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

счет специальных конструктивных мероприятий. Поскольку суже­ ние, как и стреловидность, увеличивает аэродинамические нагруз­ ки концов крыла и уменьшает их в его средней части, стреловид­ ные крылья, как правило, выполняются с небольшими, близкими к единице сужениями.

Основным средством задержки концевого срыва является при­ менение на концах крыла профилей с более высокими значениями

Для предотвращения перетекания пограничного слоя в область концевого эффекта на верхней поверхности крыла устанавлива­ ются аэродинамические гребни (рис. 4.19). Одновременно они на­ сколько спрямляют линии тока в плоскости xOz, чем ослабляют концевой эффект.

Эффективным средством сглаживания срединного эффекта яв­ ляются наплывы на передней кромке (рис. 4.20). Увеличивая стре­ ловидность средней части крыла, наплыв увеличивает и деформа­ цию линий тока в плоскости xOz. В результате уже вблизи плоскости симметрии крыла линии тока становятся примерно экви­ дистантными линиям тока на середине полуразмаха и областьсре-

120

динного эффекта сужается. Так как наплывы вызывают дополни­ тельное сужение струек в плоскости хОу, то разрежения над кры­ лом увеличиваются и смещаются вперед.

На некоторых самолетах применяются уступы на передней кромке крыла (рис. 4.21). За счет перетекания воздуха через торец уступа здесь образуется вихрь. Он захватывает и выносит' за зад­ нюю кромку пограничный слой, сползающий со средней части

деление нагрузки по размаху, ослабляя и концевой, и срединный эффекты.

В современном самолетостроении широко используются тре­ угольные крылья, у которых малое удлинение сочетается с боль­

У треугольного крыла отсутствуют самостоятельные торцевые кромки, а угол Хз стреловидности по задней кромке равен нулю.

Передние кромки треугольного крыла логично называть переднебоковыми. Через них как через передние кромки осуществляется основной вход потока на крыло, на них же протекают все процессы, характерные для боковых кромок: перетекание воздуха с нижней поверхности на верхнюю, сопровождающееся частичным выравни­

вых кромок распространяется на сравнительно небольшие конце­ вые участки и вызывает лишь некоторые, чисто количественные изменения суммарных аэродинамических характеристик, то в слу­ чае треугольного крыла вся его площадь оказывается в зоне влия-

121

пия переднебоковых кромок и суммарные аэродинамические ха­ рактеристики имеют не только количественные отличия, но и ка* чественные, принципиальные особенности.

Выравнивание давлений между нижней и верхней поверхно­ стями крыла приводит к уменьшению несущей аэродинамической нагрузки (к уменьшению площади эпюры коэффициентов давле­ ния) при заданном угле атаки, что проявляется в существенном уменьшении производной с*.

Характерно, что в результате выравнивания давлений в зна­ чительной степени сглаживаются пики разрежения (рис. 4.23), Это обусловливает уменьшение положительных градиентов давле-

ния на заднем скате верхней поверхности крыла, следствием чего является задержка развития срыва потока при увеличении угла атаки. При достаточно малом удлинении критический угол атаки треугольного крыла может достигать 35—40°.

Естественно, что благодаря сглаживанию пиков разрежения воздушная нагрузка более равномерно распределяется по верхней поверхности крыла. Как принято говорить, эпюра коэффициентов давления становится более полной. В результате даже при значи­ тельно меньшем пике разрежения суммарная сила разрежения, действующая на верхнюю поверхность крыла на околокритических углах атаки, увеличивается. Это является одной из причин суще«

выше, чем у прямого крыла большого удлинения с таким же про* филем.

Кроме того, более равномерное распределение нагрузки по профилю обусловливает некоторое смещение аэродинамического фокуса и средней аэродинамической хорды треугольного крыла назад.

Поперечное (по нормали к плоскости хорд) движение воздуха через переднебоковые кромки треугольного крыла обусловлено не только перетеканием сравнительно небольшой воздушной массы с его нижней поверхности на верхнюю под действием разности сил

122

давления, но и тем, что через эти же кромки осуществляется во­ обще вход потока на крыло. •

Разложив скорость V*, невозмущенного потока на состав­

скорость Vх sin а мала. Так как крыло имеет весьма небольшие размеры в направлении этой скорости, то число Рейнольдса Ren

Рис. 4.25. Образование вихрей на треуголь­ ном крыле

в поперечном обтекании тем более мало (по сравнению с числом Re = —-— полного потока). В этих условиях переднебоковые

кромки обтекаются плавно. С увеличением угла атаки число Re„ возрастает и обтекание кромок становится срывным.

Естественно, что на срывное поперечное обтекание кромок на­ кладывается продольное (со скоростью Vк cos а) движение воз­ духа. Поэтому образующиеся при обтекании кромок вихри не сно­ сятся поперечным потоком, как это было схематично показано на рис. 4.24, а прижимаются к крылу. У кромок, где нарушилось плавное обтекание, образуется интенсивное вихревое течение (рис. 4.25). Уже при сравнительно небольших углах атаки проис­ ходит местный отрыв потока и сход вихря. Вблизи задней кромки с крыла сходит еще один вихрь. За крылом вихри переплетаются, образуя общий вихревой шнур.

В результате затрат энергии потока на вихреобразование воз­ никает дополнительная разность давлений между нижней и верх­ ней поверхностями крыла. Равнодействующая этих дополнитель­ ных сил давления есть приращение нормальной силы крыла ДУ, (см. рис. 4.24). Эту силу можно рассматривать как лобовое сопро­ тивление крыла в поперечном обтекании и соответственно запи­ сать в виде

р (V„ Sin а)2

а r 1 —сх л° 2 '

123