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

Отсюда

следует, что коэффициент схы

бесконечного

крыла

(профиля)

в сверхзвуковом потоке при любом числе

= const

М«,==1 (как на прямом крыле), а при М э в 3

^ — ~ — , когда нор-

cos Хз

пазон

чисел M w

от МК р до единицы, но и область сверхзвуко­

вых

скоростей

потока (полета), в которой передняя и задняя

закончатся

при Мх — М з в . п . Однако это не так. Дело в том, что

особенности

волнового кризиса стреловидного крыла обусловлены

чинается раньше

и развивается интенсивнее, чем на основной ча­

сти крыла. В области срединного эффекта деформация линий тока

в плоскости xOz

приводит к уменьшению местных скоростей на

сечения

струек здесь

смещаются назад и стреловидность по ли­

нии ртщ

практически

падает до нуля. Неодновременное развитие

ристик

еще

более плавными, особенно в начале области волнового

кризиса.

Другим

существенным

обстоятельством является то, что при

М т е > 1

возмущенная зона

перед крылом сужается. Здесь вблизи

цивнт

волнового сопротивления, уже при некотором числе М«><

< М З В . П

начинают

уменьшаться.

В

результате

коэффициент сх0

имеет

максимум

при числе М „ (

большем единицы,

но значитель­

но

меньшем М з в . п .

Перемещение аэродинамического фокуса заканчивается при

полной

ликвидации подсасывающей силы, т. е. при

=Мз в .п.

Коэффициент индуктивности крыла при переходе от дозвуко­

вого к

сверхзвуковому обтеканию

и

с дальнейшим

увеличением

М л

непрерывно

возрастает за

счет

волновой

составляющей.

С увеличением

числа Mm

при

сверхзвуковых

кромках,

по мере

того как

наклон

скачков

в

плоскости

хОу

приближается

к

углу

9

их

наклона

в

плоскости

xOz,

аэродинамические

ха­

рактеристики

стреловидного

крыла

приближаются= 90° — х

к

характеристикам

прямого крыла.

Характерно, что в широком диа­

пазоне

чисел

Мое

производная

с*

стреловидного

крыла

больше,

чем

•у прямого (а коэффициент индук-'

тивности

соответственно

меньше).

Это

преимущество

стреловидного

крыла

перед

прямым

объясняется

эффектом

скольжения,

который,

ухудшая

несущие

свойства

крыла

при

дозвуковом

обтекании,

улуч­

шает их

при

сверхзвуковом

обте­

кании.

Сравнение

основных

аэро­

динамических характеристик

прямо­

го,

стреловидного

и

треугольного

крыльев представлено

на

рис.

4.37.

§ 4.13. Аэродинамические

характеристики

треугольного

крыла при смешанном

и сверхзвуковом обтекании

Для

качественного

анализа

аэродинамических

характеристик

треугольного

крыла

будем

считать,

что пики разрежения на его

верх­

ней

поверхности

во

всех

сече-

Рис.

4.37.

Аэродинамические

ха­

' ниях лежат на одной прямой

(ли­

рактеристики

прямого,

треуголь­

ния Pmin), которая при малых

углах

ного и стреловидного

крыльев

атаки

и

числах

М<х><^ М к

р

при­

мерно

совпадает

с линией

с ш

а х

максимальных толщин

(рис. 4.38).

Тогда

за

счет

проявления

эффекта

скольжения

критическое

чис­

ло

М

треугольного

крыла

окажется

примерно

таким

же, как

и

у стреловидного крыла

при

равных углах ^ - m i n

стреловидности

по

указанной

линии.

Если, не учитывая специфику обтекания отдельных участков

крыла,

предположить,

что

в

процессе

развития

волнового

кри­

как видно из рис. 4.38,

углы наклона

этих скачков в

плоско­

сти xOz с приближением

к задней кромке увеличиваются.

Поэтому

интенсивность скачков,

определяющаяся

произведением

sin 9,

при

увеличении числа

будет повышаться

значительно быстрее,

чем

на стреловидном

крыле. Скачки быстрее перемещаются на­

зад и выходят на прямую

заднюю кромку

треугольного крыла

при

M ^ ^ l , как

и на

прямом крыле. Соответственно в диапазоне

чисел

Мт с от М к р

до

М =1

и кризисные изменения аэродинами­

х

'X

Рис. 4.38.

Схематизация

развития сверх-

' звуковой

зоны на треугольном крыле

равниванию местных скоростей и т. п.

При М м = 1 местные скачки выходят

на заднюю кромку

кры­

ла и превращаются в хвостовой скачок

уплотнения. Однако за

счет большой стреловидности по передней

кромке головного

скач­

ка в этот момент еще нет. С дальнейшим

увеличением числа

передней кромкой. Поскольку при

числах М № , близких к едини­

це,

хвостовой

скачок уплотнения

еще практически прямой и на

нем

в

преобразованиях участвует

вся кинетическая

энергия

пото­

ка,

а

в зоне

торможения перед

крылом — лишь

небольшая

(за

коэффициента до

= М З В . П протекает значительно медленнее,

чем у стреловидного

крыла.

кромок,

т.

е. до Мт е

=

М з в . „ =

.

В отличие от стреловидного крыла у треугольного крыла нет

боковых кромок,

которые оставались

бы дозвуковыми при

>

>М3 в.п. Поэтому с дальнейшим

увеличением числа

характери­

стики

треугольного

крыла

быстрее,

чем

у

стреловид­

ного,

приближаются

к

ха­

рактеристикам

профиля.

Сравнение

аэродинамиче­

ских характеристик

крыльев

различной

формы,

в

плане

показано на рис. 4.37.

Зная,

как

изменяются

величины

сх0

и

А,

легко

представить

себе

преобразо­

вание

поляры

данного

кры­

ла

с

увеличением

числа

(рис.

4.39).

До

чисел

max

Моо = 0,4-^0,5

проявление

Рис.

4.39.

Преобразование поляры крыла

сжимаемости

воздуха

мож­

с увеличением числа М ^ (сетка поляр)

но

вообще

не

учитывать.

Естественно,

что

поляра

крыла

на

этих

режимах

обтекания

никаких

преобразований

не

претерпевает.

С

дальнейшим

увеличением

сжимаемость

воздуха

проявляется

все сильнее, однако коэффициенты сх0

и А,

входящие

в

уравнение

поляры

сх = сх0

+ Ас*

еще

остаются

не­

все меньшие углы

атаки. Кроме того, в

связи с уменьшением зна­

чений c W T p

и С у ш а х

верхняя часть поляры постепенно опускается и

смещается

вправо

(например, при Мо о =

0,7 на рис. 4.39).