книги из ГПНТБ / Микерин, И. К. Аэродинамика летательных аппаратов

М л

= M ^ C O S X .

(6.19)

_

^Усч-с.

Со^Х

^

(6 21)

Соотношения (6.20) и ( б . 2 І ) показывают,

что производная С

и коэффициент

подъемной силы

Су^ у

скользящего крыла

меньше,

чем у

прямого крыла и пропорциональны

Со^Х . Для

примера на рис. 6.29 приведены экспериментальные

значения

Су ( оі

) для прямого и скользящего крыла, которые подтвер­

ждают эти соотношения. Кроме того, из рис. 6.29

видно, что

оІкпУ

скользящего крыла меньше, так как у него

больше

зящего крыла возникнет при тех числах

,

когда

число

^ я

станет

равным

M кр прямоугольного крыла,

то

есть

М л

•= МкрХ-о

= N V O > # а

^<рх

~

— ^ s x

•

Следовательно, критическое

число

Мкрх скользящего

крыла в

раз большз Мкрх--о прямого

крыла и

волновое

сопротивление у такого крыла появится

позже.

В реальных условиях стреловидные крылья имеют конечный

ргзмах,

в результате чего эфТект

скольжения

в области концов

и в центральной части нарушается. Поэтому

M кр стреловидного

крыла

будет меньше, чем у скользящего

крыла. Ппиближеяно

^ к р

Мк р

= M«p*.ô

-

—

{

6

,

2

2

)

cosx

где

N l t p v - o

~

прямоугольного

крыла.

Эффект стреловидности крыла приводит также к уменьшение

максимального значе-іия C-xbmx* смещению числа

М«,; при кото­

ром оно образуется,на сверхзвуковые скорости (рис. 6.30).

Применение стреловидных крыльев позволяет также существенно

сгладить

изменение

коэффициентов

Тс*

,

Су

и

Шг,

на

закритических числах

( р и с . 6 . 3 1 ) .

Следовательно,

при

околозвуковых скоростях полета стреловидные крылья имеют

существенное преимущество перед

прямоугольными

крыльями и

поэтому

они нашли

самое

широкое

применение.

I

247

представить в виде одной кривой

Су - Су(С*), которая

называ­

ется полярой крыла. Для построения поляры крыла

необходимо

по осям абсцисс

и ординат отложить значения Сх

при конкрет­

ных

значениях

Су

и полученные точки соединить

плавной кри- .

вой

(рис. 6 . 3 2 \

При этом на поляре

крыла делается

разметка

углов атаки. Если значения

Су

к

Су

откладывать в

одинако­

вом масштабе, то поляра крыла будет представлять годограф

вектора

при разных углах

атаки

л

, построенный в

полярных координатах

С к

( Ѳ )

(отсюда

произошло

название

"поляра"),

где

Ѳ

-

угол между

проекцией

полной.аэроди­

намической

силы

R

на вертикальную плоскость симметрии и

подъемной

силой

У

Поляру

крыла

можно

также

получить

построив

кривую

индуктивного

сопротивления

Схі

Су"

(і

У

и сместив

ее

= - гт

^ А

вправо на величину

С У о

(рис. 6.33).

Эта поляра

будет

отли­

чаться от экспериментальной на больших углах

атаки,: так как

при

определении

С у Г

р

не учитывалось вихревое

сопротивление,

обусловленное

отрывом пограничного

слоя. Вид поляры определя­

ется теми параметрами, которые

влияют

на величины

Су

и СУ ,

то есть формой и относительной

толщиной

профиля,

формой крыла

в плане, числом

M и т . д .

На поляре крыла, набранного из симметричных профилей,

можно отметить

такие

характерные точки:

оі

Û (_С X

0 J

°L *р [с Уток )

и

оінані.

При подходе к пластинке (к

точке 0, рис . 6 . 38) поток

разделяется-на

2 части,

идна

из

которых

обтекает верхнюю,

а другая

-

нижнюю

поверхности.

В верхней части происходит обтекание выпуклой поверх­

ности,

в

поток

поворачивает

на угол

°^

и

расширяется

на

веере

волн

разрежения,

выходящих

из

точки 0.

До задней

кром­

ки поток не претерпевает изменений и лишь у задней кромки

изменяет

свое

направление

до

первоначального, поворачиваясь

на угол

-

&1

. Поэтому

из точки

В

вверх

отойдет

скачок

уплотнения. Внизу

происходит обтекание Еогнутой поверхности.

Поворот

потока

на

угол

-

оі

и его

сжатие

происходит

на

скачке

уплотнения,

выходящем

из

точки 0

вниз. Посіе

поворо­

задней кромки

и. затем

при

переходе

через

волны

разрежений,

выходящих

из

точки

В

, возвращаются к

первоначальным

значениям.

^азность давлений на нижней и верхней

поверхностях

создает аэродинамическую

силу

R

, перпендикулярную к

пластинке, которую

можно

определить,

как

где

Ь

-

хорда

крыла

}

Z

-

размах

крыла ,

S

- площадь крыла в плане.

<

Разложим

силу

R

на

составляющие:

У

и

У

(al),

величины

которых,

с

учетом

малых

значений

d

,

могут быть

записаны

в виде

if

-

g c o s o ^

R О н -

Рв)ѣ)

x(otj •= R s i h ^ Ä Kol = (DM -

PQ)SOI,

На основании соотношений ( â\S

) можно записать:

откуда

'

•*

,

-

C«j * v = n

= С У о „ о г ,

(6.23)

Соотношения

(6.23J и(б . 24)

позволяют

сделать

следующие

выводы :

'

1. Коэффициент

подъемной

силы

С! У

имеет

линейную

зависимость от

оі

. Однако

эта

зависимость

справедлива

при небольших

углах

атаки. Также

как и при дозвуковых

с к о р о ­

стях, линейная

зависимость С у

( oL )

нарушается

из-за

отрыва

пограничного слоя

( р и с . 6 . 3 9 ) .

'

1

задыми

кромками. Образующие

таких

профилей

обычно

выполнены

в виде отрезков: синусоид, парабол,

прямых линий и т . д .

При сверхзвуковом обтекании таких профилей могут встре­

титься 2 случая (рис. 6.41):

а)

о(. <L

fi

(рис. 6.43^),

где

If

- угол

полураствора

передаьй кромки

профиля.

В

»том случае

как внизу, так и вверху

происходит обте­

кание

вогнутой

поверхности,

поэтому

вгзрх и вниз от носка

отойдут

скачки

уплотнения. При переходе через скьчки уплот­

нения давление

повысится, поэтому как над профилем,

так и

под ним коэффициенты

давлений будут

положительными.

б)

оі

>

j

(рис. 6.41/5)-,

В этом случае вгерху происходит обтекан-іб выпуклой

поверхности, а внизу

- вогнутой. Поэтому от носка отойдет

вверх

серия

волн

гізрежениі,

а вниз

- скачок

уплотрения.

Следовательно,

непосредственно за носком коэффициент давления

будет положительным внизу и отрицательным вверху.

После

поворота

потока в дальнейшем происходит

обтека­

ние выпуклой поверхности, поэтому вплоть до задней

кромки

255