастать по мере уменьшения его удлинения. Поэтому
для летательных аппаратов с крыльями малых удлинений определе-
ние величины и характера изменения скосов потока в области опере-
ния приобретает большее значение, так как связано с большими
изменениями аэродинамических характеристик. Для определения
наиболее целесообразного размещения оперения на летательных
262
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 6.15. Зависимости е =
— f (а) и еА = f (Мею) для
Т-образного горизонтального
оперения за стреловидным
крылом х0 5 = 31,35° (кор-
невая часть) и Х' ,5 — 31,10°
(консоль); X — 5,94; т] — 3,7;
ё ~ Ю %
Рнс. 6.16. Зависимости е —
=- f (у) и р. = f (у) при раз-
личных углах атаки в обла-
сти возможного расположе-
ния оперения за крыльями
малого удлинения:
й — X = 2, хп.к — 45°; П - 4;
с « 6 %; б — X = 2; и н ~
= 60е; Т] — 4; с ** 6 %; в —
-X 1.46; к=-60°; и-5,84;
С 4,5 %; ------------О;
------------б == 2^
V
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 6,17. Зависимости в = f (z) в области оперения при различных углах атаки
крыла малого удлинения сложной формы в плане Z = 1,72, Хи. к — 60 ... 74°; V] =
— 10,38 при закрылках, отклоненных на угол 20°:
' " ^^САХ ~ ЫЗ; — — — — — — у ~ ---------”^^САХ = 0,324*
~ — 0,415; —* - у ~~ 0,50о
аппаратах с крыльями малого удлинения были проведены подробные
исследования поля скосов потока и торможения за крыльями, уста-
новленными на фюзеляже при 63 = 0 и 25°. На рис. 6.16 илл юс три-
руются зависимости е = f (у) н ц — f (у) для точки за крылом в конце
фюзеляжа в области предполагаемого расположения оперення при
различных углах атаки. Координата расположения точки, в кото-
рой измерялся скос и торможение потока, над (у) или под (—#) пло-
скостью крыла была отнесена к хорде крыла в его сечении, за кото-
рым производилось измерение.
В отличие от крыльев с умеренным удлинением (см, рис. 6.13)
у крыльев малого удлинения с большим сужением в соответствии
с распределением циркуляции по размаху скос потока может пре-
вышать угол атаки Максимальные значения углов скоса потока
264
vnviv.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
у этих крыльев достигаются ближе к плоскости хорд крыла малого
удлинения, чем у крыльев умеренного удлинения. Поэтому для
летательных аппаратов с крыльями малого удлинения для вывода
оперения из зоны больших скосов необходимо его поднять на мень-
шую относительную высоту, чем у летательных аппаратов с крыльями
умеренных удлинений.
Торможение потока за крыльями малого удлинения в области
предполагаемого расположения оперення оказывается несколько
большим, чем у крыльев умеренного удлинения, и заметно возрастает
при увеличении угла атаки. Все отмеченные особенности, естественно,
связаны с особенностями распределения циркуляции по размаху
и хорде крыла малого удлинения.
Отклонение механизации приводит к существенному возрастанию
скоса и торможения потока за крыльями малого удлинения и к сме-
щению их максимальных значений вниз, под плоскость хорд крыла.
На рис. 6.17 приведены зависимости угла скоса за крылом малого
удлинения сложной формы в плане в области возможного располо-
жения горизонтального оперения 1581,
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Список литературы
1. Аэродинамика сверхзвукового обтекания тел вращеиия степенной
формы./Под ред. Г Л Гродзовского. М.: Машиностроение, 1975. 183 с.
2. Красильщиков П. П. Практическая аэродинамика крыла — Труды ЦАРИ,
1973, вып. 1479. 449 с.
3. Лой ця некий Л. Г. Механика жидкости и газа М. Наука, 1970. 904 с.
4, Остославский И. В.» Титов В. М. Аэродинамический расчет самолета. М ;
Оборонгиз, 1947. 355 с.
5. Петров К- П. Аэродинамика ракет. М.: Машиностроение, 1977. 136 с.
6. Петров К* П. Аэродинамические характеристики крыльев с механиза-
цией. Депонированная рукопись, В ИМ И, 1982 Регистрационный № Д04789.
7. Петров К. П. Аэродинамика тел вращения большого удлинения. Депони-
рованная рукопись, В ИМИ, 1982 Регистрационный № Д04843. 109 с.
8. Петров К- П. и др. Аэродинамические характеристики тел вращения (опе-
ренных и неоиеренных) БНТИ ЦАГИ, 1970, Обзор № 321. 233 с.
9. Петров К. П., Смирнова Н. Ф. Влияние формы носовой части на аэроди-
намические характеристики тел вращения при дозвуковых и сверхзвуковых ско-
ростях в большом диапазоне углов атаки Депонированная рукопись, ВИМИ,
1981 Регистрационный № Д04781. 15 с.
10 Ушаков Б. А. и др. Атлас аэродинамических характеристик профилей
крыльев БИТ НКАП при ЦАГИ, 1940. 339 с.
И. Ушаков Б. А. и др. Материалы по распределению давления по профилям
и использование их при выборе профиля крыла скоростного самолета. — Труды
ЦАГИ, 1940, вып. 487. 180 с.
12 Ферри А. Аэродинамика сверхзвуковых течений. М.—Л : ГИЗТТЛ, 1952,
466 с.
13. Христианович С. А. Физические основы околозвуковой аэродинамики. —
В кн.: Механика сплошной среды. М.: Наука, 1981, с 153—191.
14. Чжен П. Отрывные течения Мл Мир, 1973, т. II, 280 с.
15. Шлих тин г Г. Теория пограничного слоя. М • Наука, 1974 528 с
16. Abbott J. Н., Doenhoff А. Е. and Stivers L. S. Summary of Airfoil Data
NACA Report 1945. N. 824, 52 p.
17. Ashby G. C. Longitudinal Aerodynamic Performance of a Series of Power-
Law and Minimum-Wave-Drag Bodies at March 6 and several Reynolds Numbers.
NASA. 1974. TM X-2713, 27 p.
18 Aulehla F. and Besigk G. Revnolds Number Effects on Fore-and Aftbody
Pressure Drag. AGARD-CP-150 1975 Paper N 12 p. (12—1)—(12—15).
19 Barth H. Die Normalkraft-Druckpunkt-und Tangentialkraftcharakterla-
tiken schlanker Bug-Zylinder-Konfigurationen im Machzahlbereich 0,8 bis 4.0. BMVg-
FBWT. 1973. 73—32, 42 p
20 Binder G., Buers H., Prokach H. Fortsetzung der Un lersuch ungen zur Ausle-
gung uberkritiscer Fragfltigel fur Verkehrsflugzeuge. BMFT FB. 1979. Teil f W79—06.
93 p.
266
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
21. Bingham G. J. and Noonan К. W. Low—Speed Aerodynamic Characteris-
tics of NACA 6716 and NACA 4416 Airfoils with 35-Percent-Chord Single-Slotted
Flaps NASA 1974 TM X^2623. 50 p.
22. Chyu W. and Han I у R. D. Power and Cross-Spectra and Space-Time Corre-
lations of Surface Fluctuating Pressures at March Numbers between 1,6 and 2 5. A1AA
1968. Paper N. 68—77. 11 p
23. Davenport E. E. Aerodynamic Characteristics of Three Slender Sharp-Edge 74°
Swept Wings at Subsonic» Transonic and Supersonic March Numbers. NASA 1974.
TN D-7631 77 p
24 Duschik F. Wind-Tunnel Investigation of an NACA 23021 Airfoil with two
Arrangements of a 40-Percent-Chord NACA. 1939. TN N. 728, 24 p,
25 Ferris J. C. Wind-Tunnel Investigation of a Variable Camber and Twist Wing
NASA 1977 TN D-8475. 79 p
26. George-Falvy D. Applications of Flow Diagnostic Techniques to Aerodyna-
mic Problem Solving AIAA 9tli Aerodynamic Testing Conf Proc. 1976. p 246—260.
27. Gothert B. Ruderwjrkung bei hohen Untcrschallgeschwindigkeiten. Lilienthal-
Gesellschaft fur LOftfahrforschung 1942. Bericht 156 p. 51—63.
28. Gustavsson A. L. and Mattsson R. Transonic Wing Tunnel Tests of the PT3
Model a Supercritical Wing on a Simple Body FFA. 1976 Report AU—1134 Part 2.
p 1—50
29. Harris T. A. and Lowry J. G. Pressure Distribution over an NACA 23021
Airfoil with a Slotted and a Split Flap. NACA 1941. Report N 718. 26 p.
30. Harris T. A. and Recant J. G. Wind-Tunnel Investigation of NACA 23012;
23021 and 23030 Airfoils Equipped with 40-Percent-Chord Double Slotted Flaps. NACA.
1941 r Report N 723. 31 p.
31. Harris T. A. Wind-Tunnel Investigation of an NACA 23012 Airfoil with two
Arrangements of a Wide Chord Slotted Flap NACA. 1939. TN N. 715. 24 p.
32. Henderson W. P. Effects of Wing Lea ding-Edge Radius and Reynolds Num-
ber on Longitudinal Aerodynamic Characteristics of Highly Swept Wing-Body Confi-
gurations at Subsonic Speeds NASA 1976 TN D-8361 53 p
33. Hopkins E. J. and Yce S. C. A Comparison of the Experimental Aerodynamic
Characteristics of on Oblique Wing with Those of a Swept Wing. NASA. 1977- TM
X-3547. 479 p.
34 Hsieh T. Hemisphere-Cylinder in Transonic Flow, Meo —0,7—1,0. AIAA
Journal. 1975. Vol. 13. N. 10» p 1411—1413.
35 Hsieh T. Unsteady Transonic Flow Over Blunt and Pointed Bodies of Revo-
lution AIAA. 1978 Paper 78—211. 13 p.
36. Jacobs E. N. and Sherman A. Airfoil Section Characteristics as Affected by
Variations of the Reynolds Number. NACA. 1937- Report N. 586. 41 p.
37- Jernelf L. S. Effects of Wing Planfonn on the Aerodynamic Characteristics
of a Wing-Body-Tail Model at March Numbers from 1. 70 to 4 63- NASA. 1965. TN
D—3105 63 p.
38. Jorgensen L. H. and Howell M. H. Experimental Aerodynamic Characte-
ristics for Slender Bodies with Thin Wings at Angles of Attack from 0° to 58° and March
Numbers from 0,6 to 2,0- NACA. 1976. TM X-3309. 121 p
39. Jorgensen L. H. and Nelson E. R. Experimental Aerodynamic Characte-
ristics for a Cylindrical Body of Revolution with Side Strakes and Various Noses at
Angles of Attack from 0° to 58° and March Numbers from 0,6 to 2.0. NASA. 1975.
TM X-3130 85 p.
40- Jorgensen L. and Perkins E. Investigation of Some Wake Vortex Characte-
ristics of an inclined Ogive-Cylinder Body at March Number 2. NASA. 1958 Report
N. 1371 19 p.
41. Kirby D. A. and Hepworth A. G. Low-Speed Wind-Tunnel Tests of the Lon-
gitudinal Stability Characteristics of some Swept-Wing Quiet Airbus Configurations.
RAE. R & M. 1977 N- 3801. 91 p.
267
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
42 Ljungstrom В. L. G. Experimental Study of Viscous Flow on Multiple Ele-
ment Airfoils 1CAS 1974. Proceedings Vol 1, p. 369—381
43 Lovell D. A. A Wind-Tunnel Investigation of the Effects of Flap Span and
Deflection Angle. Wing Planform and a Body on the High-Li ft Performance of a 28°
Swept Wing. RAE 1977. CP N. 1372 195 p.
44 Lowry J. G. Wind-Tunnel Investigation of an NACA 23012 Airfoil with Se-
veral Arrangements of Slotted Flaps with Extended Lips NACA- 1941. T. N. N. 808
20 p.
45. Mann M. J. and Langbans R. A. Transonic Aerodynamic Characteristics of
a Supercritical Wing Transport Model wilh Trailing-Edge Controls NASA 1977.
TM X-3431 335 p
46 McLemore H. C.f Parlett L. P. Low-Speed Wind-Tunnel Tests of 1/9 —scale
Mogel of a Variable Sweep Supersonic Cruise Aircraft NASA 1977. TN. D 8380. 79 p.
47 McLemore H. C. and Parlett L. P. Low-Speed Wind-Tunnel Tests of 1'10 — scale
Moled of a Blended Arrow Supersonic Cruise Aircraft NASA. 1977. TN D 8410- 64 P-
48 Nonweiler T. The Design of Wing Sections a Survey of Existing Knowledge
on Airfoil Design for Different Conditions Aircraft Engineering 1956- Vol 28. N. 329.
11 D.
49. Norris J. D. and McGhee R. J. Effects of Bluntness on the Subsonic Drag
of an Elliptical Forebody NASA 1966 TN D-3388 20 p.
50 Presz W. M. and Pitkin E. T. Flow Separation Over Axisymmetric Afterbody
Models AfAA. 1974. Paper N. 74—17 7 p
51. Ramaswamy M. A. and Rajendra G. Experimental Investigation of Transonic
Flow Past a Blunt Cone-Cylinder J Spacecraft 1978 Vol. 15. N 2 p. 120—123-
52. Reid J.f Mundell A. R. C.f Crane J. F. &. The Subsonic Base Drag of Cy-
lindrical Twin-Jet and Single Jet Afterbodies AGARD, 1975. CP—150 p (13—1)—
(13—13).
53 Reid J. and Hastings R. C. The Effect of a Central Jet on the Base Pressure
of a Cylindrical After—Body in a Supersonic Stream ARC 1961- R & M N. 3224. 41 p
54. Reubush D. E. and Putnam. An Experimental and Analytical Investigation
of the Effect on Isolated Boattail Drag of Varying Reynolds Number up to 130X 10е-
NASA. 1976 TN D-8210 83 p
55. Robertson J. E. Unsteady Pressure Phenomena for Basic Missile Shapes at
Transonic Speeds A1A4 1964 Paper N 63—3 14 p
56. Rom J., Victor M., Reichenbery and Solomon M. Wind-Tunnel Measurements
of the Pressure of an Axially Symmetrical Model in Subsonic, Transonic and Super-
sonic Speeds at high Reynolds Numbers Israel Institute of Technology. 1972. TAE.
Report N. 134. 29 p.
57- Schlich ting., Truckenbrodt E. Aerodynamik des Fl ugzeuges. Springer-Ver lag.
1967- 479 p
58. Shivers J. P.t McLemore H. C. and Coe P. L. Low-Speed Wind-Tunnel
Investigation of a Large-Scale Advanced Arrow-Wing Supersonic Transport Confi-
guration with Engines Mounted above Wing for Upper-Surface Blowing. NASA. 1976
TN D-8350 59 p.
59. Simper J.f Hutton P- Results of a Series of Wind-Tunnel Model Breakdown
Tests on the Trident-1 Aircraft and a Comparison with Drag Estimates and Full Scale
Flight Date. ARC 1971 CP. N 1170 38 p.
60 Spratley A. B., Thompson E. R.t and Kennedy T. L. Reynolds Numbers and
Nozzle Afterbody Configuration Effects on Model Forebody and Afterbody Drag AIAA.
1977. Paper 77—103. 12 p
61. Steinheuer J. Boundary Layer Calculation Methods and Application to Aero-
dynamic Problems AG ARG. 1974. LS—67. p. (7—1)—(7—49).
62 Tanner M. Dreikomponentenmessungen an einem Flugkorperrumpf mit Ver-
se hied enen Heckkoufigurationen im Unterschall und Transschallbereich. DFVLR.
1979 FB 79—15. 85 p.
268
www.vokb-la.spb jn - Самолёт своими руками?!
63. Wentz W. Н., Seetbaram Н. С. and Fiscko К. A. Force and Pressure Tests
of the G4 (W)-l Airfoil with a 20 % Aileron and Pressure Tests with a 30 % Fowler
Flap NASA 1977. CR 2833. 91 p.
64 Wenzinger C. J. and Anderson W. B. Pressure Dislribuiion over Airfoils with
Fowler Flaps NACA 1938 Report N. 620. 19 p.
65 Wenzinger C. J. and Delano J. B. Pressure Distribution over an NACA 2312
Airfoil with a Slotted and a Plain Flap NACA. 1938 Report N 633 32 p
66 Wenzinger C. J. andGauvaln W. E. Wind Tunnel Investigation of NACA 23012
Airfoil with a Slotted Flap and Three Types of Auxiliary Flap. NACA. 1939. N. 679.
27 p.
67. Wenzinger C. J. and Harris T. A. Wind-Tunnel Investigation of an NACA 23012
Airfoil with Various Arrangements of Slotted Flaps NACA 1939 Report N. 664 20 p.
68. Wenzinger C. J. and Harris T. A. Wind-Tunnel Investigation of NACA 23012;
23021, and 23030 Airfoils with Various Sizes of Split Flap. NACA 1939. Report N 668.
13 p
69. Wenzinger C. J. and Harns T. A. Wind-Tunnel Investigation of NACA 23021
Airfoil with Various Arrangements of Slotted Flaps NACA. 1939. Report N 677. 24 p.
70. Whitcomb R. T. NACA Details Area Rule Breakthrough. Aviation Week.
1955. Vol. 63 September 19. p. 28—36.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие ............................................................ 3
Введение................................................................ 8
Глава 1 Аэродинамика профилей.......................................... 13
1 1. Предварительные замечания.................................. 13
1 2. Характер обтекания профиля и распределение давления по его
контуру ............................................................ 15
1 3. Сопротивление профиля......................................... 25
1 4. Подъемная сила и момент тангажа профиля....................... 35
1 5. Примеры основных аэродинамических характеристик профилен . 45
Глава 2 Аэродинамика крыла конечного размаха .......................... 51
2.1. Предварительные замечания..................................... 51
2 2. Эффект скольжения. Аэродинамические характеристики стреловид-
ных крыльев при малых углах атаки в области дозвуковых и транс-
звуковых скоростей............................................. 53
2 3. Примеры основных аэродинамических характеристик стреловид-
ных крыльев различных компоновок с фюзеляжем................... 62
2 4. Совершенствование скоростных характеристик крыльев. Совместное
влияние стреловидности, удлинения и относительной толщины крыла 69
2.5. Аэродинамика крыльев при умеренных и больших углах атаки ... 78
2 6. Особые виды крыльев........................................... 93
Глава 3. Механизация крыла............................................ 101
3.1. Предварительные замечания.................................... 101
3 2. Механизация крыла бесконечного размаха....................... 102
3 2 1. Особенности обтекания разрезного крыла.................... 102
3 2 2. Аэродинамические характеристики профиля с различными ви-
дами механизации................................................. 107
3 2 3 Влияние геометрических параметров механизации на аэродина-
мические характеристики профиля............................ 114
3.3. Механизация крыла конечного размаха обычного удлинения .... 129
3.3.1. Влияние стреловидности крыла на эффективность механизации 129
3 3.2. Сравнение эффективности различных видов механизации в усло-
виях стреловидного крыла обычного удлинения...................... 131
3-3.3. Влияние размаха механизации па ее эффективность в условиях
крыла конечного размаха.................................... 137
3.3.4. Использование механизации крыла для улучшения маневрен-
ных свойств самолетов............................................ 139
3 4. Механизация крыла малого удлинения........................... 144
3.4 1 Влияние удлинения крыла на эффективность механизации . . . 144
3.4 2. Влияние формы крыла в плане на эффективность механизации 146
3 4 3. Влияние геометрических параметров механизации на аэроди-
намические характеристики крыла малого удлинения .... 149
Глава 4. Аэродинамика фюзеляжей и корпусов............................ 155
4.1. Предварительные замечания.................................... 155
4 2 Особенности обтекания тел вращения большого удлинения ...» 156
270
wwiv.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
4.2 1 Распределение давления по носовой частй ................... 15?
4 2 2. Распределение давления по кормовой части ................. 167
4.3. Conpoiявление тел вращения большого удлинения................. 172
4 3.1. Сопротивление носовой части .............................. 172
4.3 2 Сопротивление средней части .............................. 182
4 3.3. Сопротивление кормовой части.............................. 183
4.3 4. Влияние числа Рейнольдса на сопротивление давления носовой
и кормовой частей ............................................... 187
4.3.5 Донное сопротивление....................................... 189
4 4. Нормальная сила и положение центра давления тел вращения боль-
шого удлинения .................................................... 193
4 4 1 Влияние формы носовой части на нормальную силу и положение
центра давления ................................................. 194
4.4 2. Влияние длины средней части на нормальную силу и положе-
ние центра давления ............................................. 199
4 4 3. Влияние формы кормовой части на подъемную силу н положение
центра давления ................................................. 199
4.4 4. Влияние формы поперечного сечения зела большого удлинения
на его основные аэродинамические характеристики.................. 201
Глава 5. Аэродинамика органов управления и стабилизации................ 204
5.1. Предварительные замечания..................................... 204
5.2. Характер обтекания и аэродинамические характеристики рулевых
поверхностей на профиле............................................ 205
5.3. Аэродинамика органов продольного управления................... 211
5 4. Аэродинамика органов поперечного управления................ 225
5.5. Аэродинамика вертикальных оперений............................ 240
5.6. Интерцепторные органы управления.............................. 241
5.7. Струйные органы управления.................................... 244
Глава 6. Интерференция частей летательных аппаратов............... 246
6.1. Предварительные замечания..................................... 246
6 2. Интерференция крыла с фюзеляжем............................... 246
6.3. Интерференция гондол двигателей с крылом...................... 253
6 4. Интерференция гондол двигателей с фюзеляжем................... 257
6.5. Интерференция крыла и оперения. Скос и торможение потока . . . 259
Список литературы...................................................... 266
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
I
1
Константин Павлович Петров
АЭРОДИНАМИКА ЭЛЕМЕНТОВ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Редактор И. В, Корженевская
Художественный редактор В, В. Лебедев
Переплет художника А. Я. Михайлова
Технический редактор Н. И. Скотникова
Корректоры О. Е. Мишина и И. М. Ворейша
ИВ № 2635
Сдано в набор 25.07.84. Подписано в печать 27-12.84.
Т-25019- Формат 60X9071 в- Бумага типографская № 1.
Гарнитура литературная,. Печать высокая.
Усл.-печ. л. 17,0. Усл. кр.-отт. 17.0. Уч.-изд. л. 20,0.
Тираж 4850 экз> Заказ № 200. Цена 1 р. 40 к.
Ордена Трудового Красного Знамени издательство
«Машиностроение», 107076, Москва, ГСП-6, Стромын-
ский пер., 4.
Ленинградская типография № 6 ордена Трудового
Красного Знамени Ленинградского объединения «Тех-
ническая книга» им. Евгении Соколовой Союзполиграф.
пром а при Государственном комитете СССР по делам
издательств, полиграфии и книжной торговли.
193144, г. Ленинград, ул. Моисеенко, 10.
2;