Поперечная остойчивость
.pdf
vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943
Основы аэродинамики и гидромеханики
Рис. 10.4.1. Зависимость аэродинамических коэффициентов от числа Маха
При дальнейшем увеличении числа М коэффициент подъемной силы СBYaB несколько уменьшается, т.к. увеличивается наклон косых скачков.
На кривой СXB B а (М) можно выделить следующие области:
0-1 Сха =const, т.к. не проявляется сжимаемость.
1-2 Сха медленно увеличивается из-за увеличения зоны повышенного давления перед крылом.
2-3 СXB B а резко увеличивается из-за появления волнового сопротивления крыла и становится максимальным при М=1.
141
vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943
Основы аэродинамики и гидромеханики
3-4 Сха уменьшается из-за уменьшения волнового сопротивления.
Весь диапазон чисел М полёта можно разделить на три области.
1) Зона дозвуковых скоростей.
В этой области влияние сжимаемости на коэффициенты СYB B а и СXB B а выражается следующими формулами:
|
|
Cyсж = |
Сунесж |
|
|
|
|
|
1 |
− М∞2 |
; |
|
|
|
|
|
|
|||
Коэффициент профильного сопротивления |
||||||
СXB B |
а |
пр сж=B СBXB |
прB несжB B η |
м |
||
|
B |
|
а B |
|
||
η М — это коэффициент, |
зависящий от числа М |
|||||
полёта, относительной толщины профиля и точки перехода от ламинарного потока к турбулентному.
Коэффициент индуктивного сопротивления
СXaiB сж=B |
С2 |
|
Ya асж |
. |
|
|
||
|
πλ |
|
2) Зона околозвуковых или трансзвуковых скоростей (зона волнового кризиса).
При M ∞ >М на поверхности крыла имеются доз-
вуковые и сверхзвуковые зоны течения. Зоны с дозвуковыми скоростями течения не исчезают сразу же при достижении сверхзвуковой скорости полета.
В зависимости от формы профиля это происходит
при числах M ∞ =1,2…1,4. Режим обтекания, при котором в потоке, обтекающем профиль, имеют место дозвуковые и сверхзвуковые зоны, называют околозвуковым (трансзвуковым).
142
vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943
Основы аэродинамики и гидромеханики
3) Зона сверхзвуковых скоростей.
В этом диапазоне скоростей коэффициенты СXB B и CYB B определяются по следующим формулам:
B |
B |
|
B |
= |
4 α ; |
|
CY |
|
а |
в |
М∞2 |
−1 |
|
|
|
B |
|
|||
B |
B |
|
в |
B |
4α2 . |
|
Сх |
|
а |
= |
М∞2 |
−1 |
|
|
|
B |
|
|||
Угол α в радианах.
Формулы справедливы для тонкого крыла.
10.5.Меры по смягчению
ипреодолению волнового кризиса
Волновой кризис – явление опасное и допускать его в полете нельзя.
Для увеличения максимальной скорости дозвуковых самолётов и для безопасного перехода на сверхзвуковые скорости сверхзвуковых самолётов необходимо увеличивать число М .
Академиком С.А.Христиановичем было показано, что M зависит только от величины разрежений над крылом. М тем больше, чем меньше разрежение над крылом. Следовательно, для увеличения М необходимо уменьшать величину разрежения над крылом. Поэтому увеличение М достигается следующими способами:
143
vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943
Основы аэродинамики и гидромеханики
1.полёт на малых углах атаки, при которых малы деформации струек над крылом и поэтому разрежение невелико;
2.применение тонких профилей с малой относительной кривизной;
3.увеличение стреловидности крыла;
4.уменьшение удлинения крыла.
Увеличение стреловидности крыла увеличивает так называемый эффект скольжения, за счёт которого скорость разлагается на две составляющие: нормальную VnB B и тангенциальнуюVτ (рис. 10.5.1).
Рис.10.5.1. Влияние стреловидности крыла
В образовании разрежения над стреловидным крылом принимает участие только нормальная составляющая скорости. А т.к VnB B <V∞B ,B то при одной и той же скорости полёта и при прочих равных условиях разрежение над стреловидным крылом будет меньше.
144
vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943
Основы аэродинамики и гидромеханики
4. Уменьшение удлинения крыла приводит к усилению торцевого эффекта и уменьшению разрежения над крылом. Под торцевым эффектом понимают уменьшение разрежения над крылом из-за перетекания воздуха по концам крыла с нижней поверхности на верхнюю (рис. 10.5.2).
Рис. 10.5.2. Торцевой эффект
Таким образом, у крыла малого удлинения по сравнению с крылом большого удлинения при прочих равных условиях разряжение над крылом будет меньше.
Для каждого самолета критическое число Маха М имеет определенное постоянное значение. Например, для самолета Ту-154 М =0,88, а для Ан-24 М =0,7.
10.6. Поляры самолета на различных числах М
Чтобы рассчитать летные характеристики самолёта в широком диапазоне чисел М, необходимо иметь сетку поляр, т.к. сжимаемость воздуха существенно влияет на аэродинамические коэффициенты СYB a Bи CXB a.B Каждой конфигурации самолета и каждому числу М полета соответствует определенная поляра самолета
(рис. 10.6.1)
До чисел М∞B B = 0,5…0,6 сжимаемость воздуха почти
145
vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943
Основы аэродинамики и гидромеханики
не проявляется и для определения аэродинамических характеристик самолета достаточно одной поляры.
При М∞B B = 0,7…0,8 на
больших |
углах |
атаки |
||
начинается |
волновой |
|||
кризис, |
|
появляется |
||
дополнительное |
|
со- |
||
противление |
|
XaB |
в,B |
|
называемое |
волновым, |
|||
поэтому |
на |
больших |
||
СYB B а происходит |
отвал |
|||
поляр.
При М∞B =B 0,9…1,1
развивающийся волновой кризис порождает волновое сопротивление на всех углах атаки и поляры
смещаются вправо. Этосвидетельствует о значительном снижении аэродинамического качества самолета.
При М∞B B >1,1 поляры начинают смещаться влево, т.к. волновое сопротивление начинает уменьшаться. А так как СYB B а тоже уменьшается, то отвал поляр про-
должает возрастать.
В диапазоне лётных углов атаки поляра самолёта может задаваться уравнением:
CX =CXo + ACY2 ,
гдеСх0 — коэффициент лобового сопротивления при CYB B а =0.
А — коэффициент отвала поляры.
146
vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943
Основы аэродинамики и гидромеханики
ЗначенияСх0 и А берутся из графиков, которые
строятся на основе обработки статистики. Примерныйвидэтихграфиковпредставленнарис10.6.2.
Рис.10.6.2. Зависимости Сх0 и А от числа М полета
Коэффициент А в основном зависит от несущих свойств крыла и от возможности образования разрежения на передней кромке профиля крыла.
Значение А тем меньше, чем больше несущие свойства крыла и чем выше разрежение у передней кромки.
На дозвуковых скоростях при М∞B <B M величина коэффициента А минимальна и определяется по формуле:
A = πλ1
На сверхзвуковых скоростях величина коэффици-
ента А увеличивается пропорционально |
М∞2 −1 . |
|
4 |
Величина Сх0 включает в себя две составляющие:
147
vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943
Основы аэродинамики и гидромеханики
CX0B B=СXB B |
а |
тр+B СXB B |
а |
в,B |
|
B |
B |
где Сха трB — коэффициент силы трения;
B
Сха вB — коэффициент сопротивления давления, оп-
B
ределяемый по формуле:
СXB B |
а |
в=B |
M ∞2 −1 Су2 |
|
B |
4 |
|
|
|
|
При M∞B ≤B М коэффициент лобового сопротивленияСх0 =
const.
приM∞B >B М вследствиевозникновенияиростаолнового сопротивления Сх0 интенсивно увеличиваевтся, достигает максимума при М∞B =B 1,05…1,2, а затем уменшается обратнопропорциональновеличине M ∞2 −1 .
Сx0 |
= |
4B |
|
M ∞2 −1 |
|||
|
|
при M∞B ≤B М CX0B B уменьшается путем выбора совершенных аэродинамических форм и улучшении обработки поверхностей частей самолета, при М∞B B > М применяют меры по смягчению волнового кризиса.
Если поляра самолета задается уравнением, то максимальное аэродинамическое качество KmaxB B определяется по формуле:
1
KmaxB =B 2 A Cx0
KmaxB B является одной из главных характеристик аэродинамического совершенства самолета.
Вопросы для повторения
148
vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943
Основы аэродинамики и гидромеханики
1.Что такое звук как физическое явление?
2.От каких параметров среды зависит скорость звука? Напишите формулу.
3.Какие факторы влияют на сжимаемость потока?
4.Что такое число М?
5.Что называется удельным расходом воздуха?
6.Запишите уравнение неразрывности для сжимаемого потока.
7.Какие формы имеет уравнение Бернулли для сжимаемого потока?
8.Запишите формулу для определения динамической добавки давления.
9.Как изменяется температура при торможении сжимаемого потока? Запишите формулу для определения динамической добавки температуры.
10.Как изменяется давление ρ , температура Т, плотность р и скорость звука а при адиабатическом увеличении скорости потока.
11.Какая скорость потока называется критиче-
ской?
12.Как изменяется удельный расход при увеличении скорости потока? Начертите график.
13.Что представляет собой сопло Лаваля? Каково его назначение?
14.Как распространяются возмущения в сверхзвуковом потоке?
15.Что происходит при обтекании внутреннего тупого угла сверхзвуковым потоком?
16.Почему при обтекании внутреннего тупого угла сверхзвуковым потоком возникает скачек уплотнения.
149
vk.com/club152685050 | vk.com/id446425943
Основы аэродинамики и гидромеханики
17.Какие изменения происходят в сверхзвуковом потоке при прохождении через скачок уплотнения.
18.Что называется волновым сопротивлением и какова его природа?
19.Почему границей между сверхзвуковым и дозвуковым потоком всегда служат прямые скачки?
20.Какова физическая сущность явления волнового кризиса?
21.Какое число М называется критическим?
22.Почему с увеличением высоты полета уменьшается максимально допустимая скорость полета?
23.Чем опасно явление волнового кризиса?
24.Как возникает и к каким последствиям приводит явление волнового срыва потока?
25.С какой целью добиваются увеличения критического числа М?
26.Какими средствами достигается увеличение М и смягчение кризисных явлений?
27.Какой вид приобретает диаграмма распределения давлений по профилю крыла при образовании местной сверхзвуковой зоны и местного скачка уплотнения?
28.Какой вид имеет диаграмма распределения давлений по профилю крыла при сверхзвуковом обтекании?
29.Какие недостатки имеет стреловидное крыло?
30.Какими средствами можно предупредить появление концевых срывов потока?
150