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

энергии на образование концевых вихрей проявляются в виде ин­ дуктивного сопротивления.

Распределение параметров по размаху крыла зависит от его формы в плане. Крыло мы заменили одним присоединенным вих­ рем. Естественно, что при этом циркуляция вектора скорости по контурам, охватывающим крыло, во всех его сечениях была по­ стоянной.

Чтобы найти форму крыла с постоянной циркуляцией, опреде­ лим хорды его сечений из уравнения связи (3.11):

в самолетостроении не применяются. Не имея каких-либо суще­ ственных аэродинамических преимуществ, они абсолютно не удов­ летворяют условию равнопрочности: наиболее нагруженные изги­ бающим моментом центральные сечения имеют минимальные раз­ меры.

Любое реальное крыло с сужением?] ^зЛ при такой же площади

вает, вихревые модели реальных крыльев составляют из множе­ ства элементарных П-образных вихрей (рис. 4.6). Элементарные присоединенные вихри в совокупности образуют присоединенный вихревой шнур переменной циркуляции, а элементарные свобод­ ные вихри — непрерывную вихревую пелену. Выходя за заднюю кромку крыла, эти вихри начинают взаимодействовать между со­ бой и вихревая пелена сворачивается в два концевых вихревых

1Q6

шнура, уходящих далеко назад. Подбирая интенсивность схода свободных вихрей, можно обеспечить любой закон изменения цир­

статочно проследить влияние одного из элементарных вихрей с

оказывают и все остальные свободные вихри. Чем больше сужение крыла, тем интенсивнее уменьшается циркуляция к его концам, интенсивнее сходят элементарные свободные вихри и больше изме­

ления по профилю не зависит от формы крыла в плане. Поэтому угол нулевой подъемной силы для всех крыльев с одинаковым профилем одинаков.

Чтобы найти зависимость производной с* от удлинения кры* ла, запишем коэффициент его подъемной силы в виде

107

Если на бесконечном крыле срыв потока начинает развиваться одновременно во всех сечениях, то на реальном крыле благодаря неравномерному распределению углов скоса потока по размаху это не так. В наиболее нагруженных сечениях местные значения истинного угла атаки и коэффициента с'у могут значительно пре­ вышать величины этих параметров на других участках крыла. При увеличении угла атаки в наиболее нагруженных сечениях и начинается зарождение срыва потока.

Для прямых крыльев с сужением, близким к единице, харак­ терен срединный срыв потока (рис. 4.9). Для стреловидных крыльев и особенно при большом сужении характерен концевой срыв. Этому в значительной мере способствует то, что за счет уменьшения хорд к концу крыла местные числа Re здесь значи­ тельно меньше, чем в средней части, а это приводит, как известно, к уменьшению углов атаки а т р и аКр-

108

сечениях, то на реальном крыле одновременное достижение зна­ чений с'утах возможно только на небольшом участке.-На осталь­ ных участках коэффициенты подъемной силы обязательно будут меньшими, так как истинные углы атаки либо еще меньше крити­ ческого, либо уже больше критического. Неодновременное раз­ витие срыва потока по размаху приводит также к расширению

Между коэффициентами подъемной силы и лобового сопро­ тивления крыла существует определенная зависимость. С точки

-"R

ной аэродинамической с и л ы с л = — о т л о ж е н н о г о от начала ко-

ординат (рис. 4.10). В основе уравнения поляры находится зави­ симость (4.8):

сх — сх р + сх f

Коэффициент профильного сопротивления, природа которого была рассмотрена в предыдущей главе, можно представить как сумму коэффициента сх0 сопротивления крыла при нулевой подъ-

109