Аэродинамика, динамика полета магистральных самолетов (Бюшгенс Г.С., 1995 - Аэродинамика, динамика полета магистральных самолетов), страница 2

имеющих одинаковые основн 1 ные параметры, ее совершенный по Широкофюзеляжные самолеты имеют большую относительную массу топливной эффективности самолет может оказаться с меньшей снаряженного самолета и, следовательно, меньшую относительную отдачей по полной полезной нагрузке. отдачу по полной полезной нагр зке (т к + ул топл.). Это ъ Кроме экономических факторов,для современных магистральных значительным снижением относительной массы расходуемого топлива самолетов важ й й б не ше про лемои является обеспечение высокого обсуловленным ростом параметра дальности. Вместе с тем наряду с У уровня безопаснос ти полета. ольшая пассажировместимость, Б уменьшением полной отдачи по пол пппаовь-1алрьа и — Саполр1 сооппп р1каппи СОКРАЩЕНИЯ гражданских самолетов АРП вЂ автономн рулевой привод настоящей монографии посвящены главы 6А7,9 В3 †воздухозаборн Таким образом, существует два главных фактора, ВП вЂ” вспомогательный привод обеспечивает практическое решение проблем автоматизации.

Следует напомнить, что введение систем улучшения устойчивости и управляемости, особенно с цифровыми вычислителями, позволило также значительно улучшить и экономические показатели магистральных самолетов. Так, введение СУУ,позволяющее использовать аэродинамические компоновки с малыми запасами статической устойчивости и с зонами местной статической неустойчивости в продольном канале, способствует повышению аэродинамического качества. Активные системы управления, уменьшающие нагрузки на конструкцию, обеспечивают необходимые запасы по флаттеру,увеличивают полезную весовую отдачу.

Комплексу вопросов устойчивости и управляемости, систем управления, систем улучшения устойчивости и управляемости в АДТ вЂ аэродинамическ труба АНЗ вЂ” аэронавигационный запас топлива АП-25 †авиационн правила, российские нормы летной годности АСДУ вЂ аналогов система дистанционного управления БИНС вЂ бортов инерциальная навигационная система БУК вЂ бл управления и контроля привода БЦВМ вЂ бортов цифровая вычислительная машина юмилонь-ылрыги — еачолв1 своивш рак|ми".! самолетов 3АК-25 — европейские нормы летной годности гражданских самолетов ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ вЂ” оси правой прямоугольной скоростной системы координат, ось х — по направлению набегавшего РП вЂ рулев привод САЗ вЂ систе автоматической загрузки рычагов управлен Х1 71 а СВС вЂ” система в .

потока, ось у — по направлению подъемной силы, ось ВС вЂ” система воздушных сигналов г — вдоль размаха крыла НВУ вЂ необратим бустерное управление НГЖ вЂ” негорючая гидравлическая жидкость НЛГС вЂ” нормы летной годности гражданских самолетов НРУ вЂ непосредственн ручное управление НУПС вЂ непосредственн управление подъемной силой ОПР— ограничитель предельных режимов полета ОСТ вЂ” отраслевой стандарт ПЗР†прям эксплуатационные расходы РДР— располагаемая дистанция разбега РЛ3 †руководст по летной эксплуатации уВд — управление воздушным движением ЦСДУ вЂ цифров система дистанционного управления 3ГРП вЂ” электрогидравлический рулевой привод 3МРП вЂ электромеханическ рулевой привод 3С вЂ” электросистема РАК-25 †американск нормы летной годности гражданских ~~~~~.аоки-ы.евьли — (':~~~о~в1 ~~ои~1и р1~1~|~!! К=— С, Сх М Мкп и.

м — коэффициенты лобового сопротивления, подьемной силы, момента тангажа(продольного момента), момента крена и рыскания в скоростной системе координат Г л а в а 1. АЭРОДИНАМИКА КРЫЛОВЫХ вЂ аэродинамическ качество, К вЂ” максимальное ПРОФИЛЕЙ значение аэродинамического качества †чис Маха 1.

1. Аародинамические характеристики крыловых — критическое число Маха, при котором впервые по мере профилей увеличения числа М в поле течения достигается звуковая скорость Оотекание нентраньньг сечении стреловиднглх крыльев М вЂ” критическое число Маха, при котором д С~/дМ =0,1 гозвуковых пассажирских и транспортных самолетов, хн- а — угол атаки меж р ктериз~~ошихси относите.~ьно бо вашими т длинениими Л Якгс12, между направлением скорости набегаюцтего потока и хордой профилей, а для ил, а для крылаыизко к плоскому обтскани~о аэродинамических профилей 1крьк1ьсв хордой контрольного сечения крыла, как правило, бесконечного размаха). Б сннзи с этим возможно исследование совпадающей с бортовым сечением крыла профилей и их проектирование с ьчясокими аэродинамическими Ре = б 10 с = 1% (г вв Ре = б-1С' с = 15% б С, = С,, С дальнейшим увеличением а величина С, уменьшается(рис.1.4).Такое поведение зависимости Сх(а)связано с отрывом потока на верхней поверхности профиля при больших углах атаки.

Обтекание при а=а рвт. соответствует наличию развитого отрыва. (х =р 5). До некоторого значения угла атаки зависимость Су(а), как правило, близка к линейной. Тангенс угла наклона этой зависимости — ~ количественно слабо зависит от формы профиля и с1а его максимальной относительной толщины с (рис.1. 5). При наступлении отрыва определенной интенсивности обычно наблюдается ипилпкьчп.прьп и — Спчоле1 спопв1п рккпмп".! момент крыла и потребные потери подъемной силы на балансировку результатов позволяет указать тенденции изменения Су и в самолета, а с другой стороны, в некоторой степени определяет требования к прочности конструкции крыла.

Величину ~т п~ зависимости от различных геометрических пераметров. Так, например, зависимость Схтап от максимальной относительной толщины профиля имеет максимум при с=12 —:15%(рис.1.6). Увеличение в желательно по возможности уменьшить, что достигается изменением определенных пределах максимальной вогнутости профиля Г и формы средней линии профиля. Величина ~ т ° ( возрастает с приводит к увеличению Супах, При этом рвете и и увеличением максимальной относительной вогнутости профиля / „ 1 отклонение зависимости С (а)от линейной.

Соответствующее этому углу атаки значение Ск называется допустимым значением коэффициента подьемнОЙ силы Салоп. (Рис.1.4).Величины Сугпах и Сх „увеличиваются с ростом числа Рейнольдса в связи с затягиванием отрывных явлений до больших значений угла атаки(рис. 1.б). Значения Сувап зависят от геометрических параметров профилей. Эти зависимости не могут быть выражены аналитически, однако обобщение большого количества экспериментальных подъемной силе. Зависимость коэффициента продольного момента т, ОТ С„обЫЧНО бЛИЗКа К ЛИНЕЙНОЙ до Сх= Схдоп. И таНГЕНС уГЛа НаКЛОНа дт, этой зависимости „, = тн (при определении величины ж, и~ х относительно передней кромки профиля) отличается на О, 02 — О, 05 по абсолютной величине от теоретического значения относительного положения фокуса для тонкого профиля Х, = ~т"У(=0,25 (рис,1А) и слабо зависит от основных геометрических параметров профиля(с, У впх).

ВЕЛИЧИНа Тнп~, С ОЛНОЙ СТОРОНЫ, ОПРЕЛЕЛНЕТ ПРОЛОЛЬНЫЙ 1ъзчилокь-ы.ьпь.ги — сачо1к1 своивш рхк;1лш".! явлений, связанных с формированием скачков уплотнения, получил и название волновой кризис . В соответствии с изложенным, зависимость коэффициента сопротивления профиля от числа Маха набегающего потока при С = сопят имеет вид, представленный на рис. 1.8. Сопротивление профиля при докритических числах Маха слабо зависит от числа М. Рост сопротивления при закритических числах Маха обусловлен волновым б Ре = б ° 10 с =15;4 На самолетах малых дозвуковых скоростей использовались а 1 2 а о профили с большими местными возмущениями на верхней поверхности Соответствующее число Маха набегающего потока называется критическим числом Маха, М р.. При дальнейшем увеличении числа Маха набегающего потока увеличиваются размеры местной сверхзвуковой зоны и интенсивность скачка уплотнения, замыкающего эту зону.

Наличие скачка уплотнения приводит к возникновению дополнительного сопротивления, называемого волновым сопротивлением. Кроме того, скачок уплотнения, представляющий собой область резкого роста давления, при достаточной интенсивности скачка приводит к отрыву пограничного слоя, к дальнейшему увеличению сопротивления, изменению продольного момента и подъемной силы. Комплекс неблагоприятных сопротивлением и возможным отрывом пограничного слоя. Заметный рост сопротивления начинается не при М =М кр., а при числе Маха, несколько превышающим М ~р.. На практике начало резкого роста сопротивления принято характеризовать величиной числа Маха М~кр.

Д при котором выполняется условие =0,1. дМ заев ил окь-ы.гпь.ги — самолет свои вш р~ кап ш".! без увеличения сопротивления самолета привел к необходимости изыскать способы дальнейшего повышения величины М кр. по сравнению с классическими скоростными профилями. Таким способом повышения Мкр. оказалось дальнейшее понижение возмущений, вносимых в поток верхней порерхностью, за счет уменьшения ее кривизны.

Это послужило научной основой создания первого поколения новых профилей, называемых в дальнейшем сверхкритическими профилями. При малой искривленности верхней поверхности сверх- критического профиля уменьшается доля создаваемой ею подъемной силы. Зля компенсации этого производится "подрезка"хвостового участка нижней поверхности (рис.1.9), что является характерной особенностью сверхкритических профилей. Количественно особенности обтекания сверхкритического профиля по сравнению с обтеканием скоростного профиля отражены на профилей на данном режиме (рис.1.11).