Особенности аэродинамических характеристик крыльев изменяемой стреловидности и сложной формы в плане
Лекция №11
Тема 2. Аэродинамические характеристики тел различной формы
2.3.6. Особенности аэродинамических характеристик крыльев изменяемой стреловидности и сложной формы в плане
 |
Для реализации эффектов прямого и стреловидного крыльев на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях соответственно применяют крылья изменяемой в полете стреловидности и сложной формы в плане. На дозвуковых скоростях такие крылья применяют при минимальной стреловидности, а при переходе на сверхзвуковые скорости стреловидность увеличивают до максимальной, реализуя таким образом максимальные качества того и другого крыльев на соответствующих режимах полета.
Рис.2.79
При повороте крыла изменяются все его геометрические параметры:
, b, а также и углы атаки, что требует определенной аэродинамической перебалансировки самолета. Кроме того, крыло изменяемой геометрии всегда тяжелее аналогичного ему неподвижного крыла из-за большого веса шарнира и необходимости сосредоточения нагрузки в поворотной точке, что является его основным недостатком.
Замечание: поскольку целиком поворотное крыло сделать трудно, то поворотными выполняются только консольные части.
В целом аэродинамические характеристики крыла изменяемой геометрии определяются выражениями:
Рекомендуемые материалы
, 
, (2.85)
A=A
A
,
где Ки - коэффициент взаимного влияния частей, а индексы 1 и 2 соответствуют неподвижной и подвижной частям крыла.
Из истории зарождения идеи создания стреловидного крыла.
В технике нередко бывает, когда изобретение не сразу находит себе применение и годами ждет своего часа. В полной мере это относится к крылу изменяемой стреловидности. Зародилось оно в прошлом веке, когда еще не было самого понятия стреловидности и речь шла о повороте крыла в своей плоскости. Идея такого поворота была выдвинута в поисках наилучших средств управления самолетом и приоритет здесь по-видимому принадлежит французу д Эстерно. В начале уже нашего века другой французский изобретатель Дюфур предложил использовать поворотное в своей плоскости крыло для повышения максимальной скорости полета – аэродинамическое сопротивление Схо самолета предполагалось снизить благодаря уменьшению угла установки крыла и кривизны профиля.
В 1935 году немецкий ученый Буземан впервые указал на преимущества стреловидности крыла при сверхзвуковых скоростях полета, а немецкий конструктор Липшиш предложил поворачивать крыло в своей плоскости с целью изменения в ходе полета именно стреловидности - именно для увеличения максимальной скорости полета.
В 1951 году КИС впервые было испытано на экспериментальном реактивном самолете Белл Х-5. Однако на этом самолете крыло поворачивалось целиком, что требовало одновременно продольного смещения крыла (для компенсации смещение аэродинамического фокуса при изменении стреловидности c).
Первой серийной машиной с КИС был самолет F-111 (дальний бомбардировщик). 21 декабря 1964 года - состоялся первый полет опытного самолета F-11А. Ему предшествовали испытания в аэродинамической трубе общим объемом 21000ч. Первая эскадрилья достигла боеготовности в 1968г.
2.3.6. Анализ преимуществ и недостатков крыльев различной формы в плане
Рассмотрим влияние числа М на поляру и максимальное аэродинамическое качество с целью дальнейшего проведения анализа преимуществ и недостатков различной формы в плане.
Рассмотрим, как изменяется вид поляры крыла при изменении числа М. В случае уравнение поляры имеет вид:
Поэтому для анализа влияния числа м на вид поляры необходимо иметь за висимости 
(М) и А(М).
 |
Рис.2.80
МI- соответствует моменту развития волнового кризиса на всем крыле. Для прямых крыльев МI » 1,0, а для стреловидных МI > 1,0.
Исходя из этого поляры крыла при различных числах М соотносятся следующим образом
 |
Рис.2.80
По зависимостям c
(М) и А(М) можно судить и об изменении максимального
аэродинамического качества, т.к. Кмакс.=1/2
. .
 |
Рис.2.81
Приступим к анализу преимуществ и недостатков крыльев различной формы в плане.
Учитывая рассмотренные выше особенности обтекания крыльев на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях и влияние на аэродинамические характеристики геометрических параметров можно сравнить эти характеристики в широком диапазоне чисел М.
Как видно из предыдущей темы наиболее существенное влияние на аэродинамические характеристики крыльев при бессрывном обтекании оказывает стреловидность, поэтому проведем сравние их для прямого и стреловидного крыльев.
 |
Рис.2.82
 |
Выводы: на докритических скоростях при всех прочих равных условиях лучшими характеристиками обладают прямые крылья: стреловидность крыла "смягчает" развитие волнового кризиса и уменьшает величину волнового сопротивления на сверхзвуковых скоростях. Поэтому, несмотря на меньшие несущие свойства, стреловидные крылья при дозвуковой передней кромке обладают преимуществами перед прямыми.
В качестве замечания можно отметить, что оценку других аэродинамических характеристик крыльев на сверхзвуковых скоростях можно проводить по известным характеристикам без учета сжимаемости, используя выражения, аналогичные большим дозвуковым скоростям
, 
, 
(2.86)
, 
3.8. Крыло в гиперзвуковом потоке
С ростом чисел М на больших сверхзвуковых скоростях происходят количественные изменения, которые существенно оказывают влияние на картину течения и аэродинамические характеристики крыла. Какие же это факторы:
1. Значительно уменьшается угол наклона СУ
, возрастает его интенсивность, сужается область возмущений, уменьшается пространственность обтекания.
2. Возрастает 
из-за сильного увеличения температуры за скачком, плотность падает. Су взаимодействуют с ПС, ограничивают его утолщение, дополнительно увеличивая температуру и давление за скачком. Увеличивается, как бы фиктивно. толщина тела.
3. Сильное повышение температуры за скачком изменяет термодинамические свойства воздуха
const. Пример: при числах М 6…10 за головным скачком ракет возможна диссоциация Qи N .
4. Возмущенные телом скорости при гиперзвуковых скоростях потока соизмеримы со скоростью звука. Малое относительное изменение стреловидности скорости потока вызывает значительное изменение стреловидности всех параметров воздуха.
Коэффициент суа на гиперзвуковых скоростях потока можно рассчитать:
c
=
(
)
(2.87)
Вследствие непостоянства c при увеличении числа М усиливается нелинейность
 |
Рис.2.83
зависимости от 
коэффициента суа, который с ростом числа М уменьшается.
В отличие от сверхзвуковых скоростей на гиперзвуковых скоростях потока равенство:
c
=
, (2.88)
не выполняется, что видно из формулы
c=
(2.89)
и из сопоставления качественной картины распределения коэффициентов давлений на нижней и верхней поверхностях пластин при М >1 и М >>1 (см. рис.2.84).
 |  | ||
Рис.2.84
Поскольку вдоль хорды коэффициент давления остается постоянным, как и на сверхзвуковых скоростях. Поэтому фокус крыла при М>> 1 находится посередине хорды.
При рассмотрении профиля конечной толщины для определения коэффициента давления c
и других аэродинамических характеристик используется метод "местных пластин" и формула (2.89), где вместо угла поворота потока w подставляется значение суммарного угла поворота ( 
) на каждой элементарной площадке по всей поверхности профиля.
Пример: В точке А, отстоящей от носка профиля, изображенной на рисунке, на расстояние Х, местный угол поворота потока равен: (
) .
Если Вам понравилась эта лекция, то понравится и эта - 2 Методологическая основа, методы и источники историко-педагогической науки.
При известных значениях коэффициентов давлений на поверхности профиля по формулам:
c
=
, m
= 
, (2.90)
c
=
, 
 |
Рис.2.85
определяются коэффициенты сил и моментов.
