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

в сторону уменьшения угла атаки. Средний угол Аа3акр упругой

шается на величину Даз а кр- Соответственно на крыло будет дей­ ствовать отрицательное приращение подъемной силы ДУзакр, про­ порциональное этому углу и скоростному напору, т. е. в конечном

ленное упругой закруткой крыла и направленное вниз. Здесь коэф­

ни была жесткость крыла на кручение, т. е. как бы мал ни был

правления сил там взаимно обратны).

Итак, в результате закрутки крыла при больших скоростных напорах значительная часть приращения подъемной силы, вызван­

и создает поперечный момент элеронов. При скорости 1/Р .э , соот­

где Рэ — некоторая функция геометрических и жесткостных харак­ теристик крыла, а также числа М«>, от которого зависит перерас­ пределение воздушных нагрузок по хорде и размаху.

Если более точных сведений нет, но известна величина др .э данного самолета, то для сугубо приближенной оценки эффектив-

185

она сильно уменьшается и может даже сменить знак в области волнового кризиса.

Коэффициент эффективности элеронов mS на режимах бес-> срывного обтекания практически не зависит от угла атаки. При срывном обтекании с приближением угла атаки к критическому, эффективность элеронов быстро понижается и может быть поте­ ряна полностью.

С увеличением числа М коэффициент тх* изменяется за счет производной с* и, кроме того, при переходе через скорость звука дополнительно уменьшается примерно вдвое в связи с падением коэффициента относительной эффективности па элеронов.

На тонком крыле достаточно большого удлинения и особенно на стреловидном крыле эффективность элеронов при больших ско­ ростных напорах сильно снижается в результате упругой закрут­ ки крыла.

1S6

§ 5.8. Зависимость оптимальной формы самолета

от режима полета. Крыло изменяемой геометрии

Под режимом полета принято понимать совокупность условий, однозначно определяющую картину обтекания самолета. Важней­ шими параметрами, характеризующими режим, являются высота полета Н, значения скорости (числа М») и коэффициента су.

Анализируя аэродинамические характеристики самолета и его частей, можно сделать два важных вывода.

Во-первых, для каждого наперед заданного режима полета можно подобрать комбинацию геометрических параметров, обес­

параметров, которой соответствовали бы максимально возможные значения аэродинамического качества на всех режимах полета.

Наилучшими несущими свойствами при малых числах-М»,, на­ пример на взлетно-посадочных режимах, обладают прямые крылья большого удлинения с достаточно толстым профилем (с~0,12 и более). Эти же крылья имеют наибольшее аэродинамическое ка­ чество во всей области дозвукового обтекания.

СхО

тивления при нулевой подъемной силе. На прямом крыле боль­ шого удлинения, даже при очень тонком профиле, уже при М = = 0,75-н0,8 начинает развиваться волновой кризис, сопровождаю­ щийся интенсивным ростом коэффициента сх0, что, естественно, приводит к резкому уменьшению аэродинамического качества. Здесь более выгодным становится стреловидное крыло. За счет увеличения утла стреловидности можно повысить критическое чис­ ло М и, следовательно, отдалить начало волнового кризиса, а в дальнейшем при числах М», непосредственно близких к единице,

ного крыла. При этом профиль крыла должен быть тонким, а пе­

187

стях более выгодными оказываются крылья с меньшими углами стреловидности,, имеющие меньшие коэффициенты индуктивности.

С увеличением числа М*, свыше единицы стреловидность крыла должна увеличиваться постепенно с таким расчетом, чтобы как можно полнее использовалась подсасывающая сила (разумеется, передние кромки крыла должны быть закруглены). Чем больше коэффициент су, тем уже область чисел М», в которой треуголь­ ное крыло, имеющее повышенное индуктивное сопротивление, ока­ зывается выгоднее стреловидного крыла по аэродинамическому качеству.

Разумеется, выбор формы крыла определяется не только его аэродинамическим качеством. Важную роль играют и моментные характеристики самолета. Вопросы равновесия, устойчивости и управляемости самолета будут рассматриваться далее. Пока лишь отметим, что практическое решение этих вопросов сильно услож­

чением числа МоеДля треугольного крыла по сравнению с любым

В ряде случаев это определяет применение такого крыла на сверх­ звуковых самолетах даже при некотором проигрыше в аэродина­ мическом качестве.

Необходимо учитывать и такие преимущества треугольного крыла, как возможность обеспечения необходимых прочности и жесткости при меньшей относительной толщине профиля и мень­ шем собственном весе, так и большой внутренний объем, в кото­ ром удается разместить значительную часть полезной нагрузки самолета.

Уменьшение эффективности рулей при переходе через скорость звука обусловливает применение на сверхзвуковых самолетах управляемого стабилизатора.

Интенсивное уменьшение производной т?у на больших сверх­ звуковых скоростях требует значительного увеличения площади вертикального оперения и т. д.

При проектировании каждого нового самолета, прежде чем окончательно определится его компоновка и в первую очередь форма крыла, тщательно анализируются имеющийся опыт, произ­ водственные возможности, состояние и основные тенденции разви­ тия самолетостроения, определяющие тенденции в развитии спо­ собов боевого применения самолетов данного вида. На основе такого анализа четко формулируется целевое назначение проекти­ руемого самолета и определяются основные режимы его боевого

138

днтся выполнять разнообразные боевые задачи в широком диа­ пазоне чисел М е ю , высот полета и коэффициентов подъемной силы. При выборе форм частей таких самолетов часто приходится при­

многих режимах полета имеет несколько худшие характеристики, чем другие самолеты, спроектированные специально для этих ре­ жимов. Но зато многорежимный самолет имеет лучшие характери­ стики на всех других режимах.

На больших сверхзвуковых скоростях крыло переводят в положе­

чивали бы достаточную прочность и жесткость его заделки в лю­ бом положении; разработать силовую систему перестановки кры­ ла, способную в условиях огромных нагрузок обеспечить прак­ тически абсолютную плавность и синхронность изменения поло­ жения обоих полукрыльев. Малейшая несимметричность положе­ ний полукрыльев при больших скоростях полета может вызвать такое различие их подъемных сил, что самолет будет невозможно удержать от накрэнения.

Во-вторых, необходимо обеспечить равновесие моментов, дей­ ствующих на самолет в плоскости его симметрии. Как уже изве­ стно, при увеличении числа М» от МК р до M 3 B . n аэродинамический фокус крыла перемещается назад. Поскольку сила веса самолета независимо от режима полета остается приложенной в центре

189