Аэродинамика самолета, страница 7

Чем больше скорость полета, с худшим качеством обработана поверхность крыла и толще профилькрыла, тем больше сопротивление трения.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА27Рис. 34 Обтекание крыла конечного размахаДля уменьшения сопротивления трения при подготовке самолетов к полету необходимо сохранятьгладкость поверхности крыла и частей самолета, особенно носка крыла. Изменение углов атаки на величинусопротивления трения практически не влияет.Соотношение между сопротивлением трения и сопротивлением давления в большой степенизависит от толщины профиля (см. Рис. 33).

На рисунке видно, что с ростом относительной толщиныпрофиля увеличивается доля, приходящаяся на сопротивление давления. Это же можно сказать, анализируяи сопоставляя профили самолетов Як-52 и Як-55.Индуктивное сопротивление - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованиемподъемной силы крыла При обтекании крыла невозмущенным воздушным потоком возникает разностьдавлений над крылом и под ним В результате часть воздуха на концах крыльев перетекает из зоны большегодавления в зону меньшего давления (Рис. 34).Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушныйпоток, набегающий на верхнюю часть крыла, что приводит к образованию завихрений массы воздуха зазадней кромкой, т. е. образуется вихревой жгут. Воздух в вихревом жгуте вращается.

Скорость вращениявихревого жгута различна, в центре она наибольшая, а по мере удаления от оси вихря - уменьшается.Рис. 35 Отклонение воздушного потока вниз, вызванное вихревым шнуромТак как воздух обладает вязкостью, то вращающийся воздух в жгуте увлекает за собойокружающий воздух. Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны такимобразом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз.Такое движение воздушных масс сообщает воздушному потоку, обтекающему крыло,дополнительную скорость, направленную вниз.

При этом любая часть воздуха, обтекающая крыло соскоростью V, отклоняется вниз со скоростью U. Величина этой скорости обратно пропорциональнарасстоянию точки от оси вихревого жгута, т. е. в конечном счете от удлинения крыла, от разности давленийнад и под крылом и от формы крыла в плане.Угол Δα, на который отклоняется поток воздуха, обтекающий крыло со скоростью V, наведеннойвертикальной скоростью U, называется углом скоса потока (Рис.

35). Величина его зависит от значениявертикальной скорости, индуктированной вихревым жгутом, и скорости набегающего потока V:tgΔα ≈ Δα =U.V(2.10)Поэтому благодаря скосу потока истинный угол атаки αист крыла в каждом его сечении будетотличаться от геометрического или кажущегося угла атаки αкаж на величину Δα (Рис.

36):АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТАα ист ≈ α каж − Δα = α каж −U.V28(2.11)Как известно, подъемная сила крыла Y всегда перпендикулярна набегающему потоку, егонаправлению. Поэтому вектор подъемной силы крыла отклоняется на угол Δα и перпендикулярен кнаправлению воздушного потока V.Подъемной силой будет не вся сила Y' а ее составляющая Y, направленная перпендикулярнонабегающему потоку:Рис. 36 Образование индуктивного сопротивленияРис. 37 Зависимость коэффициента лобового сопротивления Сx от угла атаки самолетов Як-52 иЯк-55Y = Y ′ cos Δα ≈ Y ′.Ввиду малости величины Δα считаем(2.12)cos Δα ≈ 1. Другая составляющая сила Y' будет равнаX 1 = Y ′tgΔα ≈ Y ′Δα .(2.13)Эта составляющая направлена по потоку и называется индуктивным сопротивлением (Рис. 36).Чтобы найти величину индуктивного сопротивления, необходимо вычислить скорость U и уголскоса потока.Зависимость угла скоса потока от удлинения крыла, коэффициента подъемной силы Су и формыкрыла в плане выражается формулойΔα = А =Сyλ.(2.14)где А - коэффициент, учитывающий форму крыла в плане.Для крыльев самолетов коэффициент А равенА=1π ⋅ λ'эф(1 + δ ).(2.15)где λэф - удлинение крыла без учета площади фюзеляжа, занимающей часть крыла;δ - величина, зависящая от формы крыла в плане.Подставим значения формул (2.14), (2.15) в формулу (2.13), преобразуя ее, получимАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТАX i = C xiρ ⋅V 22S,29(2.16)где Cxi -коэффициент индуктивного сопротивления.С xi =C y2.π ⋅ λ Из формулы видно, что Сх прямо пропорционаленОн определяется по формулекоэффициенту подъемной силы и обратно пропорционален удлинению крыла.При угле атаки нулевой подъемной силы αо индуктивное сопротивление будет равно нулю.На закритических углах атаки нарушается плавное обтекание профиля крыла и, следовательно,формула определения Cx1 не приемлема для определения его величины.Так как величина Сх обратно пропорциональна удлинению крыла, поэтому самолеты,предназначенные для полетов на большие расстояния, имеют большое удлинение крыла: λ=14…15.АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО КРЫЛАС точки зрения аэродинамики наиболее выгодным будет такое крыло, которое обладаетспособностью создавать возможно большею подъемную силу при возможно меньшем лобовомсопротивлении.

Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамическогокачества крыла.Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобовогосопротивления крыла на данном угле атакиK=Y,Q(2.17)где Y - подъемная сила, кг;Q - сила лобового сопротивления, кг. Подставив в формулу значения Y и Q, получимK=CyCx.(2.18)Чем больше аэродинамическое качество крыла, тем оно совершеннее. Величина качества длясовременных самолетов может достигать 14-15, а для планеров 45-50.

Это означает, что крыло самолетаможет создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 раз, а у планеров даже в50 раз.Аэродинамическое качество характеризуется углом θ (см. Рис. 28).tgθ =Q.Yилиtgθ =1.K(2.19)Угол θ между векторами подъемной и полной аэродинамической сил называется углом качества.Чем больше аэродинамическое качество, тем меньше угол качества, и наоборот.Аэродинамическое качество крыла, как видно из формулы (2.18), зависит от тех же факторов, что икоэффициенты Су и Сх, т. е. от угла атаки, формы профиля, формы крыла в плане, числа М полета и отобработки поверхности.ВЛИЯНИЕ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО УГЛА АТАКИ.По известным значениям аэродинамических коэффициентов Су и Сх для различных углов атакистроят график К = f (α) (Рис.

38).Из графика видно, что с увеличением угла атаки до определенной величины аэродинамическоекачество возрастает. При некотором угле атаки качество достигает максимальной величины Кмакс. Этот уголназывается наивыгоднейшим углом атаки, αнаив.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА30На угле атаки нулевой подъемной силы αо где Су=0 аэродинамическое качество будет равно нулю.Влияние на аэродинамическое качество формы профиля связано с относительными толщиной икривизной профиля. При этом большое влияние оказывают форма обводов профиля, форма носка иположение максимальной толщины профиля вдоль хорды (Рис.

39).Рис. 38 График зависимости аэродинамического качества от угла атакиРис. 39 Зависимость аэродинамического качества от угла атаки и толщины профиляРис. 40 . Образование подсасывающей силыРис. 41 Изменение аэродинамического качества крыла в зависимости от числа МПри обтекании профилей с закругленными и утолщенными носками на носке профиля образуетсяподсасывающая сила, которая может значительно уменьшить лобовое сопротивление. Наибольшейвеличины она достигает на углах атаки, близких к αнаив, когда подсасывающая сила может превышать силутрения (Рис. 40).Для получения больших значений Кмакс выбираются оптимальные толщина и кривизна профиля,формы обводов и удлинение крыла.Форма крыла в плане также оказывает влияние на аэродинамическое качество крыла.

Дляполучения наибольших значений качества наилучшей формой крыла является эллипсовидная сзакругленной передней кромкой. Такое крыло имеет наименьшее индуктивное сопротивление. УвеличениеYQСy= 2 ; Cx= 2 .ρυρυ⋅S⋅S22 ) следовательно,удлинения крыла уменьшает его индуктивное сопротивление (вспомнимувеличивает аэродинамическое качество.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА31При увеличении числа М полета до появления волнового кризиса качество будет незначительновозрастать (для данного угла атаки), так как проявление сжимаемости воздуха увеличивает Су.

Снаступлением волнового кризиса качество резко уменьшается, потому что коэффициент подъемной силыуменьшается, а Сх увеличивается (Рис. 41).Состояние поверхности крыла (шероховатость, волнистость, отступление от заданной формы)влияет на величину профильного сопротивления. Поэтому, улучшая состояние поверхности крыла (илиподдерживая ее в хорошем состоянии), можно добиться повышения аэродинамического качества самолета.ПОСТРОЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА ИСАМОЛЕТАПОЛЯРА КРЫЛАДля различных расчетов летных характеристик крыла особенно важно знать одновременноеизменение Су и Сх в диапазоне летных углов атаки. Для этой цели строится график зависимостикоэффициента Су от Сх, называемый полярой.Для построения поляры для данного крыла, крыло (или его модель) продувается ваэродинамической трубе при различных углах атаки. При продувке для каждого угла атакиаэродинамическими весами замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления Q.Определив величины сил Y и Q для данного профиля, вычисляют их аэродинамические коэффициенты.