Аэродинамика самолета, страница 9

Кроме того, уменьшениескорости при отрыве на взлете и при посадке увеличивает безопасность их выполнения и сокращаетрасходы на строительство взлетно-посадочных полос.Итак, механизация крыла служит для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолетапутем увеличения максимального значения коэффициента подъемной силы крыла Cумакс.Суть механизации крыла состоит в том, что с помощью специальных приспособленийувеличивается кривизна профиля (в некоторых случаях и площадь крыла), вследствие чего изменяетсякартина обтекания. В результате получается увеличение максимального значения коэффициента подъемнойсилы.Эти приспособления, как правило, выполняются управляемыми в полете: при полете на малыхуглах атаки (при больших скоростях полета) они не используются, а применяются лишь на взлете, напосадке, когда увеличение угла атаки не обеспечивает получения нужной величины подъемной силы.Существуют следующие виды механизации крыла: щитки, закрылки, предкрылки, отклоняемыеноски крыла, управление пограничным слоем, реактивные закрылки.Щиток представляет собой отклоняющуюся поверхность, которая в убранном положениипримыкает к нижней, задней поверхности крыла.

Щиток является одним из самых простых и наиболеераспространенных средств повышения Сумакс.Увеличение Сумакс при отклонении щитка объясняется изменением формы профиля крыла, котороеможно условно свести к увеличению эффективного угла атаки и вогнутости (кривизны) профиля.При отклонении щитка образуется вихревая зона подсасывания между крылом и щитком.Пониженное давление в этой зоне распространяется частично на верхнюю поверхность профиля у заднейкромки и вызывает отсос пограничного слоя с поверхности, лежащей выше по течению. За счетотсасывающего действия щитка предотвращается срыв потока на больших углах атаки, скорость потока надкрылом возрастает, а давление уменьшается.

Кроме того, отклонение щитка повышает давление под крыломза счет увеличения эффективной кривизны профиляf эф и эффективного угла атаки α .эфАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА36Благодаря этому выпуск щитков увеличивает разность относительных давлений над крылом и подкрылом, а следовательно, и коэффициент подъемной силы Су.На Рис.

50 показан график зависимости Сy от угла атаки для крыла с различным положением щитка:убранное, взлетное δщ = 15°, посадочное δщ = 40°.При отклонении щитка вся кривая Сущ = f(α) смещается вверх почти эквидистантно кривой Су = f(α) основного профиля.Из графика видно, что при отклонении щитка в посадочное положение (δщ = 40°) приращение Сусоставляет 50-60%, а критический угол атаки при этом уменьшается на 1-3°.Для увеличения эффективности щитка конструктивно его выполняют таким образом, что приотклонении он одновременно смещается назад, к задней кромке крыла.

Тем самым увеличиваютсяэффективность отсоса пограничного слоя с верхней поверхности крыла и протяженность зоны повышенногодавления под крылом.При отклонении щитка одновременно с увеличением коэффициента подъемной силы увеличиваетсяи коэффициент лобового сопротивления, аэродинамическое качество крыла при этом уменьшается.Закрылок. Закрылок представляет собой отклоняющуюся часть задней кромки крыла либоповерхность, выдвигаемую (с одновременным отклонением вниз) назад из-под крыла.

По конструкциизакрылки делятся на простые (нещелевые), однощелевые и многощелевые.Рис. 47 Профиль крыла со щитком, смещающимся назадРис. 48 Закрылки: а - нещелевой; б - щелевойНещелевой закрылок увеличивает коэффициент подъемной силы Сy за счет увеличения кривизныпрофиля. При наличии между носком закрылка и крылом специально спрофилированной щелиэффективность закрылка увеличивается, так как воздух, проходящий с большой скоростью черезсужающуюся щель, препятствует набуханию и срыву пограничного слоя.

Для дальнейшего увеличенияэффективности закрылков иногда применяют двухщелевые закрылки, которые дают прирост коэффициентаподъемной силы Сy профиля до 80%.Увеличение Сумакс крыла при выпуске закрылков или щитков зависит от ряда факторов: ихотносительных размеров, угла отклонения, угла стреловидности крыла. На стреловидных крыльяхэффективность механизации, как правило, меньше, чем у прямых крыльев. Отклонение закрылков, так жекак и щитков, сопровождается не только повышением Сy, но в еще большей степени приростом Сx, поэтомуаэродинамическое качество при выпущенной механизации уменьшается.Критический угол атаки при выпущенных закрылках незначительно уменьшается, что позволяетполучить Сумакс при меньшем подъеме носа самолета (Рис.

51).АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА37Рис. 49 Профиль крыла с щиткомРис. 50 Влияние выпуска щитков на кривую Су=f(α)Рис. 51 Поляра самолета с убранными и выпущенными щиткамиПредкрылок представляет собой небольшое крылышко, находящееся впереди крыла (Рис. 52).Предкрылки бывают фиксированные и автоматические.Фиксированные предкрылки на специальных стойках постоянно закреплены на некоторомудалении от носка профиля крыла. Автоматические предкрылки при полете на малых углах атаки плотноприжаты к крылу воздушным потоком. При полете на больших углах атаки происходит изменение картиныраспределения давления по профилю, в результате чего предкрылок как бы отсасывается. Происходитавтоматическое выдвижение предкрылка (Рис.

53).При выдвинутом предкрылке между крылом и предкрылком образуется суживающаяся щель.Увеличиваются скорость воздуха, проходящего через эту щель, и его кинетическая энергия. Щель междупредкрылком и крылом спрофилирована таким образом, что воздушный поток, выходя из щели, с большойскоростью направляется вдоль верхней поверхности крыла. Вследствие этого скорость пограничного слояувеличивается, он становится более устойчивым на больших углах атаки и отрыв его отодвигается набольшие углы атаки. Критический угол атаки профиля при этом значительно увеличивается (на 10°-15°), аCумакс увеличивается в среднем на 50% (Рис.

54).Обычно предкрылки устанавливаются не по всему размаху, а только на его концах. Это объясняетсятем, что, кроме увеличения коэффициента подъемной силы, увеличивается эффективность элеронов, а этоулучшает поперечную устойчивость и управляемость. Установка предкрылка по всему размаху значительноувеличила бы критический угол атаки крыла в целом, и для его реализации на посадке пришлось бы стойкиосновных ног шасси делать очень высокими.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА38Рис. 52 ПредкрылокРис.

53 Принцип действия автоматического предкрылка: а - малые углы атаки; б – большие углыатакиФиксированные предкрылки устанавливаются, как правило, на нескоростных самолетах, так кактакие предкрылки значительно увеличивают лобовое сопротивление, что является помехой для достижениябольших скоростей полета.Отклоняемый носок (Рис. 55) применяется на крыльях с тонким профилем и острой переднейкромкой для предотвращения срыва потока за передней кромкой на больших углах атаки.Изменяя угол наклона подвижного носка, можно для любого угла атаки подобрать такоеположение, когда обтекание профиля будет безотрывным.

Это позволит улучшить аэродинамическиехарактеристики тонких крыльев на больших углах атаки. Аэродинамическое качество при этом можетвозрастать.Искривление профиля отклонением носка повышает Сумакс крыла без существенного изменениякритического угла атаки.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА39Рис. 54 Кривая Су =f (α) для крыла с предкрылкамиРис. 55 Отклоняемый носок крылаУправление пограничным слоем (Рис. 56) является одним из наиболее эффективных видовмеханизации крыла и сводится к тому, что пограничный слой либо отсасывается внутрь крыла, либосдувается с его верхней поверхности.Для отсоса пограничного слоя или для его сдувания применяют специальные вентиляторы либоиспользуют компрессоры самолетных газотурбинных двигателей.Отсасывание заторможенных частиц из пограничного слоя внутрь крыла уменьшает толщину слоя,увеличивает его скорость вблизи поверхности крыла и способствует безотрывному обтеканию верхнейповерхности крыла на больших углах атаки.Сдувание пограничного слоя увеличивает скорость движения частиц воздуха в пограничном слое,тем самым предотвращает срыв потока.Управление пограничным слоем дает хорошие результаты в сочетании с щитками или закрылками.Рис.

56 Управление пограничным слоемРис. 57 Реактивный закрылокРеактивный закрылок (Рис. 57) представляет струю газов, вытекающую с большой скоростью поднекоторым углом вниз из специальной щели, расположенной вблизи задней кромки крыла. При этом струягаза воздействует на поток, обтекающий крыло, подобно отклоненному закрылку, вследствие чего передреактивным закрылком (под крылом) давление повышается, а позади его понижается, вызывая увеличениескорости движения потока над крылом. Кроме того образуется реактивная сила Р, создаваемая вытекающейструёй.Эффективность действия реактивного закрылка зависит от угла атаки крыла, угла выхода струи θ ивеличины силы тяги Р. Их используют для тонких, стреловидных крыльев малого удлинение Реактивныйзакрылок позволяет увеличить коэффициент подъемной силы Cумакс в 5-10 раз.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА40Для создания струи используются газы, выходящие из турбореактивного двигателя.ПЕРЕМЕЩЕНИЕ ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ КРЫЛА И САМОЛЕТАЦентром давления крыла называется точка пересечения равнодействующей аэродинамическихсил с хордой крыла.Положение центра давления определяется его координатой ХД - расстоянием от передней кромкиХД= Х Д.крыла, которое может быть выражено в долях хорды ВНаправление действия силы R определяется углом ϕ, образуемым с направлением невозмущенноговоздушного потока (Рис.