Аэродинамика, динамика полета магистральных самолетов (Бюшгенс Г.С., 1995 - Аэродинамика, динамика полета магистральных самолетов), страница 5

Исследования также показали, что утолц|енные (сваххх15: 16% В бортовых сечнвиях и 11 —:10% на консоли) стреловидные крылья с Х=ЗО' позволяют обеспечить высокие значения К |рис.2.13) при Мха=0,8 —:0,82 »»».тоакчкхкрЬ.к и — Саковдт еооово ртк",ттшп Мкр и величину Квах при Околокритических и закритических скоростях (см.рис.2.13).

Из зависимостей Квах и Квох М=У(М), приведенных на рис. 2.14, следует, что толстое (свах= 16 11 9%) сверхкритическое крыло(Х=30') с удлинением без наплыва А'=9,5 увеличивает К х на ~ К, =2 и на 15% повышает параметр (Квах М) при М=0,8 по сравнению с их значениями у обычного крыла (х=Ж,АК,=7,8), применяемого на пассажирских самолетах, рассчитанных на крейсерские скорости полета, соответствующие числам М = 0,83 —: 0,85. ги тч~т».токь-ы.ьрь.| и — савимет евопмп рхклъшп Как указывалось выше, аэродинамическая компоновка крыла — это набор соответствующим образом установленных профилей, которые формируют несущую поверхность стреловидного толстое крыло позволяет увеличить его удлинение, что приводит к повышению К, .Это иллюстрирует рис.2.15, на котором приведены зависимости максимального аэродинамического качества модели зависимость Квак(Л) близка к линейной с наклоном производной дКв / Ж = 1,0 †: 0,8 в исследованном диапазоне удлинений.

Производные с1К /дЛ зависят от того, насколько велика доля некоторые результаты экспериментальных исследований, иллюстрирующие влияние формы профилей в центральных и бортовых(корневых) сечениях на коэффициент сопротивления и аэродинамическое качество стреловидных крыльев индуктивного сопротивления в обц1ем сопротивлении самолета. В общем случае величина с1Квах/с)Л будет определяться уровнем Крах На рис.2.16 приводятся результаты исследований и коэффициентом лобового сопротивления С „ зависящим от аэродинамического качества К ~х Х(М1, коэффициента фюзеляжа со сверхкритическими крыльями 1д = 30 ) различного удлинения от числа М. Исследования показали, что изменение удлинения крыла практически не оказывает влияния на величины коэффициента лобового сопротивления Сх.

и М~р, но приводит к снижению индуктивного сопротивления и увеличению аэродинамического качества, При докритических числах М р крыла. Трудности заключаются в том, что на стреловидных крыльях конечного размаха существуют области "корневого"и "концевого" эффекта.Для этих сечений выбор профилировки представляет дополнительные трудности и проводится в соответствии с требованиями, чтобы изобары, линии равных давлений, оставались прямыми линиями и следовали геометрии крыла. Ниже приводятся 1О во РТ 075 14 ю 12 ское илыло 854 1 Ю 8,5-12- (0% Зисееримект,р уо5 крыло о 4ою5елямс 5 /22 СиГЖ~ 1О пппб.тоЬ1оЬперЬлп — <'опопее евопюп рркяппр! тч~тч.1окь-ы.ьрь.| и — сямолр1 своими р~ю~ъшп ) ! с~е т еюяезеулмото текания «рыла Х=РЗЛж показали, что для этих крыльев остается в силе основной принцип а*о~~ с',=ое кто проектирования бортовых(корневых) профилей — применять профили с более передним положением максимальной толщины и максимальной положительной или отрицательной кривизны.

Кроме того, для положением максимальной толщины и кривизны в бортовых сечениях крыла 2 вызывает существенный прирост волнового сопротивления ~~Сх=Л(М> при М ~ 085 и ЛСх=У'(М) при Се=05 и М ~ 0,75. В результате уменьшилась величина М,*р крыла и максимальное аэродинамическое качество модели во всем диапазоне чисел М. моделей сверхкритических крыльев с фюзеляжем, отличающихся формой профиля в бортовых сечениях.

На модели со сверхкритическим крылом Цх — 30',Л = 8,5) установлен профиль с передним положением (хс,„=хт=0,3), а на крыле 2(Х=ЗО', Л =9) — профиль с задним (х, „=хт ,„ =0,4) положением максимальной толщины и кривизны. Результаты исследований показали, что применение профиля с хстам =0,3 отвечает принципам компоновки стреловидных сверхкритических крыльев х ~ 25' в бортовых сечениях и позволяет максимально реализовать эффект скольжения в этих сечениях. Систематические исследования аэродинамики обычных и сверхкритических крыльев различной стреловидности Х ~ 25: 45' ~ч~чч.1окь-ы.ьрь.~ и — сямолк1 снопмп рэкямии уменьшенным или минимальным градиентом давла~ия с целью сохранения безотрывного обтекания в местах сопряжения крыла с фюзеляжем.

Исследованиями также установлено,что для повышения аэродинамического качества сверхкритических крыльев с фюзеляжами как в схеме" низкоплан",так и в схеме"высокоплан"необходимо применять прямостенные зализы малого объема с плавным сопряжением их в носке и хвостовой части крыла с боковыми поверхностями фюзеляжа. Применение таких форм зализов снижает уровень сопротивления самолета, повышает аэродинамическое качество. Применение сверхкритических крыльев большого удлинения на О + с> и пассажирских самолетах связано с преодолением ряда конструктивных трудностей.

Как указывалось выше, одной из особенностей сверхкритических профилей является большее значение Й коэффициента момента тангажа т . на пикирование при нулевой ,ч-пл 0,2 0 021 Р, рассмотренным законам, приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы на заданном угле атаки вследствие роста а (нулевого угла атаки); значительному уменьшению козффициента момента тангажа на пикирование вследствие уменьшения нулевого момента тангажа т. 0; снижению изгибающего момента крыла и индуктивного сопротивления. с ~г ~~ ~ ае М,Я 0,5 Оф 0,Ф дб Ф ад 07 тч~тч.1ои1-ысвь.| и — сямолв1 своими юклъш".! распределения (см.

рис.2.22) и, следовательно, уменьшить индуктивное сопротивление крыла до значений, соответствующих крылу минимального сопротивления. Отметим, что результаты расчета показывают тенденцию уменьшения индуктивного сопротивления закрученных крыльев (см.рис.2.21). тч~тч.1ои1-ысрь.| и — самолет своими рэю~ъш".! характеристик самолета на больших углах атаки вследствие сохранения безотрывного.обтекания конценых сечений до больших углов атаки, а в результате этого — к повышению значений С до~, при которых возникает тряска самолета(рис.2.25).

Геометрическая крутка уменьшает коэффициент момента тангажа крыла на пикирование и заметно улучшает характеристики продольной статической устойчивости модели самолета при больших углах атаки. к., кр«г деформации конструкции в горизонтальном полете под действием аэродинамических и массовых сил. бтбтбт.томьчбб.брЬ.б и — Снкинбат гвоббббп рккпбъбббби изгиба и кручения. При положительной стреловидности крыла деформации изгиба уменьшают местный угол атаки поточных сечений, который может быть расчитан по формуле; д3' '-~ бт наг.— ~ В1П Х о.бк.

д~б уменьшают их при т„<0 и при выносе двигателей вперед; эти изменения могут быть подсчитаны по формуле: ~ а,пут.=дсовт .. где Π— местный суммарный угол закрутки сечения крыла относитедьно оси жесткости под действием суммарной нагрузки. Таким образом, стапельная крутка крыла будет (Ю стан,= 9~ кр. Г б-'- бт ктг.+ б-'- ~2 крут.)б где 1Р «р, — потребная крутка крыла в крейсерском полете.

Для крыльев с углом стреловидности у=20 —:30' наибольший вклад в изменение крутки крыла вносят деформации изгиба. Кроме изменения крутки крыла, деформации изгиба меняют угол поперечного Ч в сторону его увеличения, что приводит в полете к повышенной поперечной устойчивости по сравнению с результатами с1у де о — местный угол отклонения касательной к оси жесткости крыла под действием суммарного нагружения в крейсерском полете, Х п.ж. †уг стреловидности оси жесткости. б„» трубных испытаний жесткой модели. ~ аб Местный угол поперечного тг крыла в результате изгиба Ю »»».»»КЬЛ».ьрЬ.㻠— С:»имет ево»м» рак»»»".! аэродинамических поверхностей — так называемых "крылышек" с небольшой относительной площадью (5 р.

= (0,01? — 0,02) э), результаты исследований распределения давления по поверхности сверхкритического крыла(х =30'; Л б..= 8,5; с , = 14,5 1 показали, что благодаря оптимально выбранной форме "крылышка" в Ех С =.У(х) п и М = О, 8 и а = плане и его профилировки по сверхкритическим профилям они имеют значительно меньшее профильное сопротивление, чем классические этих концевые шайбы. Важным фактором, определяющим увеличением „,. исследований следует, что на расположенных на законцовке крыла.

Экспериментальные и расчетные исследования (4), проведенные в 1~АГИ, показали, что установка таких"крылышек"на модели самолета со сверхкритическим крылом (х = 30'; 1 = 8, 5)позволяет дополнительно увеличить К на ~"~К»ах = О, 8 в диапазоне чисел М = О, 6 †: О, 8(рис.2 . 26).Причиной такого благоприятного влияния "крылышек" на аэродинамическое качество самолета является снижение индуктивного сопротивления крыла вследствие уменьшения перетекания потока с нижней поверхности крыла на верхнюю в районе законцовки.

Исследования -10-9%), а также обтекание при помощи жидкой пленки и каолин оного покрытия сверхкритического крыла(х = 30; Л бл. = 9, 6; свах=16 11-9%)при числе М= 0,8 и угле атаки а=5, соответствующих крейсерским .2.27 . -- - -.б . режимам полета. На рис.. приведены изобары на верхней поверхности крыла(х = 30'; Л бл.=8,5),ЭПЮрЫ даВЛЕНИй Ср= 1 У(х) и разности давлений на ю~твл ы.ь-ы.~рь.| и — сачоле г евоилш р~ кичип величины, обеспечивающий докритическое обтекание. Локритическое обтекание сверхкритического крыла ~х= ЗО'; Л он. = 9, б)при М=-0,8 и а =5' иллюстрирует рис2 . 28, на котором приведены фотографии обтекания левой консоли при помощи жидкой пленки и граница перехода пограничного слоя из ламинарного течения в турбулентное на правой консоли, полученная при использовании каолинового покрытия.