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

мущенная зона, в которой воздух, прежде чем он встретится с передней кромкой, плавно тормозится. В сечениях, достаточно уда­

токе. С приближением к плоскости симметрии возмущенная зона сужается, торможение потока становится все более интенсивным, число столкновений молекул на единице длины линий тока уве-

тока при встрече с телом конечных размеров не может быть плав­ ным. Теперь мы установили, что перед стреловидным крылом, во всяком случае, в сечениях, достаточно удаленных от плоскости симметрии, сверхзвуковой поток тормозится плавно. Противоречия здесь нет. Придавая крылу достаточную стреловидность, мы вы­ нуждаем поток взаимодействовать не сразу со всем крылом, а с

цы пересекают фронты волн повышенного давления, идущих не от данного сечения крыла, а от последовательного ряда точек перед­ ней кромки, расположенных ближе к плоскости симметрии.

Закругленная дозвуковая передняя кромка не рассекает пото­ ка, как сверхзвуковая, а плавно обтекается воздухом, как в дозву* ковом потоке. В сужающейся части струйки .около носка крыла (рис. 4.33) происходит разгон дозвуковой нормальной составляю­ щей скорости, в связи с чем здесь образуются достаточно большие

разрежения. Тангенциальная составляющая скорости, направлен­ ная вдоль прямолинейных образующих крыла, при этом остается постоянной и, следовательно, никакого влияния на рассматривае­

уменьшение индуктивного сопротивления и увеличение подъемной силы, что, конечно, выгодно.

У стреловидного и треугольного крыльев передняя кромка ос­

передней кромке, границы возмущений накладываются друг на друга и ложатся на переднюю кромку крыла. В этот момент тор­ можение потока перед всей передней кромкой становится чисто ударным, образуется явно выраженный головной скачок уплот­ нения. Так как при числе M 0 0 = M S B . п р. = у, то и

130

и суммарные аэродинамические характеристики крыла, в общем, претерпевают качественно такие же изменения: интенсивное уве­

за счет уменьшения истинных углов атаки, неодновременного раз­ вития волнового кризиса вдоль размаха и влияния боковых кро­ мок изменения перечисленных параметров здесь меньше по вели­ чине и протекают более плавно. Естественно, что чем меньше удлинение и больше сужение крыла, тем сильнее его аэродинами­ ческие характеристики в области волно­ вого кризиса отличаются от соответствующих характеристик профиля.

сопровождается увеличением коэффициента сх. Логично рассуж­ дать так: для увеличения подъемной силы потребовался дополни­ тельный разгон воздуха над крылом, дополнительная скорость воздуха гасится на скачке уплотнения, соответственно имеются и дополнительные потери механической энергии.

По аналогии с вихревым индуктивным сопротивлением волно­ вое сопротивление, связанное с образованием подъемной силы, на­

растает с увеличением су. При смешанном обтекании строгой про­

кромку, а около передней кромки, которая на прямом крыле сразу

ковыми, и осуществляющееся через них взаимодействие между ча­

на обтекание участков S' (рис. 4.35), отсекаемых волнами возму­ щений, идущими от концов передней кромки.

Если на остальной площади крыла, где взаимного влияния между нижней и верхней поверхностями крыла нет, давление рас­ пределяется как" на крыле бесконечного размаха, то на участках S' происходит выравнивание давлений между нижней и верхней по­ верхностями, а также между обеими поверхностями и окружаю­ щим потоком. Это, конечно, сказывается на характеристиках крыла: во-первых, при нулевой подъемной силе несколько сокра­

всего крыла; в-третьих, аэродинамический фокус крыла несколько смещается вперед от­ носительно средины САХ; в-четвертых, увеличивается суммарный коэффициент индуктивного сопротивления; это обусловлено двумя непосредственными причинами: наличием вихревого индук­ тивного сопротивления, связанного с вихреобразованием на до­ звуковых торцевых кромках (которого у профиля нет), и увели­ чением волнового индуктивного сопротивления.

Создавая подъемную силу, профиль испытывает в сверхзвуко* вом потоке дополнительное сопротивление, коэффициент которого пропорционален величине су и углу атаки а. Это сопротивление имеет волновую природу и отражает потери энергии на головном скачке при торможении невозмущенного потока около нижней по­ верхности и на хвостовом скачке — при торможении потока, до­ полнительно разогнавшегося около верхней поверхности профиля. Так как и торможение потока под крылом, и его разгон над кры­ лом необходимы для образования подъемной силы, то в соответ­ ствии с принятой терминологией сопротивление, о котором здесь

V Ж1

а = 'Г Используя эту формулу, выражение коэффициента волнового

132