Практическая аэродинамика дельтаплана (Азарьев И.А., Горшенин Д.С., Силков В.И., 1992 - Практическая аэродинамика дельтаплана), страница 11

На профиле можно выделить характерную, так называемую критическую точку — точку, в которой разделяется поток: одна часть обтекает верхнюю поверхность, другая — нижнюю. В этой точке давление всегда максимальное, коэффициент давления р тттттт.то$сЬ-!н.зрЬ.гп — Самолет своими р Ряв. ЗЛ2. Рвсвределеяве давления но понеряяеств крыле МДП Т-2: а ик 1 — ~е.е е; т — эеее н-. е — е,те У принимает значение, равное 1.

В зависимости от угла атаки критическая точка меняет свое положение на профиле. На приведенных рисунках можно обнаружить области разрежения и на нижней поверхности крыла. Имея распределение давлений по поверхности крыла, можно определить подъемную силу н лобовое сопротивление. Выберем е5 на хорде некоторую точку А !см. рис. 3.!Ц, Найдем суммарный относительный коэффициент давления в этой точке в виде разности р = р„— р,. Нормальная сила, действующая на элементарную площадку Л5 в окрестности точки А, будет равна ЛУ,й»з ЬЯ.

Суммируя таким образом силу со всех других площадок крыла, найдем результирующую силу У, которая практически равна подъемной силе У = »! ~рЛ5. Разделив полученную таким образом силу на скоростной напор невозмущенного потока и площадь крыла, можно вычислить коэффициент подьемиой силы с„= ~ = Х р«Л5»» ч где Л5» =- —.

— Д5! 5 Определяя значения с„в каждом сечении, можно построить графики изменения с„по размаху крыла, Эти графики позволяют оценить вклад каждого сечения в создание подъемной силы крыла и показывают пути улучшения местной аэродинамики крыла. На рнс. 3.8, 3.9 н 3.!О показано распределение подъемной силы по сечениям крыльев Т-2 н «Славутич-УТ». Там же в таблицах приведены значения суммарной подъемной силы крыла и значения коэффициентов с„, полученных при испытании в аэродинамической трубе с помощью аэродинамических весов н по распределению давления. Эксперимент показывает удовлетворительную сходнмость этих методов. Распределение с„по размаху крыла Т-2 на больших углах атаки имеет интересные особенности: максимум нагрузки расположен в центральной части полуразмаха, а к центральной и концевой частям уменьшается.

В концевых частях крыла не соблюдается ссютветствне между углом атаки и значением сз. угол атаки уменьшается вплоть до значительных отрицательных значений, а сз остается все время положительным. Дополнительные исследования позволили найти объяснение этому явлению. Дело в том, что центральные сечения крыла работают в зоне больших сверхкритнческих углов атаки и поток там частично сорван.

Отсюда провал эпюры с„. Так как угол атаки сечений непрерывно уменьшаегся, то в некотором сечении он становится равным критическому, что соотвегствуег с . Далее »»' значения с„уменьшаются. Рассмотрим это явление подробнее. На рис. 3.!3 показана картина обтекания верхней поверхности крыла мотодельгаплана Т-2 полученная при испытании модели крыла в ги гилрогрубе.

3десь внзуалнзация потока проводилвсь 56 о воими р оно. 3Л3. Фотография спектра обтекании параней поверхности модели крыла ИДП Т-2 при и 20' н гидродинамнкеской трубе при помсаци струек подкрашенной жидкости. В центральной части крыла хорошо видна темная застойная вона сорванного потока. Здесь угол атаки превышает критический. К середине полуразмаха вследствие увеличивающейся крутки крыла угол атаки становится меньше критического, интенсивнопть срыва уменьшается.

В концевых сечениях крыла угол атаки еще более уменьшается н обтекание приобретает плавный характер. Если такое крыло выполнить без крутки, то срыв на нем появится первоначально на концевых частях, что является крайне нежелательным по причине всвникновения возможных больших несимметричных моментов. Второй парадокс несоответствия между местнымн значениями с„и и связан с особенностью вихревой структуры крыла дельта- плана. На обычном крыле самолета имеются так называемые концевые вихри, вызванные перетеканием воздуха из области повышенного давления на нижней поверхности крыла в область пониженного давления на верхней поверхности на концах крыли Эти концевые вихри достигают большой интенсивности и индуцнруют появление вертикальных составляющих скорости воздушного потока, которые изменяют местные углы атаки сечений кРыла.

У крыла дельтаплана вследствие очень большой крутки концевой вихрь сдвигается ближе к середине полуразмаха и становится размытым. На рис. 3.14 показаны траектории подкрашенных струек, сфотографированных снизу крыла. Видно, что по отношению к струйкам, сходящим с верхней поверхности, они поворачиваются в противоположную сторону.

Таким образом формируется слабо накрученный вихрь, ось которого рагпола- ьг Риа. о.11. Фптггра~Ьия спектра обтекании нижней пов.рхностп модели крыла йЯП Т-2 цри сс = 18 в гидродинамической трубе о о о ба о+ Рпс. 3.15. Зависимость местных углов атаки от концевого вихря: и — сиена р п ж няя онцепого ниари; б — прпражение аертниэльяой жита лиани скоРо аи виол раэ эха прмла от нонце ого вн рн, а — прнрагп ние местного угла эт е — сунмаремй угол атака ваоль размаха «рыла зр .га — амолет своими р гается примерно на середиие полуразмаха крыла. Этот вихрь (рис.

3.15) индуцирует появление составляющей скорости, которая увеличивает местные углы атаки в концевых сечениях и уменьшает в центральных. Вследствие этого нагрузка иа концевых частях возрастает, а в центральных уменьшается. Происходит выравнивание нагрузки вдоль размаха кръиа. Все это позволяет сделать определенные рекомендации по компоновке крыла. Профили в центральных сечениях должны иметь повышеииые срыаные характеристики. Следует также обратить особое внимание иа впадину в центральном сечении крыла в месте крепления нижнего кармана. В ней, как правило, появляется застойная зона, ухудшающая несущие свойства и увеличивающая сопротивление.

Концевые части крыла работают под небольшими углами атаки и для них важно обеспечить минимум сопротивления. З.З. ВЛИЯНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОИ КОМПОНОВКИ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА Аэродинамические характеристики в виде зависимостей коэффициентов сил и моментов от углов атаки н других параметров определяются путем продувки ЛА или его модели в аэродинамической трубе. Обычно испытания проводятся следующим образом. Устанавливают определенную скорость потока и изменяют угол атаки. При этом с увеличением значения с„возрастает нагрузка иа крыло.

Поскольку крыло обычного самолета достаточно жесткое, его геометрия практически ие изменяется и в последующих расчетах не учитывается. Иное дело крыло дельтаплана. Его способность деформироваться под нагрузкой требует специальных методов испытаний. В прямолинейном горизонтальном полете подъемная сила на крыле постоянна и равна силе тяжести мотодельтаплзиа. Следовательно, при испытании натурного крыла необходимо также выдерживать подъемную силу неизменной, т. е. необходимо обеспечить р $/3 У,=сз З 5=сонэ(.

Анализ этого уравнения показывает, что при увеличении с„ скорость потока должна уменьшаться и наоборот. для моделирования условий работы крыла при различном его нагружеиии испытания, как правило, проводят для нескольких значений подъемной силы. На рис. 3.!б для сравнения представлены зависимости сме т, (сс) и с„(с„) дельтаплана «СлавУтнч-споРт», полУчениые "Ри постоянной скорости потока и при постоянной подъемной силе, равной силе тяжести аппарата. -йг Рис.

Здб. Аарохииаиичегкие характеристики 1о1 «Слааутич-спорт», полученные при Р = соней 1'„= сопе1 Сравнивая зги зависимости, необходимо отметить, что несущие характеристики и аэродинамическое качество на малых углах атаки выше при у' = сопз1, а на больших углах атаки при У,= сопя(.

Дело в том, что при постоянной скорости нагрузки иа крыло иа малых углах атаки меньше, а иа больших углах атаки — больше. На рис. 3.17 показаны характеристики МДП Т-2 при различном нагружеиии. В отличие от жесткого крыла самолета зависимость с„(сс) Р на малых углах атаки имеет нелинейный характер.

Дело в том, что на этих углах атаки обшивка теряет устойчивость и не держит форму профиля. Крутка крыла уменьшается до нуля и на отрицательных углах атаки изменяется на обратную. Таким образом крыло имеет существенно разную конфигурацию на положительных и отрицательных углах атаки.

Латы на крыле формируют заданный (расчетный) профиль и обеспечивают продольное натяжение обшивки. Латы подобны нервюрам крыла, однако в отличие от них жестко не связаны с каркасом н могут поворачиваться относительно боковой балки. Чем более жесткими выполняются латы, тем лучше оии сохраня ют чучуту.тО1сЫа.зрЬ.ги — Самолет своими р е7х Ри . с. З37. Влияние натруаки на характеристики крыла МДП Т-х при Уе — сопе1 необходимый профиль на крыле и, следовательно, тем лучше обеспечивают требуемые несущие свойства. На рис. 3.18 представлены зависимости са (сх) для двух типов лат на крыле Т-2.

Однако увеличение жесткости лат связано с увеличением массы. Но применение тросового АПУ требует уменьшения жесткости хвостовой части лат, поэтому эти латы выполняются переменной жесткости: носовая и центральная части нз трубки, хвостовнк из стеклопластика. Рассмотрим изменение основных аэродинамических характеристик крыльев дельтапланов разных поколений. Первое поколение — крыло Рогалло (см. рис. 1.2). Оно имеет достаточно большую стреловидность ()( = 45 ) и небольшое удлинение (Л = 2,8).

для подобных крыльев характерен малый угол наклона кРивой са (сс) и большое лобовое сопРотнвление, а следовательно, низкое аэродинамическое качество (тх „= 3,5). Вольшую часть общего сопротивления составляет индуктивное сопротивление (рнс. 3.19). Характерной особенностью крыла Рогалло является большое значе нне критического угла атаки. Кроме того, крыло имеет благо оприятные характеристики на закритических углах атаки, тртртчл о$сЫн.зрЬ.гв — Самолет своими руками? .' Рис 3 18 Влияние ~кесткссти лат иа карактеристики крыла МДП Т-2 при И = = сапа! что обеспечивает возможность парашютирования и безопасную по- 1 садку, когда дельтаплаиерист выводит ЛА иа большие углы атаки. ~ Развитие дельгаплаиов второго и последующих поколений шло по линни совершенствования аэродинамических форм с целью получения более высо- с„ ср Рис ЗЛ9 Характеристики крыла «Ро- галлаа чччч»т.то$«Ыа.зрЬ.ги — Самолет своими р кого качества.