Практическая аэродинамика дельтаплана (Азарьев И.А., Горшенин Д.С., Силков В.И., 1992 - Практическая аэродинамика дельтаплана), страница 14

Более надежный результат можно получить путем продувок ЛА нлн его модели в аэродинамической трубе, когда более полно моделируются условия обтекания крыла без упрощения его формы в плане н геометрии профиля Такие продувки были выполнены для серии профилей типа «Славутич». В аэродинамической трубе продувалнсь отсеки прямых крыльев с удлинением 5 и с соответствующим профилем. Полученные таким образом зависимости принято рассматривать в качестве характеристик профиля. Однако характеристики крыла в целом могут существенно отличаться от аналогичных характеристик профиля.

Различие вносится круткой, удлинением, сужением, стреловндностью крыла н т. д. На это различие сл дуст ввести поправки в виде определенных коэффициентов. В эт случае методика определения характеристик упрощается, а 1 чультат получается более надежным. В табл. 4.1 приведены г~ метрические характеристики четырех профилей, которые мож считать прототнпамн многих любительских конструкций.

11а рнс. 4.3., 4.6 представлены аэродинамические характеристики этих профилей. На каждом графике изображены по трн кривых ~ 74 ттттетл о)сЫа.зрЬ.го — Самолет своими руками. Рис 43. Аяродиикиические харектеристики нрсфиля СЛА-1 для различных значений координат закрепления нижней обшивки: 40, б0, 100'те от хорды профиля. Используя данные графики, можно выбрать соответствующие зависимости се (сс), с, (се), гл, (се) Для облегчения выбора типа профиля иа рис. 4.7 даны его выходные характеристики: максимальное аэродинамическое «ачество, максимальный коэффициент подъемной силы, наивыгоднейший и критический углы атаки. Профили строятся в координатах, связанных с хордой (рис. 4.8).

Координаты верхнего «онтура профилей выражены в относительных единицах х и у,. Зто дает возможность воспользоваться ими для построения кои"ретиого профиля любых размеров. для этого необходимо только ~адать размер хорды профиля Ь. Зададим, например, Ь = 1,7 м тттттт.то$4Ь-!а.зрЬ.ги — Самолет своими руками? .' д Ю гд а,' Рис 4 4. Аэроаииачические характеристики профиля Г.!~ д для профиля типа СЛА-1. Тогда линейные координаты его верх него контура можно рассчитать по формулам х=хЬ=1,7х; у„=у,Ь=-17у,. Подставляя нз табл.

4.1 значения х и у„получим координаты верхнего контура. Онн частично приведены в табл 4.2. По полученным координатам х, у„можно вычертить верхний контур профиля. Затем задать и вычертить радиус носка, выбрать точку сопряжения верхней н нижней обшивок и соединить се с контуром носка, По полученному чертежу можно построивши тртртр.то$сЬ-!а.ярЬ.гв — Самолет своими руками. д 1Р гр а,' Рис 4.5 Аэродинамические кврвлтеристики профили ! .'!Л-43! Таблица 4Я 0,0Я0 0,0!0 0,0363 13 0,016715 к, и ~ 0.0065 0Ю4 0,017 Уа, м ~ 0,03!615 0,061732! 0,044163 70 и сим профиль. Для правильного построения профи!я необходимо также определить величину и координату максимальной крииияны верхней поверхности 7, = 7,0 = 0,0975 1,7 =- 0,1бб и; кт — — хгЬ = 0,2335 1,7 == 0,397 м. Теперь необходимо перейти тттттт.то)сЫи.зрЬ.гц — Самолет своими рукими?! И гр гр Рис.

46 Аарохикаиические характеристики профиля РЛ!! АМ от профиля к крылу. Перестроение зависимости са (я) можчо произвести следующим образом !. Уточнить, если возможно, угол атаки крыла при иулев"и подъемной силе ссе нз соображений, изложенных выше. 2 ОпРеДелнть Угол наклона кРивой се (се). ДлЯ этого необходимо найти производную с„: выбрать две произвольные ка проф точки А н В иа линейном участке, как это показано иа рис. 4 еь По координатам этих точек найти приращения Ьс„ = се,в — ср л н Лех = оа — сел Так, выбранные нами точки имеют тттртт.то$сЬ-!а.арЬ.гп — Самолет своими руками? дна» ьнии ь иии »»ими» Р и,г р»е нис.

4 7 Зависимое»ь нредезьныа азродинамичесииа варане рои орофиав от рвзме ров нижней нашивки "'"'Рдииаты с„а = О,9. сса — !О', с„,а = 0,2, »ад = О 11роиэ"одная с будет равна аа нроф З Определить производную от коэффнпиеита подъемной силы по углу атаки крыла в целом с =с Йиф, на аа ироф (4 4) Ы о ив и и — наь 0,9 — О.а О О? са „4, )- 4У У 44 УУ 4г 4У У Уйвт« Рнс.

4. !О. Коэффициент, учмтыввющнй влнянме перегрузки нн й, 'У !) яу г х й 4 Х рнс. 4хь Кгнффнцкент, умнтыввющнй хнянне суження крыле не его несущие свойстве (Р У 44 гг Гх л Рнс. 4.!! Коэффнцмент, учнты. веющий влияние перегруэкм нв велмчмну критического угле ате- ям 83 Рнс 4 8. Геиметрнческне характеристики профиля г, У, Э вЂ” вармамты расположения ммжмай обшнакм крыла.  — стягмвающая хорда; с' — макси альная толщям прсфнля.

! — макси льная координата верхней павара. в мостя профнля; у — текущая коордммата архнай ппаархност; у = !о 02 о ОЗ!— в дяаматр носка прсфнля где коэффициент гск учитывает влияние стреловндности, а Йр— влияние крутки крыла прн его деформации под нагрузкой. Они определяются по графикам, приведенным на рис. 4.2 График для определения коэффициента мх построен с учетом того, что исходный профиль принадлежал прямому крылу (у — О) с удлинением Х = 5. Предполагается также, что сужения крыла, реализуемые на практике, незначительно влияют на его несущий свойства. Пусть, например, крыло с профилем СЛА-1 имеет стреловидность )( = 30', удлинение Х 7 н нагружено при условии пр — !.

Тогда й. = 1,05 (см. Рнс. 4 2); й — 0,74; с„= 0,07х х1,06.0,74 — 0,055 1/град. При приращении Лс« — 10 крыло будет давать приращение коэффициента подъемной силы Асу — 0,055.10 = 0,55. Точка В на рнс. 4.3 сместится в ноложенне С на величину Лсв = 0,9 — 0,55 = 0,35. Проведем через точки с«е и С прямую. Угол ее наклона стал существенно меньше исходного угла т.

Если изменять угол с«„то полученная прямая будет перемещаться параллельно самой себе, сохраняя нензменныи угол наклона к оси с«Достроить кривую на больших углах атакн можно таким же образом, как зто было сделано ранее. При этом следует иметь ввиду, что критический угол атаки н соотвегствуюЩий ЕМУ СУ Ш,х МОГУТ СУЩЕСтВЕИНО НЗМЕНЯтЬСЯ ПО ДВУМ ПРИЧННаы: у гпах за счет изменения формы крыла в плане; за счет деформации крыла под нагрузкой. Известно, что увеличение стреловндности и уменьшение су. жения вызывают уменьшение максимального коэффициента подь.

емной силы. Их влияние приближенно можно оценить с помощью следующей формулы: (4.5) Коэффициент й учитывает влияние сужения крыла (рис. 4.9) су можно взять дли выбранного профиля из рис. 4.3 ... 4.5 пуп ф «пах 82 чу»учул о$сЬ-!а.зрЬ.ги — Самолет своими р Деформация крыла ухудшает условна его обтекания. Часть подъемной силы, создаваемой консолями крыла, в результате деформаций кручения н изгиба теряется. В результате максимальная подъемная сила крыла (максимальный коэффициент подъемной силы су 1 прн создании перегрузки может существенно Уа пах) уменьшаться. Зто уменьшение зависит от жесткостиых характеристик крыла. Его можно оценить с помощью коэффициента и, . с =-с йс, (4.5) У «пах Уапроф гпах су' где с — максимальный коэффициент подъемной силы Уппроф шах профиля крыла; гу — максимальный коэффициент подъемной силы крыла с учетом его деформаций.

На рис. 4.10 приведена зависимость коэффициента Й, от расчетной перегрузки, полученная путем обработки статистических данных дельтапланов типа «Славутич». При изменении жесткостных характеристик крыла величина й, может изменяться. Увеличение отрицательной круткн концевых сечений крыла затягивает срыв потока на них на больших углах атаки. В результате критический угол атаки крыла с увеличением нагрузки возрастает.

Зто увеличение можно учесть специальным коэффициентом й кр «Гнр = !"кр. профан„р. (4.7) "де !»кр пр ф критический угол атаки профиля с«р — критический угол атаки крыла с учетом упругих деформаций. Зависимость коэффициента и от расчетной перегрузки яв "Риаедена на рнс. 4.1!. Она получена также путем статистической обРаботки информации по крыльям типа «Славутичи Таким образом, дефоРмацни крыла а результате действия аэродинамической нагрузки приводят к тому, что кривая с„ (сс) поворачивается вправо с уменьшением величины су н возрастанием критич Ыагпак "ческого угла атаки. и, г,б 15 и ) гп Епи гп~ " 7,4 75 12 7,7 7,П П 4 б 72 7бс,р и ( „1.

.,пп и г 4 б б 7пгпгпбпбпбппе7п-' Ряс. 4.!2. Коэфрнпнент трения яло-вой пластины в фунхпнн числя Рей- яояьдся Рнс. 4.13. Коэи«рнннеят, учнтывяяяпнй влияние толщины профняя яя лобовое сопротивление 4 3 РАСЧЕТ ПОЛЯРЫ Для практических расчетов выбирают профиль и соответствУющУю емУ кРивУю ся (си) Затем задаютсЯ РЯдом значений перегрузок и„= 1; 1,3; 2 и по приведенным выше формулаа рассчитывают кривые с (а) для заданных перегрузок Исполь.