Аэродинамика, динамика полета магистральных самолетов (Бюшгенс Г.С., 1995 - Аэродинамика, динамика полета магистральных самолетов), страница 4

В случае чисто турбулентного безотрывного обтекания увеличение числа Рейнольдса вплоть до натурных значений приводит к уменьшению сопротивления в основном за счет снижения уровня турбулентного трения. СаерхкритическиЙ про ниль $ поколений ииилокьчилПЬ.ги — Сиио1Е1 своиии Птиииитн точки перехода, вначале может не приводить к снижению сопротивления и даже способствовать некоторому его подрастанию. Лишь начиная со значения числа Рейнольдса, соответствующего смещению перехода в область носка профиля, сопротивление его снижается с ростом числа Рейнольдса по законам турбулентного течения. Таким образом, в связи с существенным влиянием масштабного эффекта на аэродинамику сверхкритических профилей, проводить экспериментальные исследования их аэродинамических характеристик целесообразно при больших, близких к натурным, числах Рейнольдса, особенно на режиме отрывного обтекания.

Наряду с этим необходимо развивать методы расчета, позволяющие достаточно надежно рассчитывать аэродинамические характеристики при натурных условиях для до — и околозвуковых скоростей. ю~т».тои1-ы.ьрь.ги — сивимет своими ррклъшп 2. 1. Аэродинамика крыльев дозвуковых магистральных самолетов. Общие принципы проектирования достигаемый даже ценой некоторого снижения крейсерской скорости Глава2. А3Р ЭРОДИНАМИКА полета. В связи с этим возникло новое направление в МАГИСТРАЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ НА аэродинамическом проектировании крыла — повышение РЕЖИМАХ КРЕЙСЕРСКОГО ПОЛЕТА параметра(К,„' М) за счет существенного повышения К „. Основой для реализации этого направления является применение сверхкритических профилей.

Особенности аэродинамики сверхкритических профилей изложены выше в главе 1. Использование ! сверхкритических профилей позволяет увеличить относительную толщину крыла без уменьшения критического числа Мкр, что дает Задачей аэродинамического проектирования крыла является возможность применять крылья большого удлинения и тем самым определение формы в плане и параметров его аэродинамической увеличить параметр (Крах М) при той же крейсерской скорости компоновки, которые удовлетворяют заданным тактико-техническим полета.

В данной главе изложены основные вопросы аэродинамики требованиям. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам ! стреловидных сверхкритических крыльев, являющихся основным такими требованиями являются высокий уровень аэродинамического типом крыльев современных дозвуковых магистральных самолетов.

качества при заданных значениях крейсерской скорости (числа М) и Аэродинамические характеристики крыла зависят при заданных тт~т»ттоюыи.ирь.ти — Сотитоат еиоит1и ртиитшн щим образом установленных профилей, которые формируют поверхность крыла. Параметрами, характеризующими аэродинамическую компоновку, являются форма профилей в сочетании с распределением максимальной относительной толщины (с ии) и геометрической круткой сечений крыла по размаху 1р р), рис.2.1.Крыло образуется по профилям базовых сечений (обычно 3-.-5), поверхность между которыми формируется интерполяцией ксюрдинат базовых сечений поверхностями одинарной или двойной кривизны.

Последняя интерполяция применяется обычно в центропланных сечениях крыла. типичнАя с хамА АзродинАмичкской КОМПОНОВКИ КРЫЛА иии Хтт ии Сопротивление крыла конечного размаха можно представить в виде суммы двух составляющих сопротивления: ф— С» р+ С„, где Сир — коэффициент профильного сопротивления крыла, Си — коэффициент индуктивного сопротивления крыла. Величина индуктивного сопротивлетия крыла Си обусловлена наличием скоса потока, индуцированного вихревой пеленой, сходящей с крыла и простирающейся вниз по потоку.

Как следует из теории крыла, минимальным индуктивным сопротивлением при заданном удлинении является крыло, имеющее эллиптическое распределение циркуляции по размаху. Для дозвуковых магистральных самолетов, имеющих полетный С =0,5 . 0,6, величина индуктивного сопротивления составляет значительную долю сопротивления крыла, поэтому первым условием проектирования крыла является обеспечение максимально близкого к ю~т».тоИ>-ы.гаь.ги — ('ивимет евоимп ррклъппн использ емых на магистральных самолетах.

течения, т.е. увеличение доли поверхности, занятой ламинарным большого удлинения, исполь У к п иходится искать компромисс между пограничным слоем. Различают два вида ламинаризации — естест- Поэтому на практике приход и конс кции и аэродинамики. Современные венную и искусственную.

Основным требованием при разработке требованиями прочности констру ц =35' дозв ковых магистральных самолетов, крыльев с лам инаризацией является использование профилей, стреловидные крылья х — д у йсе ские скорости М = 0,83-: 0,85, имеют имеющих на верхней и нижней поверхностях протяженные участки с рассчитанных на креисерские скорости ьн ю толщину крыла 10 —: 11%, а благоприятным градиентом давления, способствующие устойчивости среднюю относительную толщ у Р ья со стреловидностью 28 — 30 для ламинарного пограничного слоя по отношению к внешним сверхкритические крылья со л тов около 11 —:12% и в настоящее время за возмущениям.

Следует, однако, отметить, что обеспечение перспективных самолетов около: 4 све хк итических профилей существует ламинарного течения на поверхности стреловидных крыльев является счет использования сверхкр сту. Следует отметить, что сложной задачей, полностью не решенной до настоящего времени, устойчивая тенденция к ее ро у. по азмах крыла определяется из условий поэтому проектирование крыльев современных магистральных распределение толщин по разма у кр езного объема и минимального волнового самолетов в условиях натурного полета (Ке= 20: 50млн) проводится реализации заданного полезног для режима полностью турбулентного обтекания; в этом случае С „ сопротивления.

еличение скорости потока(числа М), начиная с практически не зависит от аэродинамической компоновки крыла. Как известно, увеличение с ро п иводит к появлению на поверхности крыла Составляющая профильного сопротивления, обусловленная некоторого числа М, приводит тч~т».1ои1-ы.гаь.| и — савимет евопмп юк",~ъшп сопротивления крыла широко используются расчетные методы, 25 30 основанные на решении уравнений для полного потенциала МО к носку крыла, Поэтому линии равных давлений (изобары) щ у потоку, чем это располагаются под меньшими углами к набегающему п было бы при полной реализации эффекта скольжения.

Обеспечение максимально возможной реализации эффекта скольжения является необходимым условием разработки аэродинамической компоновки стреловидного крыла. С этой целью в бортовых сечениях стреловидных крыльев применяют профили с бо лес передним положением максимальной толщины по сравнению с остальнои частью крыла. Важное значение имеет распределение максимальной относительнои' толщины по размаху крыла.

Исследования показывают, что относительная толщина крыла должна уменьшаться от бортовых к концевым сечениям. В настоящее время для анализа волнового профилей, из которых спроектировано крыло, можно определить место расположения зоны срыва потока как область, где С,(л) = С, .рис. 2.2. Крылья с малонесущим центропланом, характеризующиеся расположением первоначальной зоны срыва в центроплане, обеспечивают продольную статическую устойчивость в широком диапазоне углов атаки, рис.2.3. Крылья с несущим центропланом и с консольной областью первоначального срыва потока характеризуются более значительной нелинейностью заисимости ти,(а), рис.2.4, и нуждаются в большей мере, чем крылья с малонесушим центропланом, в подборе оптимальной размерности горизонтального оперения. тт~тч.тоы>-1м.ьрь.| и — Сявимат своими раю~ъш".! х, =0.25 величины волнового сопротивления. 3.

Обеспечение безотрывного обтекания сечений крнла при С» арсис. и по возможности отрывов небольшой интенсивности при 4. Обеспечение приемлемых характеристик продольной устойчивости на больших углах атаки, соответствующих срыву и режимам глубокого сваливания. 2.2. Аэродинамические характеристики крыльев большого удлинения со сверхкритическими профилями ьл Применение сверхкритических профилей для стреловидных крыльев позволяет значительно увеличить креисерские скорости полета и аэродинамическое качество современных магистральных самолетов. Ниже приведены результаты аэродинамических Рис.2.3.

Зависимости С~, гп,=У<а>при М = 0,15, Ке=4 х 1()' для самолета исследовании 1~АГИ, направленных на ре ~х на шение этих задач. Как уже тч~тч.1ои>-ы.ьрь.| и — самолет своими рак",~мин вследствие более переднего положения линии перехода пограничного слоя, При больших числах Ке сопротивление и аэродинамическое качество этих крыльев при докритических числах М сближаются. Елаз тч~тч.1оИг-нььрь.|и — ('ямола1 своими р)ь",~ъьнн Таким образом, применение сверхкритических профилей той же толщины, что у обычных профилей, в системе стреловидного крыла х=35, оказывает такое же качественное влияние на аэродинамические характеристики, как в плоском потоке, Выше было показано, что применение сверхкритических профилей в стреловидном крыле приводит к заметному повышению т о на д, пикирование и снижению аэродинамического качества при докритических числах М.

Увеличить М,*р не снижая максимального ю уменьшить величину тн можно в результате применения профилей, форма передней части которых близка к форме лучших классических профилей или совпадает с ней, а хвостовая часть спроектирована по принципу сверхкритического профиля. Такой сверхкритический профиль при увеличении числа М обеспечивает меньшие(по сравнению с обычным профилем) местные скорости, позволяет устранить (как Рис.2.7. Заиисимост(» Ь~их= Г (М), С~(С~=ОЛ) = У (М) сама1ета с крыльями 1 и 2 г да~ аэродинамического качества при докритических числах М, и тчтчч.1ои1-ы.ьрь.| и — самолет своими р~кяъш".! сверхкритических профилей для стреловилных крыльев позволяет значительно увеличить крейсерские скорости самолетов, не уменьшая толщины крыла (11. »»х»хоан-Ь»арь.ао — Саааврх с»оома ряаахш".! неизменным М.*,|или увеличении его на с~ М.*,=0,04 —:0,05 при сохранении неизменной относительной толщины профиля).

Увеличение толщины можно трансформировать либо в уменьшение массы конструкции крыла при заданном удлинении, либо в увеличение максимального аэродинамического качества путем увеличения удлинения крыла и уменьшения его стреловидности. ию относительная толщина консоли стреловидных крыльев) при толщине профиля в бортовых сечениях свах=15%. Число М.*, определялось при С =0,5. Эти зависимости позволяют определить при заданном Мв стреловидность крыла и возможное распределение толщины сверхкритических профилей вдоль крыла, а для прямых крыльев и крыльев умеренной стреловидности1х = 20 —: 25') установить 4 л;(х эквивалент "размена" толщины на М,.Так, при М.а=0,76 для стреловидных крыльев с Х=20 —:25 применение сверхкритических профилей позволяет увеличить толщины этих крыльев более чем в 1,5 раЗа — ВМЕСТО Свах:9: 8% дЛя ОбЫЧНЫХ ПрОфИЛЕй ПрИМЕНИтЬ Свах 15 —: 13%для сверхкритических профилей|ем.рис.2.12) соответственно в бортовых сечениях и на консоли крыла.