Chang_t3_1973ru (1014104), страница 31
Текст из файла (страница 31)
Поэтому, если поток не присоединяется с образованием «пузыря», 202 ГЛАВА ХП для обеспечения требуеыых характеристик при больших скоростях необходимо устранить отрыв. Для управления отрывом вместо изменения формы сечения крыла можно использовать носовой щиток, при этом пик разрежения у передней кромки смещается вниз по потоку к шарниру щитка и градиент давления уменьшается. В случае умеренно стреловидного крыла течение трехмерное. Распределение коэффициента подъемной силы по размаху такого крыла представлено на фиг. 1. Если форма профилей незакрученного стреловидного крыла постоянна по размаху, то распределение давления изменяется сов о од 0,4 0,6 аз 10 в~~ Ф н г. 1.
Распределение Сь по размаху двух стреловидных крыльев ~171, Удлинение 3, угол стреаоввдиости ио линии середины хард 45'. от центрального к концевому сечениям, так как величина пика разрежения зависит не только от угла стреловидности, но и от изменения Сь по размаху. Большое значение Сь на внешней части суживающегося к концу крыла вместе с изменением вдоль размаха распределения нагрузки по хорде делают особенно вероятным отрыв на внешних частях суживающихся крыльев. Таким образом, попытки модификации формы должны быть направлены на уменьшение пика разрежения, что связано с изменениями формы в плане и нарастанием положительной кривизны от середины полуразмаха к концу крыла.
Другая попытка получить тот же прирост подъемной силы в центральной области путем увеличения отрицательной кривизны в направлении к центру может привести к увеличению разрежения вблизи передней кромки без отрыва. Влиянию стреловидности на распределение давления, обусловленное толщиной, также можно противодействовать, изменяя толщину по размаху.
Положение максимальной толщины должно быть сдвинуто по хорде вперед в центральной РПРАВление ОТРЫВОМ пОтОкА 203 и назад в концевой части крыла, чтобы распределение давления и нагрузки было одинаковым во всех сечениях при расчетном значении Сь. Если местные значения Сь во всех сечениях между центральной частью и концом крыла одинаковы, то одинаковы и распределения давления и нагрузки по хорде.
Хотя распределение кривизны или крутки удовлетворяет заданным требованиям только при одном значении Сь, модификация формы в плане теоретически эффективна для всех значений Сь. Так как отрыв может произойти на всем крыле одновременно, если только форма центрального сечения крыла не изменена, чтобы обеспечить меньший пик разрежения, отрыв нельзя задержать.
Соответствующие модификации формы других сечений по размаху привели бы к дальнейшим изменениям в распределении кривизны и крутки, так как свойства заданной средней линии профилей изменяются вдоль размаха стреловидного крыла [151. С учетом поведения пограничного слоя оптимальную форму будет иметь крыловой профиль с увеличенным участком хорды, на котором градиент давления отрицателен, и уменьшенным участком хорды, на котором градиент давления положителен. Путем увеличения радиуса округления передней кромки можно получить большой благоприятный градиент давления на первых нескольких процентах хорды профиля и избежать отрыва, максимально сократив участок с положительным градиентом давления, на котором напряжение трения равно нулю или близко к нулевому значению; можно избежать также перехода и получить наиболее аффективный профиль для заданных условий [18[.
Вортман снизил сопротивление на 20% по сравнению с существующими профилями с малым сопротивлением [19[. Близкое к нулю напряжение трения означает, что пограничный слой, оставаясь присоединенным к поверхности, находится на грани отрыва. Так как коквективкая теплоотдача тесно связана с поверхностным трением, в этих условиях можно ожидать очень низкого теплового потока из пограничного слоя.
Создавая такой специфический пограничный слой в устройствах типа диффуэора, можно при заданном начальном пограничном слое и заданном коэффициенте восстановления давления максимально сократить длину диффуэора. Стрэтфорд спроектировал диффузор аэродинамической трубы с контуром, удовлетворяющим условию нулевого напряжения трения [18[. Как уже упоминалось в гл. [Х, форма передней кромки крылоного профиля очень важна: так, благодаря отгибу вниз носка можно предотвратить или затянуть отрыв ламинарного слон от передней кромки при соответствующем отклонении закрылка. Если предотвращение или затягивание отрыва является главной целью, то желателен переход ламинарного течения в турбулентное, так как турбулентный ГЛАВА ХП поток легче преодолевает положительный градиент давления, хотя трение при турбулентном режиме больше, чем при ламинарном.
При сверхзвуковых скоростях попытка снижения сопротивления трения путем управления пограничным слоем может привести к преждевременному отрыву, вызываемому скачком уплотнения, так что при некоторых условиях предотвращение отрыва может оказаться более важным, чем сохранение ламинарного слоя. 1.1.2. Управление отрывом на крыловых профилях и крыльях при сверхзвуковых скоростях Подробные исследования отрыва на сверхзвуковом крыле провел Пирсы [20].
С точки зрения отрыва на крыле, вызываемого скачком уплотнения, основной характеристикой формы сечения является изменение наклона верхней поверхности. Для определения начала отрыва при больших числах Маха очень важна также форма задней кромки. Часто отрыв возникает сначала на части размаха вследствие большой локальной нагрузки, и его развитие может быть задержано модификацией формы в плане, приводящей к снижению пиков нагрузки, например изменениелл форыы передней кромки. Причиной отрыва, вызванного скачками, часто является интерференция полей течения от соседних поверхностей.
Скачок от передней кромки крыла может вызвать отрыв пограничного слоя на фюзеляже, а этот отрыв в свою очередь может привести к появлению вихрей, возмущающих поле течения около крыла. Система скачков уплотнения на стреловидном крыле довольно сложна (фиг. 2): она состоит из переднего, заднего и концевого скачков, причем последний образуется не на всех крыльях. На внешней части крыла преобладает течение, близкое к обтеканию крыла с углом скольжения и, по-видимому, прежде всего появляется отрыв, связанный с концевым скачком. Два внутренних скачка (передний и задний) являются трехыерными и не так важны для крыльев умеренных удлинений при расчетном режиме, но оки важны для нестреловидных крыльев малых удлинений, работающих при достаточно больших коэффициентах подъемной силы. На эти два внутренних скачка сильное влияние оказывает обтекание корневой части крыла; частично это влияние передается концевому скачку через точку пересечения.
Поэтому изменение геометрии в окрестности корневой части крыла, например формы фюзеляжа, является мощным средством улучшения обтекания больших участков крыльев. Границей отрыва, вызываемого скачками уплотнения, является кривая АВ (фиг. 3). В точке А, соответствующей нулевой подъемной силе, скачок расположен у задней кромки, в точке В он сдвинут к передней кромке. Точка В смещена влево, чтобы ука- УПРАВЛЕНИЕ ОТРЫВОМ ПОТОКА 205 зать возникновение отрывов, типичных для малых скоростей. Линия ВВ' отделяет отрыв на передней кромке от отрыва, вызываемого скачком. Для предотвращения отрыва, вызываемого скачком, необходимо сдвинуть границу АВ вверх и вправо с целью расширения диапазона условий полета.
Малые удликения и стре- <яяи ял цяяоа ся Ф я г. 3. Гравяпы отрывов раз- личных видов [20]. Ф к г. 2. Типичная система скачков упзстпеяяя яа стре- ловядпом крыле[20]. хн паедотвадщение или здмедление отаывя с помощью щелей, генеалтоаов вихаей, еыаезое и даьгих геометаичесних эхнтоаое 1.2.1. Щели Щелевое крыло, предложенное независимо Хендли — Пейджем и Лахманом, позволяет повысить энергию течения за счет вдува воздуха через щель и является мощным средством предотвращения потери устойчивости полета, входа в штопор. Щель на передней части крыла снижает пнк разрежения, и нарастание пограничного слоя становится незначительным. В результате расширяется рабочий интервал углов атаки, и при дозвуковых скоростях полета и больших углах атаки достигается большой козффи- ловидность являются мощными средствами предотвращения отрыва, вызываемого скачком.
Малое удлинение уменьшает сближение линий тока в области местной скорости звука и замедляет развитие областей сверхзвукового течения на поверхности крыла. Стреловидность смягчает влияние скачков уплотнения вследствие уменьшения составляющей скорости, нормальной к изобарам на крыле, н замедляет появление отрыва [20]. / / Жене сенрыяа / / 4,0 Ф и г. 4.
Влияние щели иа подъемиую силу типично- го крыла [22). до й и гя Ф и г. 6. Коэффициевт максимальной подъемной силы профиля с раэличпыми средствами регулироваиия подъемной силы (БАСА) [21). >)Ов ООВ О>г О>6 О>В ОП >/с Ф и г. 5, Коэффициент максимальной подьемиой силы СЬмакс в аависимости от относительиой толщииы»с профилей беа аакрылков и с эакрылками (БАСА) [2([. Эаарылпа расясложеяы эа О,г с я оталояеаы па 66'. серия проФилей кАсА66. икаеяс >оепачает авд>пврованяый. а цг ое о',6 ов Паныненпе сначна лнн/с Ф и г.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
