Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf

ки S, оттесняет струйки внешнего потока, и они отрываются от крыла. В зону срыва устремляется воздух от задней кромки, и здесь развивается обратное течение, при встрече которого с ос­ новным потоком образуется мощный вихрь.

Вихрь, а вместе с ним и накопившийся около точки отрыва воздух уносятся потоком, после чего все повторяется в той же последовательности: накапливание заторможенного воздуха, от,- рыв потока, развитие обратного течения, образование вихря. Как видно, обтекание крыла в условиях срыва — явление нестационарное. Кар­ тина срывного обтекания, а следова­ тельно, и аэродинамические силы пе­ риодически изменяются. Период этих изменений определяется временем, не-

Jlo срыва

При срыве '

х

обходимым для накапливания заторможенного воздуха, и зависит от условий обтекания, т. е. от геометрии профиля, угла атаки, чисел Re и М. Колебания аэродинамических сил вызывают тряску крыла и всего самолета, в большинстве случаев отчетливо ощу­ щаемую летчиком.

При срыве потока струйки около верхней поверхности крыла расширяются, местные скорости и разрежения здесь уменьшаются (рис. 3.11). Значительные разрежения создаются лишь в зоне об­ разования вихрей — вблизи хвостика профиля. Естественно, что эти разрежения распространяются и на заднюю часть нижней по­ верхности крыла. В результате площадь эпюры р(х) и пропор­ циональный ей коэффициент подъемной силы профиля уменьша­ ются.

Угол атаки аК р, при котором коэффициент подъемной силы до­

74

кие пики разрежения, а следовательно, и большие положительные

градиенты -J~ на заднем скате верхней дужки. Это понятно из

рассмотрения рис. 3.12; существенное сужение струек здесь наблю-' дается лишь на сравнительно небольшом участке вблизи носка. Естественно, что при. таком распределении давления срыв потока

малых Re на большей части поверхности крыла сохраняется ла­ минарный пограничный слой. Так как в ламинарном слое с удале­ нием от стенки скорость нарастает медленно, то и средняя ско­ рость, и кинетическая энергия воздуха в его нижней части сравни­ тельно невелики. В этих условиях для остановки нижней части

нии Re совпадает сточкой отрыва потока. Теперь срыв потока про­ исходит на участке турбулентного слоя. Средняя скорость и кине­ тическая энергия воздуха в нижней части турбулентного слоя

75

шим числам Re соответствуют и большие числа М. В этих усло­ виях проявление сжимаемости воздуха играет обычно решающую роль в изменении величин а к р и cy m ax. Поэтому, рассматривая изо­ лированное влияние числа Re на указанные параметры, нужно считать число М фиксированным, т. е. предполагать, что число Re увеличивается не за счет повышения скорости, а за счет какихлибо других факторов, например за счет увеличения хорды про­ филя.

§ 3.5. Коэффициент профильного сопротивления

при малых числах М

Лобовое сопротивление QP участка крыла бесконечного раз­ маха принято называть п р о ф и л ь н ы м с о п р о т и в л е н и е м . Как и лобовое сопротивление любого тела, профильное сопротив­ ление можно разделить на сопротивление трения и сопротивление давления:

Qp = = Qrp "Т" QuBBn'

При малых числах М волновое сопротивление отсутствует, так что сопротивление давления имеет только вихревую природу. Так как современные крыловые профили имеют небольшие относи­ тельные толщины и весьма плавные обводы, затраты энергии на вихреобразование при их бессрывном обтекании невелики. В этих условиях коэффициент профильного сопротивления определяется главным образом силами трения. Для приближенной его оценки можно пользоваться формулой

76

Таким образом, в условиях бэссрывного обтекания сопротив­

ление давления может составлять 6—15% сопротивления трения. Ранее уже указывалось, что коэффициент трения пластинки

профили, на которых участок ламинарного пограничного слоя был

С началом развития срыва потока интенсивность вихреобразо-

Значительное увеличение сопротивления давления при срыве потока с верхней поверхности крыла легко обнаружить, сравнивая эпюры коэффициентов давления на рис. 3.11: при наличии срыва области больших разрежений над и под крылом смещаются на его

(рис. 3.14). Положение центра давления на хорде принято харак­

Другой характерной точкой на хорде является аэродинамиче­ ский фокус профиля. Чтобы понять смысл и значение этой точки, проанализируем распределение давления по несимметричному про­ филю на различных углах атаки.

При угле атаки ао нулевой подъемной силы точка О полного торможения потока примерно совпадает с носком профиля (рис. 3.15). Обтекая крыло, воздушные струйки сужаются. И под крылом — ближе к носку, и над крылом—дальше от носка струй' ки имеют минимальные сечения, которым соответствуют два пика разрежения. Эпюра коэффициентов давления образует восьмерку, передняя петля которой создает отрицательную (Уоп), а задняя — такую же по величине положительную (Уоз) подъемную силу.

Распределенную воздушную нагрузку профиля при а = ао будем называть начальной нагрузкой. Она сводится к паре сил, момент которой Mzo называют моментом профиля при нулевой подъемной силе. У профилей с положительной кривизной он направлен в сторону уменьшения угла атаки и по общепринятому правилу зна­ ков считается отрицательным.

77

ны /. Чем больше кривизна профиля, тем больше отрицательный

разует не восьмерку, а единую кривую, общую для верхней и

пределенная нагрузка в виде добавочных разрежений на верхней поверхности крыла (преимущественно в передней ее части) и до­ бавочных положительных избыточных давлений на нижней по­

ления по профилю практически не зависит от его формы. Соответ­ ственно не зависит от формы профиля и координата точки при­

компенсируется смещением назад области положительных избы­

78