Использование механизации крыла в полете

Лекция 27

Тема10. Аэродинамические  характеристики  самолета с механизацией

10.3. Использование механизации крыла в полете

10.4. Расчет коэффициента подъемной силы с различной механизацией крыла и сдувом пограничного слоя

         При  плавном   обтекании закрылков, щитком, характерном  для небольших  углов  их отклонения, приращение  коэффициента  подъемной силы   линейно зависит  от угла отклонения органа механизации:

                                     (10.1)

Значение производной   , характеризующей эффективность  закрылков, определяется формой крыла и органов механизации и их относительными размерами: относительной хордой   и относительным  размахом  (рис. 10.15). При известных  геометрических параметрах крыла и органов механизации  коэффициент  может быть найден  экспериментально с использованием  аэродинамических труб или рассчитан на ЭВМ ( методом дискретных вихрей или другим способом). Как показывают исследования, с увеличением   и   , коэффициент  возрастает, (рис.10.16),  однако связь  с указанными  параметрами  не является линейной.

Рекомендуемые материалы

Рис.10.15

Рис.10.16

Анализ экспериментальных  и теоретических данных позволяет выразить зависимость для оценки коэффициента  в виде

,

где   берется для ЛА (крыла) без механизации, а  параметры n_d  и k_l учитывают влияние формы ЛА (крыла) и относительных размеров закрылков (), па приращение коэффициента подъемной силы (рис: 10.17; 10.18 - применительно к крылу с нестреловидной задней кромкой).

Рис.10.17

Рис.10.18

При увеличении угла отклонения закрылков линейность зависимости  нарушается из-за отрыва потока. Обработка результатов расчетов по нелинейной теории и данных экспериментов дает возможность уточнить зависимость (10.1), введя в нее вместо угла d_з  эффективный угол d_эф, зависящий от типа механизации и угла d_з, а также, учитывая угол стреловидности закрылков по передней кромке c_п.з . В этом случае

,                                   (10.2)

где  d_эф в функции d  для различных типов механизации в случае изолированного крыла приводится на рис. 10.18. Если закрылки (щитки) выдвижные, то зависимость (10.2) усложняется.

В специальной литературе приводится достаточно большое  количество 

инженерных методик для расчета эффективности  закрылков  с учетом изменения площади при их выдвижении, интерференции механизированного крыла с фюзеляжем и горизонтальным оперением. При этом структура формулы (10.2) обычно  сохраняется, но   входящие в нее сомножители определяются интерференции и конструктивных особенностей самолета в целом и органов механизации.

 

        

Недостаток приближенных методик в том, что расчеты по ним опираются  на имеющийся опыт в самолетостроении, так что следует  ожидать недостаточной точности таких расчетов в случае применения нетрадиционных аэродинамических компоновок  самолетов с оригинальной механизацией крыла. В этих случаях, помимо экспериментальных исследований, надо использовать методы с применением ЭВМ, основанные на нелинейных подходах.

В случае  нескольких (m) закрылков различных типов (или нескольких автономно отклоняемых секций закрылка) при приближенной  оценке  надо просуммировать приращения коэффициентов подъемной силы от каждого из них:

Формула (10.2) может  быть использована и для  оценки приращения подъемной силы при сдуве пограничного слоя. В этом случае влияние сдува за счет суперциркуляции приближенно учитывается эффективным углом  d_эф,  данные, по которому для одного из известных вариантов конструктивного выполнения такого рода механизации, приведены на рис. 10.20.

Рис.10.20

11.5. Аэродинамические характеристики адаптивного крыла

Под адаптивным понимается крыло, имеющее плавно отклоняемые (без нарушения гладкости контура) носовую (рис. 10.21) и хвостовую(рис. 10.22) части для изменения кривизны профиля с режимом полета. При этом почти оптимальная конфигурация крыла на любом эксплуатационном режиме полета обеспечивается еще и соответствующим распределением кривизны вдоль размаха, а также углом стреловидности, если крыло имеет поворотную консольную часть.

                Изменение кривизны в полете осуществляется в зависимости от высоты полета, числа М, угла стреловидности и перегрузки. Основной целью при этом является обеспечение наименьшего коэффициента лобового сопротивления при заданном (потребном) значении коэффициента подъемной силы, т. е. увеличение аэродинамического качества. Передняя и хвостовая части крыла с гибкой обшивкой (рис. 10.21 и 10.22) позволяют плавно менять кривизну и крутку крыла. Основной эффект достигается именно за счет одновременного отклонения носовой и хвостовой частей. В этом случае отклонение хвостовой части вызывает значительное увеличение подъемной силы, а отклонение носовой части— уменьшение силы лобового сопротивления за счет реализации на носке аналога подсасывающей силы (рис. 10.23). В результате поляра адаптивного крыла при плавном изменении кривизны представляет собой огибающую поляр, соответствующих различным

Рис.10.21

Рис.10.22

Рис.10.23

конфигурациям крыла (рис. 2.24). Такое изменение поляры самолета позволяет практически на всех режимах, за исключением малых углов атаки (малых коэффициентов C_уа ), получить значительное приращение аэродинамического качества (рис.10.25). При полете на больших высотах (с большими коэффициентами С_уа) с дозвуковой скоростью это приращение по сравнению с исходным самолетом может составить 100%.

Рис.10.24

Рис. 10.24 Поляры самолета с адаптивным крылом на различных режимах полета

Рис. 10.25 Зависимость изменения аэродинамического качества самолета за счет адаптации крыла от коэффициента подъемной силы

     Кроме возможности оптимизации аэродинамического качества адаптивное крыло имеет следующие особенности.

               1. Плавное изменение кривизны крыла обеспечивает снижение пиков разрежения у носка и в хвостовой части, уменьшение положительных градиентов давления, затягивание отрыва потока и увеличение критического угла атаки, коэффициентов с_{y max} и с_{y доп}

2. Адаптивное крыло (совместно с управляемым стабилизатором обеспечивает непосредственное управление подъемной силой, что улучшает характеристики самолета как платформы  для оружия и в полете с отслеживанием рельефа местности.

3. Преимуществом адаптивного крыла является возможность перераспределения аэродинамических нагрузок по раз целью уменьшения индуктивного сопротивления и изгибающего  момента (за счет разного изменения кривизны в сечениях).

4. Адаптивное крыло позволяет повысить эффективность поперечного управления самолетом (за счет дифференциального изменения кривизны на левой и правой половинах крыла).

5. Адаптивное крыло обеспечивает ослабление реакции  самолета на атмосферную турбулентность. Если отклонять в и хвостовую части крыла с большой скоростью, то можно парировать порывы ветра. В результате ослабляется болтанка при  полете в турбулентной атмосфере и уменьшаются усталостные  нагрузки.

По оценкам специалистов, применение адаптивного крыла позволит значительно улучшить летно-технические характеристики самолетов: увеличить радиус действия на 15%, установившуюся перегрузку на 20%, потолок на 25%, допустимый коэффициент подъемной силы (по срыву) на 3О%.

Недостатки: — сложность изготовления гибкой конструкции крыла — необходимость применения сложной автоматической системы управления формой крыла.

10.6. Аэродинамические характеристики летательного аппарата вблизи экрана

         Приближение к экрану (земле или воде) оказывает значительное влияние на обтекание ЛА, его аэродинамические характеристики и эффективность механизации. Характер этого влияния не однозначен. Воздействие экрана, с одной стороны, приводит к торможению потока и уменьшению подъёмной силы, с другой- близость экрана вызывает скос потока вверх, увеличение тем самым местных углов атаки и подъёмной силы. В различных условиях преобладает одна из этих противоположных тенденций. Например, у не стреловидного крыла умеренного удлинения (l=4.7) с закрылками (=0.30; =0.35) при a=10°, d_з=5° уменьшение относительного расстояния с ®¥ до =0.25 (=H/b, H- высота над экраном ближайшей к нему точки хвостовой части закрылка, b-центральная хорда крыла) привело к большему повышению давления на нижней поверхности, чем на верхней (рис.10.25), и к росту в итоге подъёмной силы. Влияние земли в этом случае положительное.

           

         рис.10.25

           

               

           

 

С приближением ЛА к земле меняется обтекание передней и боковой кромок крыла, оперения и формирование боковых вихревых жгутов. Эти жгуты расходятся в стороны (особенно сильно у крыльев малого удлинения) и приподнимаются вверх, при этом ослабляется их воздействие на крыло и органы механизации. Интенсивность развития этих явлений зависят от формы крыла, типа и углов отклонения органов механизации и угла атаки.

              Наиболее существенным фактором, определяющим характер воздействия экрана на изменение подъёмной силы и других аэродинамических характеристик, является нагружение крыла (величина его коэффициента подъёмной силы). Так, у прямоугольного крыла с закрылком по всему размаху (=0.3; d_з=15°) с приближением к экрану (=0.1) отрицательное его влияние наблюдается при с_уа¥=1.5 (для ®¥) как в случае a=10.5° и l=4.0, так при a=14.5° и l=2.3 (рис. 10.26).

               

         Экспериментальные и теоретические исследования показали, что у ЛА с механизацией крыла при определенных расстояниях до экрана уменьшение несущих свойств по сравнению с условиями в безграничном потоке наблюдается при некоторых критических значениях коэффициента подъёмной силы (), практически не зависящих от способа её получения (за счет угла атаки, отклонения органов механизации или использования энергетических средств). При этом, чем меньше расстояние до экрана, тем меньше и значение  (рис.10.27). В связи с этим неблагоприятное влияние экрана следует ожидать у ЛА с эффективной энергетической механизацией крыла на весьма малых относительных высотах  и при касании экрана газо-воздушных струй, используемых для увеличения несущих свойств. 

                

                

Рис.10.27

               Приближение к поверхности земли современных самолетов нормальной аэродинамической схемы с обычной (не энергетической) механизацией крыла способствует, как правило, росту их подъёмной силы. На рис.10.28 показана зависимость отношения коэффициентов подъёмной силы =с_уа/с_уа¥ (вблизи и вдали от земли) для самолета с треугольным крылом от относительной высоты =H^*/l (H^*- расстояние от центра масс самолета до поверхности земли, l-размах крыла самолета). В раcсматриваемом случае экран заметно влияет на несущие свойства при <0.5.

Рис.10.28

Рекомендуем посмотреть лекцию "Основные определения и понятия теории надежности".

Более сильное воздействие близость земли оказывает на индуктивное сопротивление самолета, особенно при закругленной передней кромке крыла. Это объясняется , во-первых, тем, что при приближении к земле затрудняется перетекание воздуха через боковые кромки и снижаются затраты энергии на создание вихревого движения, что эквивалентно уменьшению индуктивного сопротивления. Во-вторых, передняя критическая точка смещается по нижней поверхности назад, усиливается перетекание воздуха через  переднюю кромку, возрастает на верхней части носка разрежение (см. рис.10.25 б), увеличивается подсасывающая сила. В итоге, уменьшению параметра  соответствуют падение отношения коэффициентов индуктивного сопротивления =/ и повышение не только подъёмной силы , но и аэродинамического качества (и отношения =/) (см. рис.10.28). Этот положительный эффект используется при создании экранопланов (экранолетов), т.е. ЛА, предназначенных для движения на очень малых расстояниях от поверхности воды или земли.

                 Приближение к земле вызывает обычно смещение фокуса самолета назад (рис.10.29). Это происходит из-за перераспределения  безразмерной  аэродинамической нагрузки с_рн-с_рв по хорде крыла: в больше степени она увеличивается в кормовой части сечения крыла (см. рис.10.25). Кроме того, увеличивается нагружение хвостового горизонтального оперения из-за более близкого расположения по отношению к земле, чем крыло, и вследствиие уменьшения скосов потока от крыла в районе  горизонтального оперения под влиянием земли. Однако при отрицательном влиянии земли под её воздействием возможно смещение фокуса самолета вперед.

  

                   

Рис.10.29

                   Близость поверхности земли оказывает заметное влияние на эффективность механизации задней кромки крыла. Это влияние не однозначно и качественно наблюдаются такие же явления, какие были рассмотрены при изменении несущих свойств крыла и самолёта с механизированным крылом. Так, у некоторого исследованного самолета с управлением пограничного слоя на закрылках относительное приращение коэффициента подъёмной силы =/ возрастает при a»10° в случае уменьшения параметра  от 1.5 до 0.5 , а при <0.5 и выдуве на закрылки с большой интенсивностью (с_m »0.1) наблюдается резкое уменьшение .