Аэродинамика самолета, страница 8

Изформулы подъемной силы и силы лобового сопротивления находим:Сy =Yρυ22;⋅SCx =Qρυ 22.⋅S(2.20)Такой расчет производится для каждого угла атаки. Результаты замеров и вычислений заносятся втаблицу.Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной осиоткладывают значения Су, а на горизонтальной - Сх.

Масштабы для Су и Сх обычно берутся разные.Принято для Су брать масштаб в 5 раз крупнее, чем для Сх, так как в пределах летных углов атакидиапазон изменения Су в несколько раз больше, чем диапазон изменения Сх. Каждая точка полученногографика соответствует определенному углу атаки.Название «поляра» объясняется тем, что эту кривую можно рассматривать как полярнуюдиаграмму, построенную на координатах коэффициента полной аэродинамической силы СR и ϕ, где ϕ- уголнаклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего потока (при условии, еслимасштабы Су и Сх взять одинаковыми).АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА32Рис. 42 Принцип построения поляры крылаРис.

43 Поляра крылаЕсли из начала координат (Рис. 42), совмещенного с центром давления профиля, провести вектор клюбой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которогосоответственно равны Сy и Сх. лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от углов атаки так называемая поляра крыла.Так как коэффициенты Сy и Сх пропорциональны аэродинамическим силам, то нетрудно убедиться,что угол, заключенный между векторами Сr и Сy, представляет собой угол качества θ.

Угол качества θможно непосредственно замерять на поляре, построенной в равных масштабах Сy и Сх, а поскольку полярыпостроены, как правило, на разномасштабных коэффициентах Сy и Сх, то угол качества определяется изотношения20 −00.(2.21)Поляра строится для вполне определенного крыла с заданными геометрическими размерами иформой профиля (Рис. 43). По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки.Угол нулевой подъемной силы αо находится на пересечении поляры с осью Сх.

При этом углеатаки коэффициент подъемной силы равен нулю (Сy = 0).≅Сx, аCx=Cx+Cвр..крсамолсамолкрДля крыльев современных самолетов обычно αо = CxУгол атаки, на котором Сх имеет наименьшую величину αCх.мин. находится проведениемкасательной к поляре, параллельной оси Сy. Для современных крыльевых профилей этот угол заключен вдиапазоне от 0 до 1°.Наивыгоднейший угол атаки αнаив. Так как на наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическоекачество крыла максимальное, то угол между осью Сy и касательной, проведенной из начала координат, т.

е.угол качестваθ,на этом угле атаки, согласно формуле (2.19), будет минимальным. Поэтому дляαнаив нужно провести из начала координат касательную к поляре.соответствовать αнаив. Для современных крыльев αнаив лежит в пределах 4 - 6°.определенияТочка касания будетКритический угол атаки αкрит. Для определения критического угла атаки необходимо провестикасательную к поляре, параллельную оси Сх.

Точка касания и будет соответствоватьсовременных самолетов αкрит = 16-30°.αкрит. Для крыльевУглы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся проведением из началакоординат секущей к поляре. В точках пересечения найдем углы атаки (α1 и α2) при полете, на которыхаэродинамическое качество будет одинаково и обязательно меньше Кмакс.ПОЛЯРА САМОЛЕТАОдной из основных аэродинамических характеристик самолета является поляра самолета. Ранеебыло установлено, что коэффициент подъемной силы крыла Сy равен коэффициенту подъемной силы всегоАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА33самолета, а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки больше Сх крыла навеличину Сх вр, т.

е.Cx кр ≅ Сx самол ,аCx самол = Cx кр + Cx вр .Поэтому поляру самолета можно получить путем прибавления величины Сх вр к Сх крыла на полярекрыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крылана величину Сх вр (Рис. 44). Обычно поляру самолета строят, используя данные зависимостей Сy=f(α) иСх=f(α), полученных экспериментально путем продувок моделей в аэродинамических трубах. Углы атаки наполяре самолета проставляются путем переноса по горизонтали углов атаки, размеченных на поляре крыла.Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолетапроизводится так же, как это делалось на поляре крыла.Угол атаки нулевой подъемной силы α самолета практически не отличается от угла атаки нулевойподъемной силы крыла.

Так как на угле α0 подъемная сила равна нулю, то на этом угле атаки возможнотолько вертикальное движение самолета вниз, называемое отвесным пикированием, или вертикальная горкапод углом 90°.Рис. 44 Поляры крыла и самолетаРис. 45 Поляры самолета с выпущенными закрылкамиУгол атаки, при котором коэффициент лобового сопротивления имеет минимальную величину( α сх.

мин ) находится проведением параллельно оси Сy касательной к поляре. При полете на этом угле атакибудут наименьшие потери на сопротивление. На этом угле атаки (или близком к нему) совершается полет смаксимальной скоростью.Наивыгоднейший угол атаки (αнаив) соответствует наибольшему значению аэродинамическогокачества самолета.

Графически этот угол, так же, как и для крыла, определяется путем проведениякасательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолетабольше, чем касательной к поляре крыла. А так какCy1= K = tg ,Cxθ(2.22)то можно сделать вывод, что максимальное качество самолета в целом всегда меньшемаксимального аэродинамического качества отдельно взятого крыла.Из этого же графика видно, что наивыгоднейший угол атаки самолета больше наивыгоднейшегоугла атаки крыла на 2 - 3°.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА34Рис. 46 Поляры самолета для различных чисел МКритический угол атаки самолета (αкрит) по своей величине не отличается от величины этого жеугла для крыла.На Рис.

44 изображены поляры самолета в трех вариантах:- закрылки убраны;- закрылки выпущены во взлетное положение (δ3= 20°);- закрылки выпущены в посадочное положение (δ3 = 45°).Выпуск закрылков во взлетное положение (δ3 = 15-25°) позволяет увеличить максимальныйкоэффициент подъемной силы Сумакс при сравнительно небольшом увеличении коэффициента лобовогосопротивления. Это позволяет уменьшить потребную минимальную скорость полета, которая практическиопределяет скорость отрыва самолета при взлете.

Благодаря выпуску закрылков (или щитков) во взлетноеположение длина разбега сокращается до 25%.При выпуске закрылков (или щитков) в посадочное положение (δ3 = 45 - 60°) максимальныйкоэффициент подъемной силы может возрасти до 80%, что резко снижает посадочную скорость и длинупробега. Однако лобовое сопротивление при этом возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтомуаэродинамическое качество значительно уменьшается.

Но это обстоятельство используется какположительный эксплуатационный фактор - увеличивается крутизна траектории при планировании передпосадкой и, следовательно, самолет становится менее требователен к качеству подходов в створепосадочной полосы.Ранее нами были рассмотрены поляры крыла и самолета для таких скоростей полета (чисел М),когда влиянием сжимаемости можно было пренебречь.

Однако при достижении таких чисел М, при которыхсжимаемостью уже нельзя пренебречь (М > 0,6 - 0,7) коэффициенты подъемной силы и лобовогосопротивления нужно определять с учетом поправки на сжимаемость.Cy сж =Cy несж1 − М ∞2,(2.23)где Сусж - коэффициент подъемной силы с учетом сжимаемости;Сунесж - коэффициент подъемной силы несжимаемого потока для того же угла атаки, что и Сусж.До чисел М ≈ 0,6 − 0,7 все поляры практически совпадают, но при больших числах М ониначинают смещаться вправо и одновременно увеличивают наклон к оси Сх. Смещение поляр вправо (набольшие Сх) обусловлено ростом коэффициента профильного сопротивления за счет влияния сжимаемостивоздуха, а при дальнейшем увеличении числа (М > 0,75 - 0,8) за счет появления волнового сопротивления(Рис.

46).Увеличение наклона поляр объясняется ростом коэффициента индуктивного сопротивления, так какпри одном и том же угле атакиСх1 в дозвуковом потоке сжимаемого газа увеличится пропорциональноС у2 кр. Аэродинамическое качество самолета с момента заметного проявления эффекта сжимаемостиначинает уменьшаться.МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛАНа современных самолетах с целью получения высоких летно-тактических характеристик, вчастности для достижения больших скоростей полета, значительно уменьшены и площадь крыла и егоудлинение. А это отрицательно сказывается на аэродинамическом качестве самолета и особенно на взлетнопосадочных характеристиках.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА35Для удержания самолета в воздухе в прямолинейном полете с постоянной скоростью необходимо,чтобы подъемная сила была равна весу самолета - Y = G.

Но так какΥ = Суρυ 22⋅ S,то иG = Сyρυ 22⋅ S.(2.24)Из формулы (2.24) следует, что для удержания самолета в воздухе на наименьшей скорости (припосадке, например) нужно, чтобы коэффициент подъемной силы Сy был наибольшим. Однако Сy можноувеличивать путем увеличения угла атаки только до αкрит. Увеличение угла атаки больше критическогоприводит к срыву потока на верхней поверхности крыла и к резкому уменьшению Сy, что недопустимо.Следовательно, для обеспечения равенства подъемной силы и веса самолета необходимо увеличитьскорость полета υ .Вследствие указанных причин посадочные скорости современных самолетов довольно велики.

Этосильно усложняет взлет и посадку и увеличивает длину пробега самолета.С целью улучшения взлетно-посадочных характеристик и обеспечения безопасности на взлете иособенно посадке необходимо посадочную скорость по возможности уменьшить. Для этого нужно, чтобы Сyбыл возможно больше. Однако профили крыла, имеющие большое Сумакс, обладают, как правило,большими значениями лобового сопротивления Схмин, так как у них большие относительные толщина икривизна.

А увеличение Сх.мин, препятствует увеличению максимальной скорости полета. Изготовитьпрофиль крыла, удовлетворяющий одновременно двум требованиям: получению больших максимальныхскоростей и малых посадочных - практически невозможно.Поэтому при проектировании профилей крыла самолета стремятся в первую очередь обеспечитьмаксимальную скорость, а для уменьшения посадочной скорости применяют на крыльях специальныеустройства, называемые механизацией крыла.Применяя механизированное крыло, значительно увеличивают величину Сумакс, что даетвозможность уменьшить посадочную скорость и длину пробега самолета после посадки, уменьшитьскорость самолета в момент отрыва и сократить длину разбега при взлете. Применение механизацииулучшает устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки.