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

при любой подъемной

силе были

одинаковыми, необходимо и до­

статочно выполнить

два условия:

— во-первых, необходимо, чтобы

одинаковыми

были

момен­

ты Мго при нулевой

подъемной

силе;

аэродинамические

фокусы

—

во-вторых,

нужно

совместить

сравниваемых крыльев

(тогда

будут

одинаковыми

плечи

и мо­

менты

подъемных сил).

Из первого условия можно определить величину ЬА

средней

аэродинамической хорды. Момент элементарного участка

крыла

при сы = 0:

йМг

о =

m't 0qJ'dS

= т'г0?„

(£')2dz.

Если крыло не имеет крутки, то

коэффициенты

m'zQ

во всех

сечениях крыла одинаковы и равны коэффициенту т20р

профиля.

Тогда tn'^ — тгор

= const и суммарный

момент крыла

при У = 0:

112

Mz0=mz0pq„

\

(b'ydz.

-1:2

Приравнивая его к моменту участка бесконечного крыла, по­

лучаем

г/2

тж0рЯ„

J

{p'Ydz

=

mzupqJb„

-1(1

откуда

средняя

аэродинамическая

хорда

(САХ)г

4. = 4"

',2

f {b'fdz.

( 4 . 1 9 )

- г / г

Поскольку b'dz — dS

есть площадь

элементарного

участка кры­

ла, то, как следует из

последнего

выражения, САХ — это

хорда

крыла,

осредненыая

по его площади. При прямолинейных

кромках

базой, по которой определяются

аэродинамические коэффициенты

и относительные геометрические

параметры,

В

отличие от

прямого крыла при обтекании стреловидного

крыла

(рис. 4.14)

вектор скорости невозмущенного потока

не«

(относительно

кромки)

и тангенциальную составляющие, можем

считать, что крыло обтекается одновременно

двумя потоками: нор­

мальным потоком со скоростью Vn — VK cos'/,

и тангенциальным —

со скоростью

V_ — V^

sin/..

Рис.

4.14.

Разложение ско-

Рис. 4.15. Деформация линий тока

рости

на

стреловидном

в плоскости xOz

крыле

следовательно, и не влияет на образование сил давления,

посколь-

ку связанная с ней часть кинетической энергии воздуха

не уча­

током со скоростью Vn.

Наличие постоянной (в реальных усло­

виях— примерно постоянной) тангенциальной

составляющей ско­

рости, практически не

влияющей на образование сил

давления,

называют э ф ф е к т о м

с к о л ь ж е н и я . В

реальных

условиях

менее силы давления на стреловидном крыле

значительно мень­

ше, чем на

прямом, при

тех же значениях Vx

и а.

Прямым

следствием

эффекта скольжения

является деформа-

ция линий тока в плоскости

хОг, приводящая

к

перераспреде­

лению аэродинамической нагрузки по размаху

стреловидного

крыла.

Чтобы понять, почему и как искривляются линии тока, учтем,

что в плоскости хпОу,

перпендикулярной передней

кромке

крыла,

происходит обычное

обтекание

профиля нормальным

потоком

(рис. 4.15). При этом

скорость

Vn

уменьшается

перед крылом, га­

гает максимального значения на линии пиков разрежения,

после

чего снова тормозится до величины

cos X у задней кромки.

Зная, как изменяется нормальная

составляющая

скорости Vn,

и имея в виду, что тангенциальная составляющая

1^ =

sin X

Очевидно, что некоторая

линия

тока

О — О, попавшая

в

пло­

скость хОу симметрии крыла, в силу одинакового

воздействия

пра­

вого и левого полукрыльев не будет

искривляться

в плоскости

xOz

(рис. 4.16). На некотором

расстоянии

от

плоскости

симметрии

линии тока А—А

и А' — А'

будут

деформированы

подобно

ли­

нии 1—/

на рис. 4.15. В результате

в средней части

крыла

обра­

зуется так называемая о б л а с т ь

с р е д и н н о г о

э ф ф е к т а , в

которой

изменения

ширины

(по оси Oz)

и высоты

струек

(по

оси Оу)

противоположны. Это приводит

к

более

плавному

изме­

нению площади проходного

сечения струек,

а следовательно,

и к

Дальше от

плоскости симметрии крыла

(за линиями А—

Л и

А' — А') линии

тока становятся примерно

эквидистантными

друг

поверхности

линии тока

(например,

С—С)

изгибаются

в противо­

положную сторону: на

переднем скате

крыла — к

плоскости

сим­

метрии,

а на

заднем — к концам. В результате

недалеко от

концов

крыла

(между

линией

тока С — С и

линией

тока

В—

В,

которая

искривлена

еще

подобно

линии / — / )

образуется

так

называемая

о б л а с т ь к о н ц е в о г о

э ф ф е к т а ,

в

которой

изменения

ши­

рины струек

по оси Oz

приводят к более

интенсивному

изменению\

фекта при

увеличении угла

атаки здесь раньше, чем

на

других

участках

крыла,

начинает

развиваться

срыв

потока.

Прежде­

временному срыву

потока

на

концах

крыла

в

значительной

степени

способствует

то, что

сюда, в область высоких

разрежений,

перетекает

пограничный слой с

участков

крыла,

расположенных

ближе

к

плоскости

симметрии.

Начинаясь

при

сравнительно

небольшом

угле

атаки аТ р,

срыв

потока

первоначально

охваты­

ше, а коэффициент с у т

а х

значительно

меньше, чем у прямого кры­

ла с такими же профилем, удлинением и сужением.

Коэффициент Схо, который при дозвуковом обтекании почти

полностью определяется

сопротивлением

трения,

от

стреловидно­

сти крыла практически не зависит.

Коэффициент

индуктивности

А

с

увеличением

стреловидности

заметно возрастает: при угле стреловидности 40°

и

более

поправ­

ка 3 в

формуле

(4.6-2) может достигать

величины

0,2. Это

объяс­

няется тем, что в области средин­

ного

эффекта

местные

значения

коэффициентов с'у сечений значи­

тельно меньше, чем на других

участках

крыла.

Поэтому

суммар­

ное значение

су

крыла

обеспечи­

вается за счет перегрузки области

концевого эффекта. Здесь на срав­

нительно

небольшой

части

площади

создается

значительная часть

подъ­

емной

силы крыла.

Ясно,

что

это

сопровождается

увеличением

инду­

цированной

скорости,

а

значит, и

увеличением

затрат

энергии.

Уве­

Рис. 4.17. Зависимость су

(а)

стре­

личение коэффициента

индуктивно­

ловидного крыла

сти А приводит к снижению макси­

мальной

величины

аэродинамического

качества

стреловидного

крыла.

Преждевременный

срыв потока

в

области

концевого

эффек­

та — явление

крайне

нежелательное.

Сопровождаясь

тряской

са­

молета

и ухудшением

эффективности

элеронов

(при

их попадании