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

Чем больше стреловидность и сужение крыла, тем больше скос потока в его средней части и, следовательно, меньше (в указанных пределах) коэффициент кх.

Следствиями уменьшения эффективного удлинения являются увеличение среднего угла скоса потока е с р и коэффициента индук­ тивности Л, а также некоторое уменьшение производной сл При определении этих параметров для самолета в целом в соответст­ вующие формулы нужно подставлять не X, а ХЭф.

Естественно, что выключение из обтекания площади 5' умень­ шает не только подъемную силу, но и лобовое сопротивление крыла

а в значительно меньшей степени. Это объясняется тем, что в ме­ стах стыка крыла с фюзеляжем образуются пространственные углы, в которых воздух тормозится обеими частями самолета. Это приводит к усилению вихреобразования.

Особенно сильное вихреобразование наблюдается в так назы­

положительные градиенты давления ~ . Наиболее ярко выражен­ ные диффузорные мешки образуются при низкопланной схеме в районе стыковки заднего ската крыла с бортом фюзеляжа, имею­ щего конусность, где струйки расширяются за счет уменьшения толщин крыла и фюзеляжа. Наименьшее дополнительное вихревое сопротивление получается при среднепланной схеме, если фюзеляж на участке стыка с задним скатом крыла имеет цилиндрическую форму (не имеет конусности). Вихреобразование в местах стыка крыла с фюзеляжем существенно сокращается, если эти стыки закрыты зализами — специально профилированными панелями.

157

раньше, чем на изолированном крыле. Это приводит к допол­

характеристики, весьма важные с точки зрения обеспечения устой­ чивости и управляемости самолета, в большой мере определяются влиянием крыла. Если крыло встречает невозмущенный поток, то на хвостовое оперение поток поступает после обтекания крыла и фюзеляжа. При этом он частично заторможен, скошен и турбулизирован.

оперение выносится из обла­ сти больших углов скоса потока

Заторможенность потока в районе горизонтального и верти­ кального оперений принято учитывать коэффициентами:

пора непосредственно перед горизонтальным и вертикальным опе­

оперения изменяется в меньшей степени. Соответственно в мень­

158

ным крыльями больших удлинений максимальные скосы потока имеют место примерно па продолжении хорды. В этом случае горизонтальное оперение, как правило, выносится вверх. За крыльями малых удлинений, в частности за треугольным крылом, область больших углов скоса смещена относительно хорды вверх и горизонтальное оперение целесообразно размещать непосредст­ венно на фюзеляже.

Турбулизация потока в районе хвостового оперения приводит к некоторому увеличению его сопротивления трения и одновре­

При дозвуковом обтекании максимальные местные скорости воздуха достигаются там, где сечения струек минимальны. Если при стыковке крыла с фюзеляжем, горизонтального оперения с

Рис. "5.4. К объяснению правила площадей

вертикальным оперением и т. п. (рис. 5.4) линии максимальных толщин этих частей самолета будут пересекаться или проходить близко одна от другой, то здесь воздушные струйки будут сужать­ ся одновременно в двух плоскостях, в связи с чем местная ско­ рость может сильно увеличиться и критическое число М самолета окажется меньшим, чем у каждой из частей самолета при изоли­ рованном обтекании, а кризисные изменения аэродинамических характеристик станут более резкими.4

Любая часть самолета занимает определенный объем. Пере­ ходя в процессе движения в очередной воздушный слой, она вытесняет воздух из этого объема. При околозвуковом и сверх­ звуковом обтекании вытеснение воздуха осуществляется главным образом за счет его ударного сжатия на скачках уплотнения.

159

Неизбежные при таком сжатии потери механической энергии более чем наполовину обусловливают величину коэффициента сх0. Если непосредственно друг за другом будут двигаться две части са­ молета, имеющие различные формы, но одинаковые площади по­ перечных сечений, то второе тело будет лишь перераспределять воздух, сжимая его в значительно меньшей степени. Для его пе­ редвижения затраты энергии, а значит, и сопротивление второго тела будут меньшими. Эта достаточно очевидная закономерность положена в основу так называемого правила площадей, ставшего одним из основных принципов аэродинамической компоновки око­ лозвуковых самолетов. Суть этого правила состоит в следующем: чтобы затраты энергии на ударное сжатие воздуха были мини­ мальными, необходимо, чтобы площадь поперечного сечения са­ молета вдоль оси Ох изменялась возможно меньше и плавнее, в идеальном случае — по такому же закону, как у тела вращения с минимальным сопротивлением. Там, где к фюзеляжу пристыко­ ваны крыло, оперение и т. п., сечение самого фюзеляжа должно быть уменьшено (рис. 5.4, а) .

Поскольку в сверхзвуковом потоке изменения давления от то­ чек тела распространяются до границ В — В возмущений, накло­ ненных к направлению движения под углом p = arcsin - ^ — до здесь

и площади сечений самолета нужно определять по этим границам (рис. 5.4,6). С изменением числа угол р., а следовательно, и плоскости, по которым должны корректироваться площади сече­ ний, тоже меняются. В результате существенное уменьшение коэф­

площадей в изложенной выше трактовке целесообразно применять только к тем сверхзвуковым самолетам, которые имеют узкое це­ левое назначение и для которых, следовательно, можно наперед установить узкий диапазон «рабочих» чисел М к .

Как известно, расширение струек в сверхзвуковом потоке со­ провождается разгоном воздуха и падением давления. Поэтому образование расширяющихся пространственных углов в местах сочленения крыла с фюзеляжем и гондолами двигателей здесь не является источником дополнительного вихревого сопротивления.

на крыло, предварительно несколько тормозится на сравнительно

160

стков крыла, расположенных в возмущаемой фюзеляжем зоне. Подъемная сила фюзеляжа в этих условиях также увеличивается, поскольку разрежение с верхней и повышенное давление с нижней поверхностей крыла распространяются на соответствующие участ­ ки его поверхности.

Некоторое увеличение подъемной силы и снижение лобового сопротивления можно получить за счет рационального размещения гондол двигателей и различных подвесок. Так, на рис. 5.6 пока­ зано размещение гондолы двигателя на пилоне под крылом, вы­ зывающее при расчетном числе М ж повышение давления на зад-

нем скате нижней поверхности крыла. При меньших числах Мо т (штриховые линии) область дополнительного повышения давле­ ния перемещается на передний скат и лобовое сопротивление кры­ ла увеличивается.

§ 5.3. Аэродинамические коэффициенты самолета

При определении аэродинамических коэффициентов самолета

фициент необходимо редуцировать, т. е. пересчитывать на площадь крыла, что практически достигается умножением данного коэф-

фициента на отношение площадей -<г Кроме того, при опреде»

лении суммарных аэродинамических коэффициентов самолета необходимо учесть взаимное влияние (интерференцию) его частей.

Существуют две принципиально тождественные формы записи суммарных аэродинамических коэффициентов. В первом случае суммируются редуцированные коэффициенты всех изолированных