Поперечная остойчивость

vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943

Основы аэродинамики и гидромеханики

Точка пересечения поляры с осью абсцисс соответствует углу атаки нулевой подъемной силы α0 :

(α0 = -2…0o).

Точка касания поляры с прямой, параллельной оси ординат, соответствует углу атаки наименьшего сопротивления αX :

(αX = - 1…0o).

Наивыгоднейший угол атаки αнв находится в

точке касания поляры с прямой, проведенной из начала координат. Это угол, при котором аэроди-

Рис. 6.5.2. Поляра крыла намическое качество крыла максимально

(по статистике αнв =4..8o, КBmaxB =15…25).

Критический угол атаки αкр определяется точкой касания поляры с прямой, параллельной оси абсцисс

(αкрB =12B …18o).

Не следует забывать, что поляра, построенная в разных масштабах, оказывается искаженной, и поэтому на ней непосредственно нельзя измерять коэффициенты полной аэродинамической силы СRAB B и углы наклона этих коэффициентов к оси абсциссθ .

91

vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943

Основы аэродинамики и гидромеханики

Аэродинамическое качество крыла – это отношение подъемной силы крыла к его лобовому сопротивлению или отношение коэффициентов этих сил для данного угла атаки.

Это отношение показывает, во сколько раз при данном угле атаки подъемная сила крыла больше силы лобового сопротивления, т.е. характеризует степень аэродинамического совершенства крыла.

	Уa		CYa S	ρ V 2				CYa
K =		=		2			=
	X a		CXa S	ρ V	2			CXa
				2

Величина аэродинамического качества зависит от тех же факторов, что и коэффициенты аэродинамических сил CyaB B и CxaB B (от угла атаки, формы профиля крыла, формы крыла в плане и обработки поверхности крыла).

По поляре CYa =tgθ, но CYa =К, следовательно, К= tgθ
CXa	CXa

Как видно из поляры, при наивыгоднейшем угле

атаки уголθ maxB , следовательно, и аэродинамическое

B

качество максимально:

K max = tgθ max

Определить величину аэродинамического качества по формуле К= tgθ можно в том случае, если при построении поляры масштабы СyB B а и CXB B а одинаковы.

График зависимости аэродинамического качества К от угла атаки α имеет вид (рис. 6.5.3):

92

vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943

Основы аэродинамики и гидромеханики

Рис. 6.5.3. График зависимости К(α)

Величина аэродинамического качества К во многом зависит от геометрических характеристик крыла.

С увеличением относительной толщины и относительной кривизны аэродинамическое качество К уменьшается, т.к. коэффициент лобового сопротивления СXB B а растет быстрее, чем коэффициент подъем-

ной силы СYB B а .

С увеличением λ уменьшается коэффициент ирдук-

	тивного сопротивления CXiB B (CXiB B =	CYa2	), что приводит
		πλ

к повышению аэродинамического качества.

Чем лучше обработана поверхность крыла, тем больше аэродинамическое качество К.

6.6. Распределение давления по профилю крыла

93

vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943

Основы аэродинамики и гидромеханики

Аэродинамические силы — это силы давления и трения. Полная аэродинамическая сила крыла представляет собой равнодействующую системы элементарных сил давления и трения.

При изменении условий обтекания силы давления изменяются в значительно большей степени, чем силы трения. Поэтому при изучении аэродинамических характеристик крыла прежде всего нужно понять, как распределяется давление по его поверхности в том или ином случае. Распределение давления по профилю необходимо знать при расчете крыла на прочность.

Распределение давления по крылу обусловлено деформациями воздушных струек: там, где струйки сузились, скорость возрастает и давление падает, там, где струйки расширились, воздух тормозится и давление повышается.

Для получения картины распределения давления по крылу в аэродинамической трубе продувают дренированную модель. На поверхности дренированного крыла располагается ряд приемных отверстий диаметром 1.5 ... 2 мм. От этих отверстий внутри модели проложены трубки, идущие к манометрам, измеряющим избыточное давление ∆Р в каждой дренажной точке. Избыточное давление

∆P=P−Pатм,

где Р — местное давление в данной точке профиля, Ратм — статическое давление в набегающем потоке.

94

vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943

Основы аэродинамики и гидромеханики

На практике обычно пользуются безразмерным коэффициентом давления Ρ.

Коэффициентом давления называют отношение избыточного давления к скоростному напору невозмущенного потока:

	∆Ρ	2
Ρ= q∞ ; q =		ρV∞
		2

Распределение давления по профилю обычно изображают графически в виде векторной диаграммы или

координатной эпюры p = f (x ).

Для построения векторной диаграммы вычерчивается профиль крыла, размечаются на нем точки, в ко-

торых измерялось избыточное давление ∆Ρ и от этих точек по нормали к поверхности профиля откладываются в масштабе величины избыточного давления ∆Р в виде векторов, перпендикулярных контуру профиля

(рис.6.6.1 ).

Рис.6.6.1. Векторная диаграмма распределения давления по профилю

95

vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943

Основы аэродинамики и гидромеханики

Повышенное давление ∆Р изображают стрелкой, направленной к профилю, пониженное — от профиля. Внешние концы векторов соединяют плавной кривой.

Векторная диаграмма весьма наглядна, но для ее построения нужно много времени. Поэтому на практике удобнее пользоваться координатными эпюрами

p = f (x). Она представляет собой график зависимости коэффициента давления Ρ от относительной коорди-

			=	x
		x
	наты точек профиля			b (рис.6.6.2,б).

Принято отрицательные значения Ρ откладывать вверх, а положительные вниз.

В этом случае кривая p = f (x) для верхней поверхности профиля проходит выше аналогично кривой для нижней поверхности, чем достигается наглядность графика.

Рис. 6.6.2. Координатные и векторные эпюры распределения давления: а и б – при α=0, в и г — при α>0

Распределение давления зависит от формы профиля и угла атаки.

96

vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943

Основы аэродинамики и гидромеханики

Общие закономерности построения эпюр распределения давления

1.Максимальная положительная величина ко-

эффициента давленияΡ = +1 и соответствует точке полного торможения, в которой V= 0 и величина избыточного давления равна скоростному напору.

P

= P

+

ρV∞2

;∆P = P

− P

=

ρV∞2

= g

;

= ∆P

=

g∞

=1

∞

P

0

∞

2

0

∞

2

g∞

g∞

2. Минимальный коэффициент давления находится в месте минимального сечения струйки и

−

может достигать значения P = -5 ... -6.

3. Около хвостика профиля струйки приобретают примерно исходную толщину, скорость становится

−

близкой к скорости невозмущенного потока иP = 0 . Пользуясь эпюрами распределения давления, можно определить аэродинамические силы и моменты, приложенные к крылу, а также центр давления на хорде. ( Практическая работа подобного содержания будет выполняться после изучения раздела «Крыло

в потоке несжимаемого газа»).

Центром давления называется точка пересечения полной аэродинамической силы с хордой крыла. Положение ц. д. принято характеризовать относительной координатой

x−цд = xbцд 100% ,

где xцдB B — расстояние от носка профиля до центра давления.

97

vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943

Основы аэродинамики и гидромеханики

Положение ц. д. зависит от формы профиля и угла атаки.

При изменении угла атаки крыла меняются распределение давления по профилю, величина и направление полной аэродинамической силы и перемещается

		центр давления (рис.
		6.6.3).
		Центр	давления
		симметричных
α		профилей		при
		изменении угла атаки
		практически		не
Рис. 6.6.3. Зависимость		перемещается,		т.е.
		xцдB =constB	.
положения ц.д. от формы	У
профиля и угла атаки		несимметричных

про-филей увеличение угла атаки смещает центр давления к носку профиля, а уменьшение угла атаки приводит к смещению центра давления к хвостику профиля.

У S-образных профилей центр давления перемещается по обратному закону, вследствие чего такие профили самоустойчивы и применяются на крыльях самолетов схем «бесхвостка» и «летающее крыло».

Закон перемещения центра давления по хорде профиля является важной характеристикой, влияющей на устойчивость и управляемость самолета.

Другой характерной точкой на хорде является аэродинамический фокус профиля.

98

vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943

Основы аэродинамики и гидромеханики

Аэродинамическим фокусом профиля называется точка, относительно которой главный момент сил давления потока не зависит от угла атаки.

Исследования показали, что аэродинамический фокус профиля располагается на ¼ его хорды от носка,

т. е.	−	=B	0,25.
	x fB

6.7. Пересчет аэродинамических характеристик крыла при изменении удлинения.

Удлинение - это один из важнейших геометрических параметров, определяющих аэродинамику крыла. Чем больше удлинение, тем меньше индуктивное сопротивление, выше максимальное аэродинамическое качество, выше производная коэффициента подъемной

силы Су по углу атаки α ( ).

При проектировании самолета часто бывает необходимо пересчитывать аэродинамические характеристики крыла при переходе с одного удлинения на другое. Исследования новых профилей обычно проводят путем испытания моделей прямоугольных крыльев с удлинением λ = 5 (реже λ=6) в аэродинамических трубах. В основу метода пересчета аэродинамических характеристик крыла положено условие равенства истинных углов атаки исходного крыла и крыла заданного удлинения.

99

vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943

Основы аэродинамики и гидромеханики

Пересчитывают обычно кривую Cy(a) и поляру, которые полностью характеризуют несущие свойства и аэродинамическое качество крыла.

Перестроение кривой cyB B (α)

Предположим, что требуется перестроить кривую cYaB B(a) крыла с удлинением λ1B B на удлинение λ2B B > λ1B B

(рис. ).

С увеличением удлинения λ угол скоса потока ε , как видно из формулы ε = , уменьшается. Поэтому, если крыло с удлинением λ1B B при каком-то угле атаки α1B B имеет коэффициент подъемной силы сBYa,B то при удлинении λ2B B > λ1B B этот же коэффициент сYaB можноB получить при угле атаки α2B ,B меньшем α1B B на величину изменения угла скоса потока (ε1B –B ε2B ),B т. е.

α2B B = α1B -B (εB1 –B ε2B )B .

Разность углов скоса потока можно определить так:

ε1B –B ε2B B = 57,3

Так как при угле атаки α0B B угол α2B =B α1B ,B токривыесBYa(B а), построенные для обоих удлинений крыла, должны пе-

ресекаться при угле α0B .B Имея координаты двух точек

кривой сYaB (B	а) при удлинении λ2B B и учитывая, что в
диапазоне	малых углов атаки зависимость изобража-

ется прямой линией, ее легко можно построить. Верхняя криволинейная часть зависимости точному расчету не поддается и строится приближенно (рис. 6.7.1 ).

100