Аэродинамика, динамика полета магистральных самолетов (Бюшгенс Г.С., 1995 - Аэродинамика, динамика полета магистральных самолетов), страница 9

тч~т».тои>-ь.гаь.| и — савимет своими юю~ъшн неразрывность предкрылка по размаху в посадочной конфигурации при большом угле его отклонения(Ю,р=35 ). Таким образом, исследования по повышению эффективности предкрылка при наличии пилонов ТРЕНГ~ расположенных под крылом, позволили заметно уменьшить неблагоприятную интерференцию и значительно уменьшить потери Сх, Высокая эффективность предкрылков по всему размаху увеличенной хорды(Б рср 19% вместо Б пр р-12 —:14%) на самолетах третьего поколения со сверхкритическими крыльями х =28 —:24' большого удлинения Л ан= 10 —:10,7 соответственно иллюстрируется на рис.3.би 3.7.

Как видно из рис.3, б,наличие двух гондол двигателей, расположенных на пилонах под крылом в центроплане сверхкритического крыла х=28, А бл — 10 не помешало обеспечить высокий прирост Сзчпах(~-"1 Сувах ' 0,85) )и критического угла атаки(~'-~ а р=10'), а также необходимые характеристики продольной статической устойчивости при больших ту~уооуоюокоорЬ.| и — Гомолру ооооо1о руоо~ъш".! Су. зл 2,5 8„, *Обу ~Г„аоу аюо~- у .аоуа5о о *аз ЭА 2Л Е аоу Эоо у 2 .ао Уд Ь5 отклонения увеличивается до Ю ~=60'. Исследования показали также, что изменение формы плоского щитка и приближение его Формы к форме профиля предкрылка путем увеличения толщины щитка и придания ему в носовой части формы обтекаемого тела позволяют заметно повысить эффективность щитков(~ Су 0,1 при Еш=40).

Придание щитку формы сечения, близкой к Форме предкрылка, эквивалентно увеличению его хорды на 10-15%. чтет».томе-!аа.ирь.по — Саепаехает еааоаапааа Юткчачааае! эффективности предкрылков ~1п 2 31 ° 3.1.2. Механизация задней кромки крыла Высокие несущие свойства пассажирских самолетов на взлетное, ~~ ~ ппсаасче реки ах псаееа пбеспечиааючсе прап~ еи~ю исюпср виде предкрылков, плоских носовых щитков и комбинации этих видов механизации: плоских носовых щитков в центроплане(7 р=0,3)и предкрылков на консоли(7пр=0,57). Видно, что эффективность носовых щитков существенно уступает эффективности предкрылков при тех же значениях хорды(Ь к= Ь ор=0,13)и размаха (7 ц= Г Р=0,87). Исследованные носовые щитки не обеспечивают безотрывное обтекание стреловидного крыла до больших углов атаки, а комбинация щитка с предкрылком вдоль размаха уступает по эффективности предкрылку.

7,7). Носовые щитки имели переменную кривизну:умеренную в центроплане и прогрессивно увеличивающуюся в консольной части крыла. Результаты исследований показали, что в условиях аэро, 1ла динамической трубы при изменении чисел Ке от 1,5'10 до 3,5'10' эффективность от применения щитков рассмотренных форм также невысока — Р-' С =0,45. Разрывы носовых щитков аналогично разрывам предкрылка неблагоприятно влияют на их эффективность. И в этом случае при числах Ке 3,5 10' эффективность исследованных носовых щитковп имеющих прогрессивно увеличивающуюся кривизну, значительно уступает тч~тч.топь-ы.грь.| и — самолет своими р~ю~ъьнп т=35';2=7,8 СУп~аю цсн.

врыла ~/ = Зэ4 2,0 закрылка можно достигнуть путем применения системы управления набегающего потока; применения к однощелевому закрылку принципа закрылка и предкрылка, что к М К а Ь Ь ь и с и ь и и и о о о и о ь ь ь ь ь и з ь ь и ь ь ь исследованных на прямоугольном 0 1,0 Рис. 3. 12. Линейная зависимость Су стреловидного крыла х= 35', А=7,8 от прироста с."~С„за С~(а =О), рис.З. 14.

Увеличения зффективности пограничным слоем на закрылке; обдува закрылка потоком с большей скоростью,чем скорость является основанием для разработки многощелевых закрылков различных видов, представленных на рис,З. 15 и тч~тч.тои>-1и.ьрь.| и — сявимет своими р~ю~ъш".! значений Су крыла при различных углах отклонения звеньев закрылка ограничен максимальным приращением с~ Сутах— У(~С~(а=О)), (рис. 3. 14). Применение многощелевых закрылков позволяет увеличить диапазон значений Сю и ~Сх(а=О), при которых коэффициент сопротивления не увеличивается из-за отрыва потока на закрылке, рис.

3, 13, Отмеченные выше закономерности изменения аэродинамических характеристик прямоугольного крыла с многощелевыми закрылками характерны для стреловидных и сверхкритических крыльев большого удлинения с закрылками по части задней кромки крыла. Систематические исследования выдвижных закрылков различных видов на стреловидных крыльях(х = 25' —: 35') пассажирских самолетов позволили установить следующее.

При малых углах отклонения выдвижных закрылков(У з-15 —: то~тооооИоьоорь.| и — Сомолао ооооо1о ргоо~ъши у=35"; А=8,5; д 30 / =065 б =04 1,2 1,О 0,8 О,б 0,4 О,г 0 1О 20 30 40 50 бо подъемную силу.При малых углах отклонения закрылков (Ю 5<30') аналогочно эффекту предкрылка при малых углах атаки(а =0)крыла приращение подъемной силы от применения закрылков с дефлектором заметно снижается(рис.

3. 17). Повышения подъемной силы на посадочных режимах можно достичь путем применения так называемой изменяемой кривизны закрылка или дифференциального отклонения его звеньев.Как видно из рис.З. 18, приращение коэффициента подъемной силы существенно зависит от степени"искривления"закрылков,и можно всегда выбрать необходимое дифференциальное отклонение отдельных звеньев закрылков, чтобы удовлетворить требованиям обеспечения необходимой подъемной силы на режимах посадки. Отметим,что при этом повышение коэффициента подъемной силы достигается снижением аэродинамического качества, поэтому на пассажирских самолетах используются трехщелевые выдвижные закрылки с тремя тт~тчттоЬ1>-1о.трЬ.| и — ('яоиттет евопмп рбкт~тш2! ,5; юу= 3,0 1,2 0,8 0,6 0,4 0,2 40'50'60* б, Су б~=30 Су Х1~ 1= 28; дь.н 1О; ц 4 и трехщелевые закрылки при 2,5 2,0 угла наклона траектории набора 1,5 1,О на малый угол~%=15'5 й,=О), 1 небольших углах отклонения третьего звена закрылка-хвостика.

На этих режимах оптимальная конфигурация механизации крыла выбирается не только с целью обеспечения заданной длины взлетной полосы,но и требуемого высоты, тесно связанного с уровнем аэродинамического качества самолета. Обращает на себя внимание промежуточное положение закрылков,отклоненных тч~тч.тоКЬ-!и.ЬВЬ.| и — Самолет своими рэю~ъш".! T, тч~тч.хоаа-м.ьрЬ.| и — Сямола1 евовмп ру клмн".! Су. С, 2,4 ту-5 54 Ту — 204 Ил — 76 Ил-96-300 Ил — 86 ту-154М 2,0 2, 1,8 54А ~С 1О с. захрылками +предкрылки 54 закрылками Ту — 154А размаха крыла Б предкрылков 4 В-707-3 4 1,6 1,5 1,4 2, 1,2 К1'Су) ханизаиии 1,0 15 Х, ~, = 24 '; Яе „= 10 7; — В-757 — 0С-9— ЕС-5 — В-727 :0С-10- ~р В-74 С закрылками +прелкрылок по всему размаху крыла тч~т».топь-ы.гпь.| и — савимет евопмп рак",~ъш".! предкрылками. Видно, что критический угол атаки у самолета с крыльях (х= 25' —:30 ) большого удлинения (Л ан =10 — 11) высокий удовлетворяет высоким требованиям по взлету (в особенности при 23'.

Исходя из условия обеспечения безопасности полета на режимах отказе одного двигателя)и требованиям по уровню шума на местности предпосадочного планирования( 1' з. и 1, 3 К) коэффициент >1 в отношении обеспечения высокого уровня аэродина вающей максимальный коэффициент подъемной силыСутах=3 ° 1: 3, 2(рис.

3. 24). Теоретические и экспериментальные исследования, проводимые в ЦАГИ по созданию высоконесуших профилей,и нх использование в системе механизированных сверхкритических крыльев позволили разработать высокоэффективную щелевую механизацию крыла, которая в сочетании с механизацией передней кромки крыла в виде предкрылков по всему размаху обеспечивает на стреловидных уровень коэффициента максимальной подъемной силы С, =3,2 —.

3, 1 (рис. 3. 7). Следует отметить, что разработанная механизация крыла посадочная дистанция самолета уменьшается на 350 —:б00 м. Лля обеспечения больших углов атаки(а =7 —:8')на планировании при заходе на посадку необходимо, чтобы критические углы атаки самолета в посадочной конфигурации были не менее 20 —: 22';это обеспечивается применением эффективной механизации передней кромки крыла. В качестве примера на рис.

3. 7 приведены зависимости С,. т, =У(а)для самолета со сверхкритическим крылом~д = 24 )с отклоненными в посадочное положение закрылками и отклоненной в посадочное положение механизацией без применения предкрылков а ~р =14'. Применение предкрылков увеличивает коэффициент С, от 2,1 до 3,2 и критический угол атаки с 14' до тч~тч.1ои1-ы.ьрь.| и — самолет своими юю~ъш".! гг Л Ь передние колеса, что может сопровождаться"козлением" и летчик Я средней квалификации не всегда сможет удачно справиться с управлением самолета,что может привести к летному происшествию. По этой причине для самолетов, не имеющих предкрылков и имеющих 3 д Ь близка к силе тяжести самолета), так как угол атаки после приземления остался почти неизменным и равным его значению в конце участка выравнивания(угол атаки такого самолета в момент приземления равен углу атаки при пробеге, т.е. стояночному углу атаки).

Самолет в этом случае при движении по ВПП и пробеге будет склонен галопировать,т. е. двигаться скачками,и при движении по ВПП в течение длительного времени нельзя будет использовать торможение на колесах,что дополнительно приведет к увеличению потребной длины ВПП, Кроме того, вследствие малых углов атаки(самолет без предкрылков)в конце выравнивания посадка самолета без участка выдерживания возможна с большой степенью вероятности и на ю~т».тои1-ь.гпь.ги — сивимет своими юклъшп 3.

3. Приближенная оценка аэродинамических характеристик самолета в условиях натуры количественные и качественные закономерности: 1. С ростом числа Ве при М=сопзс=0,15 имеет место безопасности на ражимах посадки необходимо, чтобы механизация самолета обеспечивала не только высокие значения максимального коэффициента подъемной силы (С~ =3,0 —:3,2), но чтобы при заметное нелинейное увеличение С~ =УЖе)как для моделей этом были обеспечены и большие критические углы атаки (а = самолетов с прямыми(не стреловидными)~ так и для моделей со равных посадочным) с последующим переваливанием на носовое колесо.