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

и приращение индуктивного сопротивления крыла

&Qt = A Y1 sin а = сх nSq^ sin3 а.

Принимая для приближенного анализа sina = a и cosa=l, ви­ дим, что приращение коэффициента подъемной силы за счет срывного поперечного обтекания (его часто называют нелинейной со­ ставляющей коэффициента с у )

тельности, Acj,~0,27. Наличие этой составляющей наряду с более

Зависимость су(а) у треугольных крыльев в общем случае не­ линейна (рис. 4.26). Как уже говорилось, величина производной с* уменьшается за счет выравнивания давлений между нижней и

С увеличением угла атаки в изменении производной с* име­ ются две противоположные тенденции: тенденция к увеличению

124

профилей, а следовательно, и числа Re сечений малы, и усугуб­ ляется проявлением концевого эффекта. С дальнейшим увеличением угла атаки область срыва постепенно расширяется к плоскости симметрии крыла. При удлинениях X крыла около 1,5 и менее первая тенденция оказывается более существенной: с увеличением

чески за счет большой корневой хорды и более выгодного распре­ деления нагрузок по размаху необходимые прочность и жесткость треугольного крыла можно обеспечить при значительно меньшей

крыльев показано на рис. 4.27.

§ 4.9. Влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические

характеристики крыла при дозвуковом обтекании. Критическое число М крыла

На реальном крыле, как и на крыле бесконечного размаха, за счет проявления сжимаемости воздуха с увеличением числа происходит постепенное увеличение разрежений около верхней по­ верхности и увеличение избыточных давлений вблизи ЛИНИИ ртах- Наибольшее местное значение числа М в любом сечении крыла

125

соответствует точке pm in. Здесь сжимаемость воздуха проявляется наиболее сильно, в связи с чем общее увеличение разрежений над крылом при увеличении числа М„ сопровождается более рельефным выделением, заострением пиков разрежения.

Из сказанного следует, что по мере увеличения числа М и в любом сечении крыла производная с* постепенно возрастает, ве­ личины а.' и с'утау, уменьшаются, а величины с'ж0, х'д и х'Р оста­ ются неизменными. Принципиально также изменяются перечислен­ ные параметры и для всего крыла в целом. Однако наряду с этими

Рис. 4.28. Влияние сжимаемости воздуха на распределение нагрузки по размаху крыла

общими явлениями крылья конечного размаха имеют и существен­ ные особенности. За счет скоса потока истинные углы атаки сече­ ний крыла меньше геометрических. Соответственно меньше мест­ ные скорости и местные числа М около верхней поверхности кры­ ла, и сжимаемость воздуха проявляется слабее, чем на крыле бесконечного размаха при таких же значениях Мы,- и а. Чем мень­ ше удлинение крыла, тем больше углы скоса потока в его сечениях^и тем плавнее изменяются его аэродинамические характери­ стики с увеличением числа Мт е .

Для стреловидных крыльев зависимость с» ( М ю ) становится еще более плавной за счет эффекта скольжения, а у, треугольных крыльев, сочетающих в себе стреловидность с малым удлинением, проявление сжимаемости воздуха сглаживается настолько, что изменения с* при Мт е <! 0,7-7-0,8 практически вообще можно не учитывать.

Скос потока меняется по размаху крыла. В сечениях, где углы скоса меньше, истинные углы атаки и местные числа М на верхней поверхности больше, чем на других участках крыла. Поэтому сжи­ маемость воздуха здесь проявляется сильнее. В результате с уве­ личением числа М ж неравномерность распределения воздушной нагрузки по размаху крыла усугубляется (рис. 4.28). Преимуще­ ственный рост пиков разрежения в наиболее нагруженных сече­ ниях крыла приводит к тому, что угол атаки а т р , при котором на-

126

чинается срыв потока в этих сечениях, с увеличением числа М„ уменьшается быстрее, чем на других участках. Поэтому уменьше­ ние критического угла атаки и коэффициента с у т а х крыла сопро­ вождается расширением области срывного обтекания (рис. 4.29). Последнее явление особенно характерно для стреловидных и тре­ угольных крыльев, имеющих ярко выраженную область концевого эффекта. Усиление неравномерности распределения нагрузки по размаху крыла может вызвать также увеличение (обычно незна­ чительное) коэффициента индуктивности А.

ла. При некотором значении Мт е местное число М в точке рт\п

наиболее нагруженного сечения достигнет единицы. Применяя формально определения критической скорости и критического чис­ ла М профиля, это значение числа М м следовало бы назвать кри­ тическим числом М данного крыла. Однако такое определение было бы нелогичным и практически неудобным.

при котором начинаются кризисные изменения суммарных аэроди­ намических характеристик. Различие между двумя указанными числами М, которое в ряде случаев может быть достаточно боль­ шим, обусловлено двумя обстоятельствами. Во-первых, начало развития волнового кризиса на отдельных, часто очень малых уча­ стках крыла может оказаться совершенно несущественным для

для образования местного скачка уплотнения даже в отдельных, наиболее нагруженных сечениях. Дело в том, что поверхности рав­

127

составляющая местной скорости V sin 9 = V cos Х-m j n остается до­ звуковой, волны давления, обусловленные торможением потока на заднем скате крыла, беспрепятственно распространяются вперед. Минимально необходимым условием образования местного скач­

бесконечного размаха с таким же профилем), а у стреловидных и

как при заданном суммарном значении су на крыле обязательно

Кромку крыла называют дозвуковой, звуковой или сверхзву­ ковой в зависимости от величины нормальной к ней составляю^ щей скорости невозмущенного потока.

При сверхзвуковой кромке возмущения, создаваемые ее точка­ ми, не могут распространяться от крыла вперед. Поэтому сверх­ звуковая передняя кромка встречает невозмущенный поток и раз­ деляет его на две части, обтекающие крыло сверху и снизу. Непо­ средственно у кромки образуются головные скачки уплотнения — присоединенные, если кромка острая, и отсоединенные, если кром­ ка закруглена. Отличие от крыла с прямой передней кромкой со­ стоит в том, что при одинаковой конфигурации скачка уплотнения в плоскости хОу на стреловидном крыле его поверхность накло­

чем больше угол стреловидности крыла по передней кромке %и. Та­ ково проявление эффекта скольжения при сверхзвуковых стрело­ видных кромках.

При дозвуковой кромке возмущения от различных ее точек уходят вперед и их фронты, наклоненные к вектору скорости не­ возмущенного потока под углом [x = arcsin , остаются парад* дельными друг другу (рис. 4.32). Перед крылом образуется воз-

128