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

ствами механизации. Предотвращая срыв потока, он повышает их эффективность. На некоторых самолетах предкрылок успешно ис­ пользуется для улучшения маневренных свойств.

к срыву потока с его собственной верхней поверхности. В резуль­ тате его отклонение на большие углы практически не дает эф­ фекта, а из-за малого запаса су посадочный угол атаки прихо­ дится уменьшать. Этот недостаток можно исправить, подвесив закрылок так, чтобы при его выпуске между носком закрылка и телом основного крыла образовывалась профилированная щель (щелевой закрылок). Воздух, разогнавшийся в щели, сдувает погра­ ничный слой, задерживая развитие срыва потока на верхней по­ верхности закрылка, что позволяет увеличить угол его отклонения до 35—45°, причем критический угол атаки уменьшается всего на 1—3° по сравнению с основным профилем крыла (штриховые ли­ нии на рис. 4.51). Примерно такой же результат дает комбинация закрылка и предкрылка.

Посадочный щиток (рис. 4.52) не изменяет форму верхней по­ верхности крыла. Однако средняя линия профиля при его выпу- «- ске, естественно, искривляется, что приводит к уменьшению

152

угла аоКритический угол атаки при выпуске щитка уменьшается незначительно, так как в зоне отрыва потока и интенсивного вихреобразования между щитком и основным крылом возникает зна­

посадке обычно составляет 55—65°. При этом щиток дает пример­

крылком или закрылком с подвижной осью шарнира. При выпуске он не только отклоняется на некоторый угол, но и смещается на­ зад, выходя частью своей площади за кромку крыла.

Изменяя кривизну профиля, щиток-закрылок уменьшает угол нулевой подъемной силы. При этом разрежение в зоне интенсив­ ного вихреобразования около задней кромки основного крыла за­ держивает развитие срыва потока и уменьшение угла а к р неве­ лико.

Так как коэффициент подъемной силы определяется по основ­

вых самолетах, имеющих тонкое крыло с острой или слабо за­ кругленной передней кромкой. У таких крыльев уже при а = =10-н12° происходит отрыв потока непосредственно около перед­ ней кромки на верхней поверхности. Отклоняющийся носок обес­ печивает плавный вход потока на верхнюю поверхность крыла, чем предотвращается это нежелательное явление. Одновременно

153

увеличивается кривизна профиля, что дает некоторое (обычно весьма небольшое) уменьшение угла а0 .

Отклоняющийся носок в сочетании с другими видами механи­

условиях так сделать, к сожалению, не удается, поскольку часть размаха занята элеронами, а при установке на крыло двигате­ лей — еще и их гондолами. Соответственно ниже будет и эффек­ тивность механизации. На стреловидных крыльях прирост коэф­ фициента c,j за счет механизации уменьшается из-за эффекта скольжения, а на треугольных — за счет выравнивания давлений между нижней и верхней поверхностями.

Возможности использования механизации крыла на взлете меньше, чем на посадке. Дело в том, что длина разбега зависит не только от скорости отрыва, но и от ускорения. Поскольку все виды механизации крыла увеличивают лобовое сопротивление са­ молета, среднее ускорение на разбеге уменьшается. В результате оптимальные по длине разбега взлетные углы отклонения механи­ зации значительно меньше, чем посадочные. Это особенно харак­ терно для щитков и щитков-закрылков, вызывающих интенсивное вихреобразование. Естественно, что с увеличением тяговооруженности самолета возможности применения механизации крыла при взлете расширяются.

§ 4.17. Управление пограничным слоем

Идея управления пограничным слоем используется при нали­ чии предкрылка и щелевого закрылка. Однако возможности уве­ личения а к р и с у max здесь весьма ограничены. Во-первых, перепад давлений между нижней и верхней поверхностями крыла на взлет­ но-посадочных режимах не так уж велик, следовательно,, невелика и скорость воздуха на выходе из щели. Во-вторых, расход воздуха через щель не может быть большим. Перепуск большой массы

личения). Иная картина получается, если использовать для упра­ вления пограничным слоем энергию от какого-либо дополнитель­ ного источника.

Самолетные системы управления пограничным слоем (УПС) могут выполняться по двум схемам: с отсосом пограничного слоя (системы ОПС) и со сдувом пограничного слоя (системы СПС).

В системах ОПС отсос воздуха осуществляется через щели в крыле, расположенные в местах остановки пограничного слоя. Для отсоса пограничного слоя используется разрежение на входе в двигатель. Существенным недостатком таких систем является то, что забор в двигатель сильно турбулизированного воздуха с мест

154

накапливания пограничного слоя ухудшает равномерность поля скоростей и давлений на входе в компрессор, чем сужаются гра­ ницы его устойчивой работы. Кроме того, отсос пограничного слоя значительно хуже, чем сдув, комбинируется с различными видами механизации крыла.

В системах СПС воздух, отбираемый из проточной части дви­ гателя за компрессором, через профилированную щель, располо­ женную недалеко от носка крыла, с большой скоростью выдувает­ ся на его верхнюю поверхность (рис. 4.55). При этом кинетическая энергия пограничного слоя уве­ личивается, значения аК р и с у т а х существенно возрастают.

При достаточно большом рас­ ходе воздуха через щель замет­ ное увеличение коэффициента су наблюдается и при неизменном угле атаки. Оно объясняется тем,

Без СПС с СПС

щели вблизи носка крыла в условиях практически приемлемого расхода воздуха, отбираемого из двигателя, дает достаточные приросты коэффициента подъемной силы лишь при значительном увеличении угла атаки, он мало эффективен на посадке.

Значительно лучший результат получается, когда система СПС

и вполне обеспечивает безопасность пилотирования. При тонком стреловидном крыле запас углов атаки необходимо увеличить за счет отклоняющегося носка. Кроме того, некоторое увеличение <хкр обеспечивается самой системой СПС: за счет эжекции даже при расположении щели вблизи носка закрылка давление на заднем

155

ния закрылка, как указывалось выше, составляет 25—30°, то си­ стема СПС позволяет увеличить его до 50—60°, не опасаясь срыва потока. При этом коэффициент подъемной силы на взлетно-поса­ дочных углах атаки возрастает в 1,5—2 раза.

САМОЛЕТА

§ 5.1. Взаимное влияние частей самолета при дозвуковом

обтекании

Аэродинамические характеристики самолета в целом нельзя определять простым суммированием характеристик отдельных его частей. Это объясняется как чисто геометрическими обстоятель­ ствами (например, фюзеляж, перекры­ вая среднюю часть крыла, изолирует ее от воздушного потока), так и аэро­ динамической интерференцией (взаим­

ным влиянием) частей самолета.

шими индуцированными скоростями, что равносильно уменьшению удлинения крыла. В связи с этим для крыла, работающего в сбо­

нагруженность «потерянной» площади.

156