Author: Бюшгенс Г.С.
Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты авиатехника авиастроение
ISBN: 5-02-015111-4
Year: 1998
Text
Аэродинамика,
устойчивость
и управляемость
сверхзвуковых
самолетов
Central Aerohydrodynamic Institute
named after Prof. N.E.Zhukovskv
•J
AERODYNAMICS,
STABILITY AND CONTROLLABILITY
OF SUPERSONIC AIRCRAFT
The publication is carried out under editorship
of G.S. Bushgens,
Academician of Russian Academy of Sciences
MOSCOW
NAUKA • FIZMATLIT
1998
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Центральный аэрогидродииамический институт
имени проф. II.Е.Жуковского
АЭРОДИНАМИКА,
УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ
СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
Научный редактор и составитель
академик РАН
Г.С.Бюшгенс
МОСКВА
НАУКА • ФИЗМАТЛИТ
1998
Ь29 /
39 5
А99
Издание осуществлено при содействии
Китайской академии аэронавтики.
Руководите 1ь проекта В.Л-Суханов
Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов ' Под
1. Г.С Бюп1пч1еа. М Наука. Физматлит, 1998 - 816 с. ISBN 5-02-015111-4
Книга написана ведущими специалистами НАГИ. Изложены основные вопросы
юдипамикн сверхзвуковых самолетов. элементов их компоновок. Рассмотрены пробле-
динамики полета сверхзвуковых самолетов, их устойчивости и управляемости, фор-
рования систем управления в том числе с учетом их реальных характеристик Осве-
щ<1 методы расчета летных данных и выбора основных параметров самолетов.
Для научно-технических работников, аспирантов и студентов авиационных спе-
альностей вузов.
Aerodynamics, stability and controllability of supersonic aircraft / Ed by
5.Bushgens. - Moscow: Nauka. Fizmatlit, 1998. - 816 p. - ISBN 5-02-015111-4
The book written by major IsAGl specialists summarizes comprehensive knowledge in
□dynamics of supersonic airplanes and their components Consideration is given to
lersonic airplane flight dynamics, stability, controllability and control system preparation
ing into account real features Methods for predicting flight performance and specifying
in parameters arc exposed.
The book is intendi d for aviation scientists postgraduates and students
Рецензенты:
технических наук Г.В.Александров, доктор технических наук Ю.В. Андреев.
98-П
1N 5-02-015111-4
© Центральный аэро! ндродипампчгский институт
нм проф Ц.Е.Жуковсксго, 998
© Г.С.Бюшгенс, составление. 1998
ПРЕДИСЛОВИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Сверхзвуковая авиация успешно развивается свыше 45 лет. В мире
бьпо несколько “очагов” рождения сверхзвуковых самолетов - СССР,
С1ПЛ, Франция, Великобритания, Швеция, КНР, Исторически сложи-
юсь так, что в силу ряда причин деятельность в области сверхзвуковой
авиации в каждой из этих стран по существу проходила изолированно.
Обмен конкретной информацией практически был сведен к минимуму.
Видны были только конечные итоги работы, иногда неожиданные для
других. В каждой стране шли своим путем, но, тем нс менее, результаты
во "многих отношениях часто оказывались близкими.
Очевидно, что создание и развитие сверхзвуковой авиации немысли-
мо без проведения широких научных (теоретических и эксперименталь-
ных) исследований в различных областях, опытно-конструкторских ра-
бот, накопления и углубления опыта эксплуатации. Прогресс в области
сверхзвуковой авиации в большой степени определяется развитием аэро-
динамики, если считать, что в это понятие входит весь комплекс проблем
аэродинамического проектирования, рассмотренных в данной книге.
В настоящее время в области теории сформулированы подходы, даю-
щие возможность в основных случаях получать приближенные оценки в
аэродинамике и динамике полета. В последние десятилетия получили ин-
тенсивное развитие более точные методы, рассчитанные па использование
ЭВМ. Большое количество литературных источников по теории и методам
расчета, во многих из которых изложение ведется с большим мастерством,
привело нас к выводу, что достаточно ограничиться обзором этих методов
с указанием возможных областей их применения.
Вместе с тем нам казалось, что большое количество эксперименталь-
ных исследований, проведенных в течение последних десятилетий в
частности в ЦАГИ, полезно систематизировать и обобщить, сгруппировав
их по основным тематическим направлениям и в соответствии с этапами
технического прогресса сверхзвуковой авиации.
В последние два десятилетия проектирование сверхзвуковых самоле-
тов ведется с учетом концепции их систем управления, которые могут
определять основные параметры компоновки. Мы считали необходимым
отразить это положение в нашей книге и посвятить часть глав вопросам
устойчивости, управляемости и системам управления сверхзвуковых са-
молетов. Специальная глава посвящена основному вопросу аэродинами-
ческого проектирования - выбору параметров самолетов.
Настоящая книга написана научными сотрудниками ЦАГИ - непо-
средственными участниками основных исследований. Авторы сознают,
Чго в силу многообразия проблем некоторые вопросы не могли получить
Доетаточпо полного освещения, несмотря на большой объем монографии,
в°зможпы также отдельные упущения в изложении и стиле некоторых
5
....щк.ш’ц» и у j уи.1 с ihhj с держания данной книги, являю-
щейся по существу первым опытом подобного обобщения
Подготовка и издание настоящей монографии оказались возможны
благодаря поддержке со стороны Китайской академии аэронавтики (САЕ)
и в особенности академика Гу Сунфеня, которым авторы выражают глу-
бокую признательность, Авторы благодарны также руководству ЦАГИ и
особенно заместителю директора института В. JI. Суханову за оказанную
поддержку и помощь.
Большая работа по редактированию рукописи и соответствующему
оформлению ее для издания была проведена сотрудником ЦАГИ
К. Ю.Косминковым. По ряду глав в этой работе ему оказали помощь
Г.А.Федоренко и В.С.Берко. Для издания книги на русском языке кол-
лектив молодых специалистов ЦАГИ под руководством М.Л.Иванькина
подготовил макет монографии. Коллектив авторов выражает всем им
глубокую благодарность.
Академик РАН Г.С.Бкпигеис
--ииьдыНП^
www.voKb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
развитие сверхзвуковой авиации основано прежде всего на решении
жч.ндамс1пальных проблем аэродинамики и успешном развитии турбо-
реактивных двигателей (ТРД). Эти двигатели, как известно, разраба-
мвались независимо в 40 х годах в ряде стран: в России (А М Люлька,
р В. Уваров), в Великобритании (Ф Уиттл, А. Гриффит) и в Гсрма-
1 ни (Г Охайн М Миллер) В США проблема создания ТРД долго
убеждалась в специальной комиссии НАСА, созданной в 1941 г. под
председательством известного профессора Дюранда, когда стали посту-
пать сведения о работах в этом направлении в других странах. Однако,
независимо от этого, в том же году генерал Арнольд, получив чертежи
двигателя и необходимые материалы из Великобритании, секретно дал
задание фирме Джеперал Электрик построить такие двигатели в США,
а фирме Белл - реактивные самолеты’.
В Германии и в Великобритании еще во время второй мировой
войны были разрабо!апы ряд вариантов ТРД и построены первые ре-
активные самолеты.
Годы войны и последующие 3-5 лет ушли на развитие ТРД и соз-
дание реактивных околозвуковых самолетов Только после 1950 г.,
когда благодаря реализации дожигания топлива за газовой турбиной
(форсажная камера), появилась возможность дополнительного уве-
личения тяги и, соответственно, скорости полета, была превышена
скорость звука.
При преодолении скорости звука определяющими, кроме наличия
тяги, были проблемы аэродинамики самолета - возможность суще-
ственного уменьшения волнового сопротивления и обеспечение ус-
тойчивости и управляемости.
Успешное решение указанных проблем - создание двигателя, ра-
циональной аэродинамики и обеспечение устойчивости и управляемос-
ти - создавало возможность увеличения скорости полета, маневра
для истребителей и дальности полета для тяжелых реактивных само-
летов. Первые сверхзвуковые самолеты, которые производились се-
рийно, появились в 1953-1954 гг.2 Это были Миг-19 (СССР) и F-100
(США», достигавшие скоростей, соответствующих М ж 1,2+1,35. К
Hansen. Engineer in Charge. The NASA History Series/NASA, 1987, Washington
(!Шв/Т0Г0 скорость звука была превышена в полете со снижением на самолете Ла-176
lfjd Ь г 11 1,а самолете МиГ-17. Кроме того, на ряде экспериментальных самолетов в
В- io]-V--17 X’1, Х"2> Дуглас П-558-11 и др.) при запуске самолета с носителя (В-29 и
в . /-1955 JT в ^-установившемся полете были достигт >ты скорости больше скорости
а.чв<а . И< 1,олсты Лали ряд ценных материалов по влиянию числа И на
амяку самолета, хотя и сопровождались рядом аварий и катастроф
7
М
-1*1 шдсМ iiv pvurnc.'ih v-'X > ч-^xj-lz v; sppturarrTr-n Uk ;ггп?гт^лч minn ди
ш ли скоростей, соответствующих М » 2 и даже более (рис. 1)
1940 1950 1900 1970 Годы
Рис. 1 Изменение максимальной скорости ( шела М) полета самолетоп
Благодаря совершенствованию газодинамических и термодинамических
1ктеристик ТРД интенсивно улучшались их выходные параметры. Для
хзвукового самолета важнейшими из них являются:
- удельная тяга (Роф/Оди) (рис. 2);
Рис 2 Увеличение удельной тяга турбореактивных двигателей
- полная эффективная тяга двигателя (Доф) с форсажом при нуле-
скорости на уровне земли:
степень форсирования (Роф(Л)а);
8
~ 'Дельные Р ex Д > Т ЛИНД Не» ш-пивишл Kjnriu-p,iwm -----------
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 3. Снижение удельного расхода топлива турбореактивных двигателей (ш - степень
двухконтурпости)
- полная тяга, отнесенная к миделю двигателя (Роф/ ^м)‘>
характеристики изменения тяги по скорости полета (желатель-
но возможно более интенсивное нарастание тяги на сверхзвуковых
скоростях полета).
Введение форсажной тяги па ТРД одновременно с улучшением газо- и
термо- параметров позволило значительно увеличить тягу на единицу веса и
миделя двигателя. При этом на форсаже возрастает удельный расход топлива.
В дальнейшем улучшение внутренних параметров двигателей дало
возможность за счет повышения тяги двигателя и повышения аэродина-
мического качества самолетов при М > 1, использовать потребную для
крейсерскою сверхзвукового полета тягу без форсажа.
Первые такие двигатели были разработаны при создании дальних
самолетов, таких как М-50, Ту-144, "Конкорд”, Т-4 и др.
В настоящее время аналогичный подход применяется и для сверхзву-
ковых истребителей нового поколения. В этом случае форсажный режим
используется для маневра, разгона, набора высоты, укороченного взлета.
Таким образом, развитие двигателей и аэродинамики позволило сде-
лать три основных скачка:
- переход на сверхзвуковые скорости М-2 + 3;
~ полет на сверхзвуковых скоростях М = 1,7 + 3,0 на бссфорсажных
режимах;
- переход на крейсерские сверхзвуковые режимы полета на бесфор-
сажной тяге двигателя для маневренных самолетов.
Решающее значение в развитии сверхзвуковой авиации имела аэро-
динамика - выбор оптимальной формы крыла, оперения, фюзеляжа,
Виздухозаборпиков и т.п.
9
Принципиальной являлась проблема выбора формы крыла в плане и
его профиля.
В го время рассматривались следующие пути:
- уменьшение относительной толщины профиля крыла и создание
специальных скоростных профилей с острой кромкой па несгреловидном
крыле обычного удлинения (3 • 5 для истребителя);
- использование эффекта скольжения за счет стреловидности крыла;
- использование крыльев малого удлинения и большого сужения с
эффектом пространственности обтекания крыла: на таком крыле одно-
временно уменьшалась относительная юлшина профиля.
Первое направление длительно разрабатывалось в США сначала на эк-
спериментальных самолетах с ЖРД серии Белл Х-1, где относительные
толщины составляли Зч-5%, затем на истребителях США с ТРД F-84, Е-94
и. наконец, В-104. Последний выпускался в серии с 1960 до 1978 г.
В Советском Союзе, это направление было быстро оценено как бесперс-
пективное. Ряд самолетов с прямыми тонкими крыльями (с = 9 и 6%) нс
дали, по мнению ЦАГИ, оптимального решения - наблюдались резкие из-
менения характеристик устойчивости и управляемости, что требовало очень
сложной по тому времени автоматики. В дальнейшем опыт эксплуатации F-
104 из-за его огромной аварийности и большого количества катастроф под-
твердил правильность этого вывода.
Основные исследования ЦАГИ были направлены на разработку стре-
ловидных и треугольных крыльев малого удлинения1. Фундаментальные
проработки, проведенные в ЦАГИ. позволили создать сначала опытные,
а затем и серийные боевые истребители для околозвуковых и сверхзву-
ковых скоростей полета.
С ростом тяги двигателей возникла проблема перехода к сверхзвуко-
вым скоростям полета. В силу явно недостаточной изученности физичес-
ких явлений дальнейшее увеличение скорости требовало исследований в
области сверхзвуковой аэродинамики.
Возникла непростая, как оказалось, проблема моделирования сверхзву-
ковых потоков в аэродинамических трубах. Первая попытка получения
сверхзвуковых скоростей течения и перехода через М = 1 в специально по-
строенной аэродинамической трубе не увенчалась успехом. Скачек уплотпе-
В ЦАГИ руководителем работ по стреловидным крыльям до 1962 г. был В.В СтрумиискпЯ
По треугольным крыльям ипшитатором и руководителем исследований до 1965 г. был
П.П. Красильщиков.
В США возникла сложная стпуация вокруг ецхлопилного крыла (см. ссылку на с. 7).
Роберт Джонс иа основе своих, главным об]й.зом, теоретических работ щх-дставил в 1945 г
для опубликования в НАСА статью и целесообразности исиольаонаиня стреловидного крыла
как пути уменьшения эффекта сжимаемости воздуха. Однако глава редакционного комитета,
11инсх:ин,1й механик Теодор Теодорсен, нс счел убедительными доказательства автора и пазнал
его выводы “hocus-pocus". Дальнейшая дискуссия, материалы, поступившие из Германии и
Европы, проведенные эксперименты показали необходимость и целесообразность ]>а:г1<ития
•vrnrr. unnnannouun n irrninr и (ЧИА ппяпкя!1г1, »аэ»аботки экспеоиментального самолета
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
пня возникавший в канале труби, не позволял пройти через М - 1; поток в
аэродинамической трубе "запирался".
В 1946 г. в ЦАГИ было сделано открытие: введение перфорации в ра-
бочей части позволило реализовать трансзвуковые скорости потока от
vf 0.8 до 1,2. Это нововведение позволило организовать планомерные ис-
следования в аэродинамических трубах1. В дальнейшем каждому продви-
жению по скорости предшествовали подробные фундаментальные исследо-
вания в том числе моделей конкретных летательных аппаратов. Таким об-
разом. всегда было опережение в этих исследованиях по сравнению с лет-
ными испытаниями. Для этого создавались новые специальные установки.
На рис. 4 представлены соответствующие кривые, иллюстрирующие это
положение. На этой основе велись исследования аэродинамических компо-
новок ;ыя сверхзвуковых скоростей полета.
Исследования показали, что увеличение стреловидности крыла до
45° дает возможность безопасно, с допустимым волновым сопротивле-
нием пройти через скорость звука (М = 1). Еще лучшие результаты мог-
ли быть получены при крыльях с большей стреловидностью.
М
30.0
20.0
10.0
8.0
.0
3.0
2.0
1.0
0.8
0.0
0.4
0.2
Буран-
-<-.Т J AU ----
в.МиГ-21
Т-1061
цчесгив системы
-"Л-
___________________JHT
I ИТ 1*4
Аэродинамические •
тпибы к Т-12\Гаа ,
Як-15
1930 1950
1970 Годы 1990
Рис. 4. Числа М. реализованные в аэродинамических трубах
ЦАГИ и в полете на конкретных образцах летательной техники
~ Самолеты. —
крылатые
ракеты ______
Для контроля основных аэродинамических характеристик, получен-
ных в трубах при переходе через скорость звука, в 1947 г. был проведен
Ряд экспериментов в полете с участием ЦАГИ. Па летающей модели с
автоматическим уПравлс|1ием были получены обнадеживающие результа-
ты до М- 1,4- 1*45.
Однако увеличение стреловидности связано с рядом трудностей по
линии устойчивости, управляемости и прочности конструкции, поэтому
Увеличение стреловидности осуществлялось ОКБ постепенно.
13 1919-1950гг. после тщательных исследований к аэродинамических
трубах .1 анализа всех проблем устойчивости и прочности были разработаны
рекомендации ЦАГИ по аэродинамической компоновке сверхзвукового ис-
требителя СМ-2 (МиГ-19) со стреловидным крылом 55э. Интенсивная рабо-
та ОКБ А.II Микояна уже в 1952 г. позволила начать летные испытания
опытного СМ-2, ставшего прототипом истребителя МиГ-19 (рис. 5), способ-
ного в горизонтальном полете достигать скорости, соответствующей М® 1,35.
Рис. 5. Первый советский серийный сверхзвуковой истребитель МиГ-19 (М «1,35)
При создании первых сверхзвуковых самолетов ученые встретились с
рядом новых проблем.
Во-первых, па сверхзвуковых скоростях возникла проблема тормо-
жения потока, входящего в двигатель, до дозвуковых скоростей с мини-
мальными потерями. С указанной целью разрабатывалась специальная
геометрия воздухозаборника сверхзвуковых самолетов, все более услож-
нявшаяся но мере увеличения числа М полета.
Во-вторых, при стреловидности крыла х = 55° усложнилась задача
обеспечения продольной устойчивости. Для обеспечения безопасности по-
лета необходимо было иметь статическую продольную устойчивость во
всем летном диапазоне скоростей. Как показали детальные исследования,
указанного можно было достигнуть лишь при правильно выбранном ниж-
нем расположении горизонтального оперения вблизи гглоскости крыла.
В-третьих, было показано, что выход на сверхзвуковые скорости связан
со значительным увеличением продольных моментов, действующих на само-
лет вследствие сдвига назад аэродинамического фокуса самолета. Одновре-
менно гга сверхзвуковых скоростях резко уменьшается эффективность руля
высоты. Указанные причины делали необходимым применение полностью
управ-тясмого стабилизатора, что, в свою очередь, требовало применения
необратимого бустерного управления.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Переход на целиком управляемый стабилизатор привел к необходи-
мости детального исследования его аэродинамических характеристик.
Одной из главных задач было обеспечение выбором формы стабилизато-
.. у расположением оси вращения возможно меньшего шарнирного мо-
мента при его отклонении. Было показано, что управление стабилизато-
ром па дозвуковых скоростях можно и следует обеспечить при наличии
перекомпепсапии.
К сказанному следует добавить, что избыточная эффективность пол-
ност т»ю управляемого стабилизатора на дозвуковых скоростях требовала
введения систем автоматического регулирования по числам М и по ско-
ростному напору (или по высоте полета) связи хода ручки продольного
управления с отклонением стабилизатора, а также регулирования уси-
лий, возникающих при управлении.
Полет на больших скоростях (большие скоростные напоры q и числа
М) потребовал для сверхзвуковых самолетов разработки и внедрения
необратимого бустерного управления. Были разработаны основные прин-
ципы нового типа систем управления с использованием дополнительной
энергии. Тотько использование бустеров давало возможность осуще-
ствить управление самолетом при больших шарнирных моментах па
органах управления.
В 1949 г. были проведены летные испытания бустерной системы уп-
равления па специально переоборудованном самолете. Работы ЦАГИ по
бустерному управлению создали необходимый фундамент для внедрения
таких систем в практику конструирования околозвуковых и сверхзвуко-
вых самолетов.
Таким образом, проблемы устойчивости и управляемости при пере-
ходе па сверхзвуковые скорости стали определяющими.
Детальные исследования всех перечисленных проблем потребовали
разработки специальных методик экспериментальных исследований в
аэродинамических трубах и на пилотажных стендах.
Далее возникла проблема - каким крыльям отдать предпочтение.
Рассматривались по-прежнему тс же три варианта, только теперь они по-
лучили более детальное обоснование. Наиболее изученным был вариант
крыла со стреловидностью 35-5-60°. Как показали исследования, для ia-
ких крыльев можно использовать достаточно большие относительные
^лщины и удлинения. В этих условиях можно обеспечить и необходи-
мую прочность и жесткость крыла. Нестреловидные крылья для сверх-
звуковых скоростей должны иметь острый носок профиля, что резко
Ухудшало маневр самолета. Исследования ЦАГИ показали, что это на-
вравление дЛЯ истребителей нерационально.
Для уменьшения волнового сопротивления и, вообще, для получения
Приемлем!,тх аэродинамических характеристик необходимо, чтобы псре-
кромка крыла была дозвуковой (но нормальной к ней компоненте
С1одР°сти). Для выполнения этого условия при расчетном числе М»2 нс-
обходимо было выбрать угол стреловидности передней кромки примерно
60° В лом случае можно было принять профиль с круглым “полным”
носком, достаточно большой относительной толщины (с = 5%). что обеспе-
чивало приемлемые характеристики на маневре и на взлетно-посадочных
режимах. Кроме того, это обеспечивало достаточную жесткость и проч-
ность крыла. Все указанные соображения были обоснованы и подкреплены
большим объемом исследований, проведенных в ЦАГ11.
Два истребительных ОКБ А.И. Микояна и II.О. Сухого анали-
зировали преимущества и недостатки двух вариантов, предложенных
ЦАГИ для проработки сверхзвукового истребителя - с треугольным кры-
лом и крылом стреловидным. Оба варианта были вполне реализуемыми.
Окончательный выбор должны были сделать конструкторы.
Истребители всегда прокладывают новые пути для увеличения ско-
ростей, поэтому выбор был принципиальным и важным для дальнейшего
развития авиации.
Парадокс заключался в том. что конструкторы не могли решиться
сделать выбор без апробации этих вариантов в жизни. ОКБ приняли ре-
шение реализовать оба варианта.
Гак родились в 1953 г рекомендации ЦАГИ для двух самолетов
ОКБ А.И. Микояна: Е-2 со стреловидным крылом и Е-4 с треугольным
(первый вылет состоялся в 1955 г.). Двигатель, фюзеляж и многое дру-
гое на обоих самоле1ах были приняты одинаковыми.
Аналогичное решение сделать два самолета было принято в ОКБ
II.О. Сухого: Су-7 со стреловидным крылом х14 =60° и Су-9 с треу-
гольным крылом. Для обоих этих самолетов был выбран двигатель
АЛ-7Ф ОКБ А.М. Люлька с большей тягой и большего веса, чем па
самолетах А.И. Микояна. Первые вылеты самолетов ОКБ 11.0. Сухого
состоялись в 1955-56 гг. Б ЦАГИ совместно с ОКБ был проведен по
этим конкретным проектам весь необходимый комплекс исследований
по аэродинамике, прочности и динамике.
Завершающим этапом создания комплекса сверхзвуковых аэродина-
мических труб ЦАГИ явился ввод в действие в 1953 г. уникальной,
крупноразмерной, транс- и сверхзвуковой аэродинамической трубы Т-109
периодического действия, до настоящего времени не имеющей аналогов в
мировой практике.
Аэродинамическая 1руба Т-109 с квадратным поперечным сечением
рабочей части размером 2,25x2,25 м имела диапазон чисел Маха от 0,5
До 3.6 (в дальнейшем увеличен до М = 4,0).
Эта уникальная установка открывала возможность полноценных иссле-
дований аэродинамики проектируемых самолетов, на моделях которых при
их размерах можно было воспроизводить нее детали с высокой точностью.
Проведенные в Т-109 исследования моделей указанных выше опьп-
ных истребителей ОКБ А.И. Микояна и ОКБ П О. Сухого, показали
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
х плгть их основных характеристик для вариантов с треугольным и
бДИЗОС D
С греловидпым крыльями.
Вьщаиныс НАШ рекомендации по аэродинамической компоновке, ус-
тойчивости и управляемое!и, прочности и аэроупругости содержали все ос-
новные геометрические и другие определяющие данные. В них однозначно
быта выбрана нормальная схема истребителя с горизонтальным оперением.
В результате конструкторских проработок и летных испытаний в
ОКБ А.1'1 Микояна предпочтение было отдано самолету с треугольным
крылом. Дальнейшие работы ОКБ привели к созданию уникального
сверхзвукового легкого многоцелевого истребителя МиГ-21 с взлетным
весом всего 8-9 тс с форсажным двигателем С.К. Туманского Р-11Ф, а
затем Р-13. Первый вылет самолета МиГ-21 состоялся в феврале 1956 г.
В ОКБ П.О. Сухого в серийное производство были запущены оба
варианта, однако каждый из них имел свое назначение: Су-9 стал пере-
хватчиком, а Су-7 фронтовым истребителем-бомбардировщиком.
Кри разработке аэродинамики сверхзвуковых истребителей, рассчи-
танных на числа М = 2. обострились вопросы, связанные с разработкой
воздухозабор! I иков.
При числах М < 1,3-г 1,5 торможение потока на входе можно осущест-
вить в прямом скачке при приемлемых потерях давления и равномерности
потока и допустимом росте сопротивления и пульсаций. При больших чис-
лах М торможение приходится осуществлять при помощи косых скачков
уплотнения, образуемых поверхностью, расположенной под утлом к набега-
ющему' потоку’ (конус или клин). С увеличением числа И оказалось необхо-
димым создавать систему' таких скачков, обеспечивающих постепенное тор-
можение. Такое решение связано с использованием более сложной формы
поверхности торможения и ее перемещением в зависимости от числа М по-
лета, расхода воздуха через двигатель и внешней температуры.
Очень важно было обеспечить допустимый уровень равномерности по-
тока сто по сечению каната, а также возможно меньшую величину' пульсаций
в. Все эти условия можно реализовать при достаточно точной системе уп-
равления положением поверхности торможения. Учеными ЦАГИ были раз-
работаны принципы такого управления. Отступление от допустимых ве-
личин и с может' привести к потере газодинамической устойчивости дви
гателя с воздухозаборником. Методика согласования этих характеристик,
полученных для воздухозаборника па специальных моделях при исследова-
ниях в аэродинамических трубах ЦАГИ, с запасами устойчивости двигателя
ыла разработана совместно специалистами ЦАГИ и I (ИAM.
В процессе летных испытаний в одном из первых полетов самолета
У-7, на котором была реализована ручная система управления воздухоза-
°Рником, на сверхзвуковых скоростях достаточно неожиданно возникла
hobcui проблема - потеря устойчивости системы “двигатель-воздухозабор-
1К • Эго явление сопровождалось резкими изменениями давлений в каиа-
сильной тряской всего самолета и остановкой двигателя. Это явление
>лучило название “помпаж". Оказалось, что летчик нс в состоянии с не
•холимой точностью отслеживать рекомендованное положение конуса. £
дьпейшем на основе разработанных учеными ЦАГИ принципов была со-
ана высокоточная система автоматического управления воздухозабор ни-
iM (положением конуса и дополнительным и створками).
Этап поиска и создания сверхзвуковых истребителей нервото поколения
кончился к i960 г.
Первые сверхзвуковые истребители, созданные ОКБ на основе иссле-
вапий НАГИ и других НИИ, стали "долгожителями”. Так, МиГ-21
ис. 6) выпускался в серии около 30 лег в Советском Сою.зс, в КНР и дру-
х странах, и является едва ли не самым массовым истребителем в мире.
Рис. 6 Сверхзвуковой истребитель с треугольным крылом МиГ-21
Параллельно с истребителями, но как всегда с некоторым сдвигом по
емепи, велись детальные исследования но аэродинамике и прочности тя-
лых сверхзвуковых самолетов.
Вследствие больших расходов топлива па форсажных режимах ТРД
1 режимы могли быть достаточно кратковременными.
Сначала ЦАГИ провел проработку таких возможностей для легких и
:дпих бомбардировщиков. Конструкторским бюро было предложено ис-
тьзовать крылья большой стреловидности % = 55°ч-60°. Однако трсбова-
? получения заданной дальности и обеспечение взлета и посадки ограни-
чит поиск геометрических параметров соображениями прочности, аэро-
эугости и устойчивости.
Ряд вариантов привели к созданию опытных самолетов Ту-98, Ил-54,
-27 и др., которые не оправдали надежд. Только легкий бомбарди-
ЯИИК Як-28 с крылом % =45° был принят в широкую серию
Результаты дальнейших исследований ЦАГИ были использованы для
шиповки дальнего сверхзвукового носителя Ту-22 со стреловидным
ялом х - 55°. Однако, хотя принятая схема была более рациональной,
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
чем. например, у разработанного в США В-58 “Хаслср” того же класса,
нО в схеме бесхвостка, Tv-22 имел все-таки ограниченные возможности
на сверхзвуковых скоростях полета вследствие размещения двигателей за
крылом на вертикальном оперении. Исследования, проведенные в ЦАГИ,
настораживали специалистов в части обеспечения на сверхзвуковых ско-
ростях полета работоспособности двигателей, расположенных в зоне воз-
мчтнеинй от крыла и фюзеляжа. К сожалению, эги опасения подтверди-
лись в полете.
Следующим этапом в развитии реактивных бомбардировщиков бы.ш ис
следования ЦАГИ совместно с ОКБ В.М. Мясищева по созданию страте-
гического носителя М-50 со сверхзвуковым крейсерским режимом полета.
Эти работы стали реальными благодаря успехам ОКБ В./Х Добры-
нина в направлении создания двигателей, рассчитанных па бесфорсажпый
сверхзвуковой режим полета. Была рекомендована компоновка самолета с
треугольным крылом, с двигателями па концах крыла и на пилонах.
Крейсерский режим был выбран па М* 1,7 при дюралевой конструк-
ции самолета. Для уменьшения потерь аэродинамического качества па про-
дольную балансировку ЦАГИ рекомендовал такое размещение центра тяже-
сти, при котором па дозвуковых скоростях имела место статическая неус-
тойчивость около 10% САХ, а устойчивость полета обеспечивалась автома-
тической системой управления с датчиками перегрузки и угловой скорости.
Система управления интегрального типа, предложенная ЦАГИ, была пред-
варительно исследована и отработана в полете на дозвуковом самолете
В.М. Мясищева ЗМ. После большого комплекса исследований самолет М-50
был построен и в 1959 г. начались ею летные испытания. Была разработана
и построена модификация этого самолета - М-52 (1960 г.).
Проблема создания летательных аппаратов со сверхзвуковыми ско-
ростями потребовала интенсивной исследовательской работы в области
фундаментальной аэродинамики и динамики.
Еще в 40-х годах развивались методы линейной теории газовой дина-
мики применительно к обтеканию профиля крыла и осесимметричных
тел при околозвуковых (теория тонкого тела) п сверхзвуковых скорос-
тях. С 1944-1947 гт. получает широкое развитие линейная теория крыла
в сверхзвуковом потоке.
Решается линеаризованная задача об определении аэродинамических
характеристик треугольного крыла в сверхзвуковом потоке при дозву-
ковых и сверхзвуковых передних кромках.
Систематическое сравнение с результатами, даваемыми линейной тео-
рией, показало возможность ее использования для практических целей
авиационной техники в рамках известных ограничений.
Для расчета обтекания тел вращения и близких к ним фюзеляжей само-
Лс‘тов линейная теория нс давала удовлетворительных результатов и пеобхо-
было применять более точные методы. Отсутствие в то время быстро-
-'^йствуюшей вычислительной техники не позволяло использовать для
расчетов общий метод харакгериспгк, являющийся принципиально точным
методом. В связи с этим разрабатывается эффективный приближенный Ме-
тод расчета обтекания осесимметричных тел при нулевом угле атаки. Ре-
зу.штаты расчета по этому методу давали весьма высокую точность.
Экспериментальные исследования показали, что значительная часть
прироста волнового сопротивления, особенно на скоростях, близких к М = 1,
возникает за счет взаимодействия между фюзеляжем и крылом, оперением и
другими элементами конструкции самолета. Это привело также к теоре-1
тическим поискам оптимальных поверхностей крыла и фюзеляжа и их ком-
бинаций, дающих минимальное сопротивление.
Для уменьшения сопротивления от интерференции большое внимание]
уделялось теоретическим и экспериментальным исследованиям взаимодейст-
вия полей скоростей в области сопряжения крыла и фюзеляжа, крыла и
гондол двигателей. При этом при наличии цилиндрического отсека фюзеля-
жа в месте установки крыла интерференция оказывалась достаточно слабой. I
В дальнейшем в результате экспериментальных и теоретических иссле-
дований за рубежом было сформулировано гак называемое околозвуковое
"правило площадей”, согласно которому сочетание крыла и фюзеляжа бу-
дет иметь наименьшее волновое сопротивление, если распределение сече-
ний, нормальных к потоку, такое же, как у тела вращения с минимальным
сопротивлением. Эго простое правило создавало удобное геометрическое
представление при аэродинамическом проектировании. Сопротивление
крыла с фюзеляжем при использовании лого правила оказывалось за-
метно меньшим, чем у крыла, сопряженного с относительно толстым фю-
зеляжем, имеющим в области сопряжения выпуклую поверхность. Однако
поджатие на фюзеляже с исходным цилиндрическим обводом не давало
значительного выигрыша. Эффект поджатия проявлялся в сравнительно
небольшом диапазоне трансзвуковых скоростей, по при больших сверхзвуп
новых скоростях сопротивление увеличивалось.
Важны также вопросы влияния фюзеляжа на характеристики
подъемной силы и продольной и путевой устойчивости. Эта задача ре-
шается методом особенностей и с помощью модифицированной теории
топкого тела, использующей разложение по малому параметру.
Значительные усилия направлялись на экспериментальную проверку]
теоретических положений о возможности уменьшения сопротивления,
обусловленного подъемной силой, путем реализации эффекта подсасы-
вающей силы при дозвуковых передних кромках крыла. В ряде случаев
были получены положительные результаты, давшие заметное уменьше-
ние сопротивления, особенно с применением специальной деформации
передней кромки, так называемой конической крутки.
Развивались методы расчета в направлении полуэмпирических и
приближенных оценок аэродинамических характеристик отдельных эле-
ментов и компоновок различных летательных аппаратов.
В целом ряде случаев теоретические методы линейной теории стано-
вились недостаточными и возникла необходимость применения прибли-
жений более высокого порядка.
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Разоаботка аэродинамических компоновок самолетов различного наз-
ния сопровождалась исследованием задачи выбора наилучшего рас-
Пс1-1ожсния гондол двигателей, число которых, особенно для дальних са-
?°четов возрастало. Рассматривались компоновки с гондолами, ------
шенными на концах крыльев, на пилонах под крылом и др.
развитие сверхзвуковой авиации было неразрывно связано с
размс-
разви-
тием аэродинамики силовых установок.
Существенное значение для увеличения скорости и дальности полета
имело создание специального сверхзвукового диффузора для каналов
двигателей. Были разработаны общие методы построения диффузора, в
котором сверхзвуковой поток тормозится в системе косых скачков.
При разработке воздухозаборников потребовались исследования по
установлению диапазона расхода воздуха, обеспечивающего его устойчи-
вую работу, роли геометрических параметров “горла” воздухозаборника,
изучению различных средств реализации сжатия потока.
При создании воздухозаборников возникла необходимость изучения
внутренних течений в диффузорах, в том числе и с отрывами.
Проводились также исследования механизации мпогорежимных воздухо-
заборников, способов управления сю, управления пограничным слоем и т.д.
Изучалось влияние неравномерности параметров потока перед компрес-
сором на его газодинамическую устойчивость.
Исследовалось взаимодействие внешнего потока с реактивной струей в
области хвостовой части фюзеляжа, зависимость донного давления и эф-
фективной тяги при различных конфигурациях хвостовой части и сопла.
Создание сверхзвуковых самолетов потребовало решения ряда прин-
ципиальных вопросов в области устойчивости и управляемости, изучения
нестационарных аэродинамических характеристик самолета и, в частнос-
ти, характеристик аэродинамического демпфирования.
Для экспериментальных исследований при сверхзвуковых скоростях
потребовалось создание специальной, весьма сложной аппаратуры, кото-
рая позволила при вынужденных колебаниях моделей и установившемся
вращении выделять малые моменты демпфирования. На основе этих ис-
следований созданы падежные методы расчета характеристик демпфиро-
вания для сверхзвуковых скоростей.
Переход к компоновкам сверхзвуковых самолетов привел к значи-
тельным изменением инерционных характеристик. Эллипсоид инерции
сверхзвукового самолета стал очень вытянутым (JylJx « 10 < 15). Выяви-
лась возможность потери устойчивости при резком креиении вследствие
инорци011ПОГО взаимодействия продольного и бокового движений. Иссле-
дования показали, что при угловой скорости крена свыше определенного
значения может возникнуть потеря устойчивости по углу атаки или по
>1лу скольжения. Проявление этой неустойчивости может выражаться в
апеРиодичесКом или 1<олебатсльном нарастании псретрузок. При этом об-
Ращается действие органов управления и пилотирование самолета затруд-
Для истребителей МиГ-21, Су-9 и др. были проведены соответ-
ствующие расчеты, а затем летные испытания. Была разработана теория
вопроса, указаны меры, устраняющие эту опасность.
Переход через скорость звука связан со значительным изменением
характеристик продольной статической устойчивости. В некоторых слу-
чаях эти характеристики также могут иметь нелинейный характер изме-
нения по углу атаки. Представлял интерес анализ динамики коротко-
периодических движений (в частности, устойчивости). Были развиты
асимптотические методы, поскольку скорость полета (или число И) яв-
ляется медленно изменяющимся параметром сравни! ельно с углом атаки.
Весьма важным направлением исследований явились также работы,
ио системам управления сверхзвуковыми самолетами Было широко ис!
пользовано необратимое бустерное управление с регулированием основ-
ных кинематических параметров системы управления и параметров сис-|
темы имитации усилий (загрузок) при управлении.
Большое значение для необратимых бустерных систем приобрели both
росы надежности, решение которых, помимо высокой надежности се эле-
ментов, требовало глубокого теоретического анализа структуры системы. I
Более широкое использование нашли также и другие элементы автома-
тизации управления - демпферы колебаний самолета, автоматические систе-
мы продольного управления изодромпого типа, даюшие возможность по-
лучить основные характеристики управляемости, практически не зависящие
от режимов полета, положения центра тяжести и других параметров.
Развитие сверхзвуковой авиации потребовало дальнейшего усовершен-
ствования методов расчета летных данных и создания методики выбора оп-
тимальных режимов полета. 'Гак, например, разгон самолета и его выход на
установившийся сверхзвуковой режим полета требуют значительной затраты
энергии и поэтому нуждались в детальном анализе. Для сверхзвуковых са-
молетов были изучены оптимальные программы изменения высоты и скоро-]
стп. Кроме того, большая кинетическая энергия сверхзвукового самолета да-
ла возможность получить динамические потолки, значительно отличающиеся
от статтгческих за счет преобразования части кинетической энергии в потен-
циальную. Была развита методика расчета этих движений.
В дальнейшем в связи с применением вычислительных машин полу-
чили большое развитие методы выбора оптимальных параметров само-
лета из условия получения заданных летных данных
Большая энерговооруженность самолета привела к повышению роли
псустаиовившихся режимов полета - различного рода маневров.
Одним из завершающих этапов развития сверхзвуковых истребите-
лей первых поколений являлся комплекс работ ОКБ А.И. Микояна сов-
местно с ЦАГИ по созданию истребителя-перехватчика с выходом на
большие сверхзвуковые скорости, соответствующие М = 3. При этом, ес-
тественно, значительно повышались и высоты полета.
На основании предварительных проработок, в ЦАГИ сочли цслесо-1
образным принять принцип компоновки крыла со сверхзвуковой передней
кромкой В этом случае можно было использовать стреловидность крыла ио
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
передней кромке примерно 40° но при этом максимальные толщины профи-
т должны быть достаточно малыми (с = 3.-4 %), а носок профиля - с
т гь малым радиусом. В этом случае при сверхзвуковой кромке можно бы-
ю получить допустимое волновое сопротивление крыла. Такая компоновка
позволяла получить также приемлемые взлетно-посадочные характеристики.
В соответствии с режимами полета были разработаны и регулируе-
мые воздухозаборники для двигателей. Значительный диапазон полетных
чисел М требовал регулирования панелей на входе в большом диапазоне,
поэтому ЦАГИ рекомендовал схему воздухозаборника со сжатием потока
горизонтальным клином, с образованием нескольких косых скачков, а
сам воздухозаборник выполнить в “ковшеобразном виде, прижатым к
фюзеляжу. Такая форма нозво.тяла осуществить высокие значения коэф
фипиента восстановления давления па входе в ТРД с форсажной каме-
рой с сто весьма большими расходами воздуха.
Предварительные разработки этого самолета начались в 1961 i. и
уже в 1964 г. опытный МиГ-25 совершил первый вылет.
В последующие годы ОКБ А.И. Микояна разработало ряд модификащпг
МиГ-25, в том числе была произведена замена двигателей, а в конце 70-х го-
дов ОКБ был создан существенно модифицированный вариант самолета -
МиГ-31 (рис. 7). Самолеты-перехватчики этого типа длительное время выпус-
кались серийно и не имели аналогов в мире. На таких самолетах выполнялись
выходы на динамический потолок, намного превосходящий статический.
Рис. 7. Истребитель-1щх:хпатчик МиГ-31 (фото В. Тимофеева)
При создании МиГ-25 впервые в отечественной авиации возникла
Проблема нагрева поверхности в полете. Температуры торможения при
^ = 3 па лобовых кромках достигали 300*350°С ОКБ А.И. Микояна
Первые разработало конструкцию с применением стали, титана и других
Материалов для обеспечения необходимой прочности и ресурса. В ЦАГИ
бЬ|ли проведены исследования прочности элементов конструкции при
видовом воздействии потока.
Таким образом, создание МиГ-25 и его последующих модификаций ц
его комплекса перехвату высотных и скоростных целей являлось круп-
1м достижением отечественной авиации. На этом самолете можно было
вершить длительный полет на сверхзвуковых скоростях и маневрировать
скорости 2500-5-3000 км/ч. Эти свойства позволили в период с 1965 Л
78 гг, установить 25 мировых рекордов, три из которых абсолютные,
.’которые из них, связанные с маневренностью и хорошими пилотажны
г характеристиками, удерживаются до сих пор - это динамический ното-
к (36240 м в 1973 г. и 37 650 м в 1977 г.), полеты по замкнутому' круп
рекорды скороподъемности на 20 км.
К этому же направлению развития высокоскоростной авиации следуя
пости и большой комплекс работ ЦАГИ совместно с ОКБ им. П.О. Сухо-
направлениып на создание дальнего самолета Т-4 ("100") с большой
ррхзвуковой скоростью, соответствующей М*3. Решение этой трудней-
’й задачи несколько облегчалось успехами, которые были достигнуты
игателнетами ОКБ В.А. Добрынина, создавшими ТРД для сверхзвука
lx скоростей полета при М-2 на бссфорсажном режиме. Об этом уж!
оминалось в связи с работами над самолетами М-50 и М 52. Двигатели
я Т-4 были доработаны для скоростей полета, соответствующих М = 3
они были еще недостаточно доведены.
Исследования ЦАГИ но аэродинамике Т-4 были направлены на полу-
тис высокого аэродинамического качества при М = 3; необходимо было |
лучить па крейсерском режиме аэродинамическое качество К-Су/Сл
менее шести. Для этого в 1962-196.3 гг. была разработана аэродипами-
жая компоновка с использованием тонкого треугольного крыла с боль-
»й стреловидное гыо но передней кромке (70° в центроплане и 60° на
соли) со специальной профилировкой и использованием конической
утки. Таким образом, в .значительном диапазоне скоростей полета ле-
тняя кромка была дозвуковой. Для уменьшения потерь аэродинамичес-
ю качества на продольную балансировку был также принят принцип
сныпения запаса продольной устойчивости для крейсерского режима и
имеисно переднее горизонтальное оперение. Основное продольное уп-
зление осуществлялось элевонами. Так как самолет был практически
юрежимным, ЦАГИ считал возможным использовать схему бесхвост]
с небольшим передним горизонтальным оперением для уравновешива
момента в длительном полете. Па этом самолете предполагалось так-
использовать статическую неустойчивость на дозвуковых скоростях
зета и интегральную систему управления. Было принято "пакетное”
положение четырех двигателей в гондоле под фюзеляжем. Разрабо-
тал профилировка гондолы давала дополнительное увеличение аэро]
гамического качестве! на сверхзвуковых скоростях. I
При создании самолета Т-4 (рис. 8) ЦАГИ проводился большой комти
:с исследований ио динамике, разработке системы управления, а также по
>аботке температурной прочности самолета па основных режимах полета,
вый почет самолет Т-4 совершил 22 августа 1972 г К сожалению, после
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
п полетов (около 10) с выходом на числа М* 1,7+1,8 финансирование
^абот по Т-4 было прекращено в 1973 г., хотя ЦАГИ предлагал перевести
исс тедования самолета в разряд экспериментальных pa6oi, которые дали бы
цепную информацию д,1я дальнейших исследований
Рис. 8. Сверхзвуковой дальний самолет Т-4 (“100”)
Успехи в развитии сверхзвуковой боевой авиации в 1950 1960 гг. со-
здали предпосылки для разработки сверхзвукового пассажирского само-
лета (СПС). Было весьма соблазнительно сократить в два с лишним раза
время перелета, а опыт, накопленный боевой авиацией, создавая основу
для решения вопросов безопасной эксплуатации такого самолета.
Исследования основных проблем связан пых с решением этой задачи,
были развернуты в СССР в начале 60-х годов по инициативе А.Н Туполева.
Обеспечение требуемых летно-технических характеристик (дальность
6500 км при 100-5-120 пассажирах с приемлемыми взлетно-посадочными
характеристиками) приводите к необходимости иметь при 2 т 2,2
значение аэродинамического качества /Стах»7,5 + 8, что было в 1,5-5-2
раза больше, чем у сверхзвуковых истребителей
Кроме того, полет на такую дальность в течение 2 + 3 часов пребыва-
ния на М = 2,0 потребовал исследований по обеспечению прочности кон
струкции при температуре примерно 100°С
Наконец, очень высокие требования предъявлялись к двигательной
Установке - это малые удельные расходы топлива на сверхзвуковом
крейсерском режиме, обеспечение регулирования расхода воздуха на
входе при минимуме аэродинамического сопротивления
Возникла потребность в изучении воздействия звукового удара па
Наземные сооружения и население, влияния выхлопа на озоновый
с'лой при полете на высотах 17-5-20 км. поиске средств уменьшения
°*УМа при взлете и т.п.
При создании первого СПС Ту-144 эти задачи подробно изучалис
учеными ЦАГИ, велись подробные обсуждения с ОКБ А,II Туполева
и с учеными других НИИ.
При создании Ту-144 были приняты два этапа работ. На первом эта
не был использован двигатель с форсажем на крейсерском режиме. Этот
двигатель нс мог обеспечить необходимые для требуемой дальности поте
га расходы топлива. Поэтому на нервом этапе дальность ограничивалась
W00-е 4500 км с последующим увеличением на втором этапе до 6500 км.
В результате исследований удалось на самолете Ту-144, выполнение]
по схеме “бесхвостка", обеспечить Ктах близкое к 8. Для этого было
принято греугольнос крыло, рассчитана оптимальная его форма в плане
(с изломом передней кромки) и особая профилировка крыла, составлен
пого из профилей малой относительной толщины - была применена таг
называемая пространственная деформация (кривизна) крыла.
Практически одновременно в Англии и Франции велась совместная ра-
бота но созданию аналогичного сверхзвукового пассажирского самолсп
“Конкорд" Ученые RAE и O5JERA, а также конструкторы двух фирм энер-
гично вели работы по изучению всех проблем, связанных с разработке
СПС. В то время было несколько встреч советских специалистов со специа-
листами Франции и Англии. При этом обсуждались только общие пробле-
мы , а детали и конкретные решения оставались закрытыми.
Создание и эксплуатация первых сверхзвуковых пассажирских
самолетов Ту-144 и 'Конкорд" являегся ценнейшим опытом для даль-
нейшего движения в этом направлении.
Работы по Ту-144 развернулись в начале 60-х годов, а первый его
полет состоялся 31 декабря 1968 г. - на 3 месяца раньше “Конкорда”.
В 1977 г. был оформлен сертификат на самолет с двигателями
НК-144, па котором начались пробные перевозки пассажиров на мар-
шруте Москва - Алма-Ата. Первые варианты двигателя НК-144 не
обеспечили на крейсерском режиме заданные расходы топлива. BwecJ
тс с тем расходы воздуха поставленного двигателя были меньше
расчетных, гак что воздухозаборники оказались псрсразмеренными,
что, естественно, создавало дополнительное сопротивление. Дальней
шис усилия ЦАГИ и ОКБ А Н. Туполева были направлены на созда-
ние Ту-144 второго этапа с бесфорсажпым двигателем РД 36 51П, со- j
здапным в ОКБ П.А Колесова. Работы по этому двигателю и его ус
тановке на Ту-144 были форсированы, и второй этап создания Ту-1^4
уже сулил получение заданной дальности.
В последнем варианте Ту-144 (рис. 9) прошел летные испытания в
конце 1981 г. Он мог перевозить 100 пассажиров на расстояние 6500 КМ
при нормируемом аварийном запасе топлива. При этом расход топлива
составлял примерно 100 г / (пасс.-км), а взлетный вес достигал 207 тс.
Ту-144 имел ряд прогрессивных технических нововведений, которые в
да.гьнейшем широко использовались в авиации. Так например, вся по-
верхность самолета, включая сложную форму крыла, имела отличную
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
малую волнистость и шероховатость, чго в значительной сгепе-
чивалось применением крупногабаритных панелей для обшивки.
гладк°сгт’
ни обеспе
Рис. 9. Сверхзвуковой пассажирский самолет ‘Гу-144
На самолете Ту-144 уже тогда была применена фактически дистанционная
система управления, в которой полпоходовые рулевые агрегаты отра-
батывали сигналы системы улучшения устойчивости и управляемости по
продольному и путевому каналу. Это дало возможность на некоторых ре-
жимах осуществлять полет при статической неустойчивости. Было введено
отклонение носка фюзеляжа при взлете и посадке для улучшение обзора.
Для продольной балансировки самолета на этих режимах использовалось
выдвижное переднее оперение для продольной балансировки самолета.
В 1982 г. самолеты Ту-144 с бесфорсажпыми двигателями Колесова
после государственных испытаний были подготовлены для эксплуата-
ционных испытаний. Однако в этот момент работы по введению самолета в
эксплуатацию в министерстве гражданской авиации были прекращены.
Следует указать, что катастрофа Ту-144 в Бурже во время выставки
по заключению аварийной комиссии не была связана с какими-либо тех-
ническими дефектами самолета.
Конкорд”, начав первые полеты несколько позже (21 марта 1969 г.),
более успешно прошел цикл летных испытаний и был принят в эксплу-
атацию в январе 1976 г. двумя авиакомпаниями “Эр Франс” и “Бритиш
Аэролайнс” с дотацией от правительства Франции и Великобритании.
Уровень топливной эффективности самолетов Ту-144 и “Конкорд
был примерно одинаков. Взлетный вес “Конкорда" 185 тс. он перевозил
100 пассажиров па дальность около 6200 км. Полная относительная весо-
вая отдача самолетов Ту-144 и “Конкорд” практически одинаковая. От-
личие во взлетных весах объясняется рядом конструктивных особеннос-
тей 1у-144, двигательной установки, оборудования и т.п.
В настоящее время в ЦАГИ и в различных фирмах и исследователь-
Ск»х организациях других стран идет предварительная проработка и об-
сУЖденис проблем, связанных с созданием сверхзвукового самолета вто-
рого поколения СПС-2.
Достижение высоких скоростей в авиации шло в какой-то степени зг
счет роста скоростей на взлетно-посадочных режимах и некоторого ухуд-
шения маневренных характеристик для истребителей В связи с этим бы.г
поставлен вопрос о необходимости улучшения взлетно-посадочных харак-
теристик самолетов и сокращения взлетно-посадочных дистанций.
В эти годы в ряде стран мира начались поиски возможных решений
этой проблемы. Решение указанной задачи виделось в двух направлениях.
Один путь - использование тяги двигателя Можно было пр г
большой тятовооруженности самолета, управляя вектором тяги, взле-
тать и садиться вертикально. Таким в конце 60-х годов был создан
дозвуковой самолет Як-36.
Как показали исследования ЦАГИ, принятый путь сокращения
взлетно-посадочной дистанции в то время оказался неприемлемым для
сверхзвукового самолета. Большие размеры двигательной установки
поворотными соплами создавали непреодолимое сопротивление при
переходе через скорость звука. Кроме того, вертикальный взлет и по-
садка "съедали” большую часть топлива.
В дальнейшем ЦЛГИ был исследован и предложен другой ком-
промиссный вариант компоновки такого самолета. Предлагалась
комбинированная силовая установка, состоящая из подъемно-мар-
шевого двигателя и подъемных двигателей. В этом случае вследствие
‘'чередования" миделей удавалось значительно уменьшить сопротив
ление (Як-38 и Як-41).
В начале 60-х годов был предложен вариант применения подъемных
двигателей в дополнение к основным на взлете с разбегом и на посадке
Таким путем, удавалось значительно сократить взлетно-посадочные дис-
танции. В ЦАГИ совместно с ОКБ А.И. Микояна и 11.0 Сухого были
проведены исследования компоновок опытных истребителей такой схе-
мы, которые были построены и испытаны в конце 60-х годов. Однакс
они не имели перспективы, так как нс решали вопроса улучшения манев-
ренных характеристик, а подъемные двигатели ухудшали весовую отдачу
самолета.
ЦЛГИ активно рекомендовал другой путь решения указанной про-
блемы - использование крыла изменяемой геометрии.
Исследования ЦЛГИ показали, что применяя малую стреловидность
крыла (10-5-15°) и большое удлинение при мощной механизации его,
можно значительно сократить взлетно-посадочные дистанции и умень-
шить скорости на этих режимах. Используя стреловидность 35-5-45°]
можно получить хорошие аэродинамические и маневренные характерис-
тики и высокое аэродинамическое качество на околозвуковых режимах
полета. Наконец, при стреловидности 60-г 75°, можно достигнуть боль-
ших сверхзвуковых скоростей полета при малом сопротивлении, эта же
конфигурация весьма благоприятна для полета на малых высотах при
больших приборных скоростях вследствие малых значений dCylda.. Та-
ким образом обеспечивалась miioi орежимность самолета.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Ветрегившиеся трудности при создании самолетов с крылом изме-
римой геометрии по линии устойчивости и управляемости были ус-
п пню решены, благодаря обнаруженному эффекту сохранения поло-
жения фокуса крыла при изменении угла стреловидности, если на нем
образовать наплыв в корневой части и расположить ось поворота
крыла в определенном месте наплыва
Рис. 10. Фронговой ударный самолет С изменяемой геометрией крыла Су-24 (фото
С. Скрынннкова)
Исследования, проведенные в ЦАГИ, привели к возможности создания
универсальной компоновки, дающей
Впервые эти результаты были
использованы ОКБ А.И. Микояна
при создании многоцелевого истре-
бителя МиГ-231 (первый полет -
апрель 1967 г.). Затем аналогичные
разработки были проведены ЦАГИ
совместно с ОКБ П.О. Сухого
Для фронтового ударного самолета
Су-24 (рис. 10).
В дальнейшем этот же прин-
цип был применен для разработ-
ки дальнего самолета с крылом
^Меняемой геометрии Ту-22М
(1970 г., рис. 11).
весьма благоприятные результаты.
Рис. И. Дальний самолет с изменяемой ico-
________ метрией крыла TV-22M3
Несколько раньше, но рекомендациям ЦЛ1 И совместно с ОКБ 11.0. Сухого была провс
‘fe,la опытная модификация Су 7 с использованием пошчютиых консолей крыла па части
l^Maxa (первый полег опытного С-22И состоялся в августе 1966 г ) Этот вариант, хотя и
Давал коренною решения, однако он позволил несколько улучшить взлетно-посадочные
^Мктеристикл самолета, который «. 1970 г. стал выпускаться в серии как Су-17.
Наконец, в середине 70-х годов основные идеи компоновки самолета
крылом изменяемой геометрии были заложены при создании стратегии
кого носителя Ту-160 (рис. 12). По сравнению с. Ту-22М размещение д|
гателей было выбрано более рациональным - под крылом. В этом слу^
значительно сокращалась длина каналов, однако возникали дополнит^
пыс грудноеги. связанные с ростом conpoiпиления, главным образом
счет ингерферепции с крылом.
Рис. 12. Ту-1С>0 - стратегический носитель с изменяемой геометрией крыла (фч
С Скрынникова)
Применительно к дальним и стратегическим носителям прсимущесга
крыла изменяемой геометрии на взлетно-посадочных режимах был
трансформировано в увеличение удельной нагрузки на крыло G/S
повышения дальности полета за счет увеличения веса топлива. |
Наиболее сложным требованием к стратегическому самолету в |
время было получение дальности 14000 ч-16000 км на дозвуковом рож пи
полете! с кратковременным выходом на сверхзвуковой режим.
Такое требование можно было выполнить лини» на многорежимна
самолете, г.е. при использовании изменяемой геометрии.
При создании самолетов с изменяемой геометрией очень г.ажни
роль играли вопросы устойчивости и управляемости. Приемлемые пил
тажиыс характеристики для всех конфигураций самолета удалось ”1
1учить лишь при введении ряда автоматических регуляторов в систем
управления, а в некоторых, более сложных случаях, были введены сщ
темы улучшения устойчивости и управляемости с ограничителями опя
пых режимов. I
Использование в системе управления автоматических средсл
улучшающих устойчивость и управляемость, повысило лстно-техничсс к!
характеристики самолета, уменьшило действующие ширузки и улучши!
пилотажные характеристики на всех режимах полета. Были показа™
возможности совмещенного управления, при котором комплектировала*!
система штурвальною управле1тя с автопилотом I
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В 70-х годах в ЦАГИ уже проводились исследования дистанционных
1СТСм управления с электрическими связями рычагов управления и ис-
1 гщитс'льных органов (бустеров с электрическим входом). В после-
П юпхис годы это направление получило широкое развитие. В 1978 г.
издал сборник работ но автоматизации управления, доложенных
на специальной конференции, посвященной данным вопросам.
В конце 60-х годов в ЦАГИ и в ряде ОКБ начались проработки и
изучение новых направлений в развитии боевой авиации.
Рассматривались различные варианты замены серийных фронтовых
истребителей МиГ-21 и МиГ-23. Проводились обсуждения на разных уров-
нях возможной модификации этих самолетов и их дальнейшего развития.
В связи со значительным прогрессом в двигателестроснии, к концу
60-х годов появилась возможность существенного увеличения тяговоору-
женности истребителей. Новые двигатели значительно улучшили весовые
характеристики, стало возможным рассматривать их удельную тягу, рав-
ную 8-е-Ю, улучшились расходы топлива (см. рис. 2 и 3). Указанное вы-
ше сделало реальной тяговооруженность истребителя на взлете, ранную
РОф/6пм = 1 и более, что давало возможность значительно улучшить его
маневренные характеристики.
В декабре 1970 г. было проведено специальное совещание но про-
блеме создания фронтового истребителя нового поколения с большой тя-
говооружешюстыо и высокими маневренными характеристиками.
В аэродинамике были открыты новые возможности значительного уве-
личения несущих свойств самолета при достаточно малом приращении со-
противления. Это новое направление исследований ЦАГИ основывалось на
рациональном исполыювапии специально индуцируемых вихрей на верхней
поверхности крыла, т.е. на “управлении” вихрями Образование этих вих
рей производилось за счет заостренных наплывов, расположенных в корне-
вой части крыла. Вторым фактором являлось использование отклоняемых
носков крыла, - их отклонение постепенно увеличивалось с ростом угла ата-
ки. Кроме того, использовалась "уплощенная" форма фюзеляжа, что увели-
чивало его вклад в подъемную силу и уменьшало дестабилизирующее влия-
ние на устойчивость нуги (уменьшались моменты при скольжении). Рас-
СМатриваемая аэродинамическая компоновка носила “интетральный” харак-
тер в части сочетания крыла с фюзеляжем.
Проводились также исследования аэродинамических характеристик
Моделей при наличии угловых скоростей по всем трем осям. В этих ис-
^•'1еДованиях, которые потребовали разработки специальной аппаратуры
'1Ля аэродинамических труб, были получены характеристики демпфиро-
' “Ия, а также выявлены эффекты нестационарное™ обтекания крыла и
пи?0 самолета- Наличие угловой скорости, совпадающей по знаку с увс-
’ ' ‘нием утла атаки, затягивало срыв и разрушение вихрей, ипдуцируе-
( Л кРт,тле и фюзеляже. При изменении направления движения
Й0Нака й ) возникал динамический гистерезис в обтекании, который ири-
'JH-ч к резким изменениям аэродинамических характеристик при пря-
мом и обратном движении самолета. Были выявлены также зоны пои
демпфирования и образования автоколебаний по крену, тангажу и pi
канию на больших углах атаки.
Проведенные исследования ио нестационарной аэродинамике нозволи
разработать математические модели явлений и определить ряд мероприят
по устранению вредного влияния указанных выше эффектов па пилотажу
характеристики и устойчивость.
Исследования всех этих новых факторов позволили построить К.
пепцию истребителей следующего поколения с большой тяговооруже
постыо, обладавших высокой маневренностью (см. рис. 13, 14 и 15). ;
Vj, ,.м с
300
200
МиЕД
Е-15
11 5 КМ !F 15С МиГ-
100
*F-
Л» * “ М11Г-23МЛ
F-4E
1960 1970 1980 Годы
Рис. 13. Изменение энергетической скороподъ-
емности сверхзвуковых истребителей
F-22
< eF-18
-----------------<“
ГМиГ-23МЛ
• И МиГ ЛС
F-4E
Рис. 14. Изменение максимальной
вившейся перегрузки истребителей
0 _
1960 1970 1980 Годы
Конкретные работы в ЦАГИ
этом направлении были начаты
ОКБ им. А И Микояна в 1969
рекомендации ЦАГИ были выл
ОКБ в 1972 г. В конце 1977 г. с
стоялся первый вылет онытн
легкого маневренного истребил
МиГ-29 (рис. 16) с двумя двигат
ми Р-33, которые обеспечивали н
сокую тяговооруженность. Он
поступать па вооружение с 1983 г
Одновременно с ОКБ ПОС
хого велась аналогичная работ
но созданию более тяжелого М
нейронного истребителя с дву
двигателями АЛ-31.
Однако вначале это ОКБ в компоновке крыла выбрало другой nj
На первых экземплярах Су-27 (шифр Г-10) было применено пеплос!
крыло с переменной стреловидностью по передней кромке с псболыш
МиГ-21С
800
600
400
200
1960 1970 1980 Годы
Рис 15 Сокращение длины разбега сверх-
звуковых истребителей
МиГ-25
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ом в корне (крыло оживальной формы). 11а этом крыле отсутст-
Напль1в [ изация передней кромки Су-27 произвел первый вылет в
ровала 11С'
Рис 16. Легкий маневренный истребитель МиГ-29 (фото С Скрыпникопа)
1977 г. Принятый вариант крыла оказался неудачным. Со стороны ЦАГИ
было выдвинуто предложение принять уже отработанную концепцию
трапециевидного крыла с корневым наплывом и с отклоняющимися нос-
ками. В результате всех дискуссий эта концепция была принята ОКБ.
Исследования в ЦАГИ всех вопросов по новой компоновке Су-27
проводились в основном в. 1978-1980 тт. Первый вылет этого варианта
был произведен в 1981 г. (рис. 17).
По результатам совместных проработок ЦАГИ и ОКБ на Су-27
были введены: дистанционное управление с системой улучшения ус-
тойчивости (СУУ), статическая неустойчивость на дозвуковых ско-
ростях, непрерывно нарастающее отклонение носков крыла но углу
атаки, заостренный наплыв на крыле и ряд других прогрессивных
Рутений.
Б начале летных испытаний Су-27 встретились трудности в обсс-
Псчении продольной устойчивости и управляемости самолета с листании
О11,|°й системой управления. Излишняя чувствительность продольного
Управления на больших скоростных напорах привела к катастрофической
Раскачке самолета.
Благодаря исследованиям динамики самолета с СУУ на стендах,
*Радеде1гным в ЦАГИ и ОКБ, был выявлен ряд новых принципиальных
й^Р°приятий по улучшению характеристик Су-27. Например, благодаря
Дению в систему дистанционного управления с СУУ специальных
Льтров, были получены вполне удовлетворительные пилотажные ха-
Теристики Су-27 на всех режимах.
После 1985 г. в процессе последующих работ ОКБ им. П.О. Сухою, у:
пол руководством Генерального конструктора М П. Симонова, дорабатьл
.пгеь конструкция и системы Су-27, создавались новые его модификации.
Рис. 17. Маневренный истребитель Су-27 (фото С. Скрынннкова)
Следует указать, что в США создание истребителя с большой тяго-
вооруженност ью Г-15 “Игл" было начато в 1969 г. и завершено в 1974 г.,
т.е. несколько раньше, чем в СССР. К 1984 г. их было поставлено в
ВВС, уже более 800. Однако этот самолет не имеет той совершенной
аэродинамики, которая была разработана совместно ЦАГИ и ОКБ и
обеспечивала высокие маневренные характеристики, значительно превос-
ходящие таковые у F-15. На самолете F-15 нет корневого наплыва, от-
клоняемых носков крыла, дистанционной системы управления, обеспечи-
вающей высокий уровень пилотажных характеристик Су-27 при малой
статической устойчивости и при статической неустойчивости, фюзетяж
F-15 имеет традиционную форму.
Лишь в последующие годы в середине 70-х годов в США были про-
ведены разработки прототипов легких истребителей F-16 и F-17, в кото-
рых были использованы близкие к нашим идеи (отклоняемые носки, на-
плывы). Серийный выпуск легких истребителей был начат: F-16 в
1978 г., a F-18 в 1982 г. Однако аэродинамика этих истребителей США,
а также летно-технические характеристики, как показывает опыт и оцеИ'
ка зарубежных экспертов, уступают этим данным самолета МиГ-29.
Таким образом, разработка F-16, F-18 и МиГ-29 велась практически
одновременно, а серийный выпуск легких истребителей начался нескоЛЬ’
ко раньше в США.
На новых советских маневренных истребителях были примсисНД
очень удачные компоновки мотогопдол для двух двигателей, разработан'
пые в ЦАГИ совместно с ОКБ. Воздухозаборники обеспечивали ффсК
тивное торможение потока при хорошей его равномерности в больше!
диапазоне чисел М и углов атаки. Специальные исследования иоказ&Я
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
что условия на входе обеспечивают работоспособность двигателя прак-
тически при любых положительных углах атаки.
Следует указать, что на самолете Су-27 впервые в полете был осущес-
твлен новый вид маневра - динамический выход на большие закри-
гическис углы атаки (а 2 90°), который впервые был публично продемон
стрироиан на Парижском салоне летчиком-испытателем 13. Г Пугачевым в
1989 г. и там получил название "Кобра Пугачева”. Исследования полета
па закритичсских углах атаки были начаты еще в 1980 г. до публикации
зарубежных работ на эту тему (например, работы Хербста) Предвари
тельные исследования возможности маневра тина “Кобра” были проведены
и ЦАГИ в конце 198G г. и в следующем году доложены на научной конфе
реннин. Эти проработки и первые испытания в полете, после проведенного
в НАГИ полуиагурного моделирования с летчиком, производились уже
при активном участии ОКБ им. П.О. Сухого и ЛИИ. Аналогичные иссле-
дования были проведены в ЛИИ и ОКБ им. А И. Микояна па летающей
модели МиГ-29. Летные испытания завершились удачным апробированием
этого маневра, а его последующая демонстрация на салопе в Париже в
1989 г. вызвала всеобщую сенсацию.
Маневренные истребители МиГ-29 и Су-27 демонстрировались на за-
рубежных выставках, а также на показательных полетах в ряде стран.
Рассматривая работы по боевым самолетам необходимо отметить
возросшую роль автоматизации управления при обеспечении устойчи-
вости, управляемости и боевой эффективности. Развитие этих исследова-
ний в ЦАГИ началось в 50-х годах.
Как уже указывалось выше, основа автоматизации была создана введе-
нием необратимого бустерного управления для всех органов управления.
Следующий шаг в развитии систем управления: введение некоторых
элементов автоматизации, таких как демпферы колебаний, регуляторы
загрузки усилий, регуляторы передаточных чисел.
Наконец па современном этапе наличие гидравлических приводов с
электрическим входом, наличие аналоговых и цифровых вычислителей
позволило ЦАГИ на основе проведенных исследований рекомендовать
более совершенные электродистанционные системы управления с алго-
ритмами управления, обеспечивающими удовлетворительные пилотажные
характеристики па всех режимах полета, даже при статической (момент-
ной) неустойчивости самолета. Впервые прототипы дистанционных сис-
тем управления были введены еще на Т-4 и Ту-144, а затем в полной ме-
ре реализованы па самолетах Су-27, Ту-160, Ан-124.
В этот период в ЦАГИ были развернуты работы но изучению упру-
1йх колебаний самолета с дистанционной и автоматической системой уп-
равления. Были разработаны теоретические методы исследования устой-
чивости упругих колебаний, разработаны экспериментальные методы оп-
ределения динамических характеристик приводов органов правления и
передаточных функций, описывающих колебания упругого самолета I
системой управления.
Помимо фундаментальных экспериментальных исследований в фор|
мировании облика самолетов нового поколения, их аэродинамики, прсй|
пости и динамики, большую роль последние 15-20 лет в ЦАГИ стали ин
рать расчетные методы и методы моделирования с использованием ЭВМ,
Для сверхзвуковых скоростей были созданы надежные программа
расчета аэродинамических характеристик крыльев, фюзеляжа, оперений
и всей компоновке самолета в целом.
Несколько позже такие же работы были проведены применится^
но к трансзвуковым скоростям полета. Были созданы системы автома-
тизации проектирования самолетов различного назначения, который
широко внедрялись в 80-е годы в ОКБ, оснастившиеся в 70-80-х го-
дах совершенными ЭВМ.
Расчетные методы, методы пересчета ог прототипа, по которому еся
экспериментальный материал, создавали фундамент для достаточно дос-
товерного широкого просмотра большого числа вариантов и для поиска и
отбора лучшего из них.
В монографии использованы материалы многочисленных эксперимен-
тальных, теоретических и расчетных исследований, проведенных ученым!
ЦАГИ за большой период от сороковых до девяностых годов. Руководим
этими исследованиями по тематическим направлениям, освещаемым в дан-
ной книге, в указанный период осуществлялось заместителями начальника
ЦАГИ по аэродинамике академиками С.А. Христиановичсм (1940-1954 гг.),
В.В. Струминским (1954-1962 гг.) и ГС Бюшгспсом (1961-1991 гг.) Рабо-
тами в области теоретических исследований в тот период руководи.™ акаде-
мик А А. Дородницын и член-коррсспондент В. В. Сычев, а в области аэро-
динамики силовых установок профессора Л.А. Симонов и А.В Николаев-
Этими учеными внесен большой вклад в формирование основных направле-
нии исследований ЦАГИ и получен ряд важных результатов но аэродинами-
ке сверхзвуковых самолетов.
Следует отметить большую роль в развитии аэродинамики сверхзвуко-
вых самолетов руководителей ЦАГИ А.И Макаровского (начальник ИН'
ститута в 1953-1960 гг.), В М. Мясищева (1960-1967 гг ) и Г.П. Свитисвч
(1967—1989 гг.). Общая координация работ, осуществляемая руководите-
лями ЦАГИ, организация строительства необходимой экспериментальной
базы, творческая связь с конструкторскими бюро играли большую роль Ч
успешном развитии работ по рассматриваемой тематике ЦАГИ
Настоящая монография имеет следующую структуру.
В первых семи главах содержится изложение материалов но аэроДШ
намикс сверхзвуковых самолетов с крыльями различных форм в план!
(прямых, стреловидных и треугольных крыльев, крыльев изменяемой
геометрии и крыльев сложной формы), по аэродинамике органов управ
ления, воздухозаборников, сопл и фюзеляжей.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Главы 8-15 посвящены вопросам обеспечения vr™-
ляемостл сверхзвуковых самолетов. В этой части If4HROCnr и управ-
новные требования, структуры систем управ тешш «™ТрМа10ТСЯ ос’
улучшения устойчивости и управляемости (СУУ) р. Ючая система
обеспечения устойчивости по всем каналам управления^вкТЛТ МСТ°ДЬ
чивость пространственных сложных движений Покачав И УСТ0*
связь аэродинамических характеристик свепх^Д» °Рганическая
структурой и параметрами его системы управления 7рГ° <самолета <*
анализа устойчивости и управляемости. Р Я‘ ^а,‘ °бзор Мет°Д01
Заключительные главы 16—18 со.тпп^.т .
СодеРжат методики оценки летно-
технических характеристик самолета, характеристик маневренности
Показаны основные закономерности их изменения в зависимости оч
основных параметров сверхзвукового самолета. Приведены сообвлже
ния по оптимизации параметров и дана .методика выбора основных
параметров самолета.
При написании монографии авторы избегали приводить детальные
выводы формул и различного рода соотношений.
В монографии не рассматривались вопросы, связанные с целевых
применением сверхзвуковых самолетов, так как это является специаль-
ной областью и потребовало бы анализа многих дополнительных аспек-
тов, выходящих за рамки поставленной авторами задачи
2*
Глава 1
ОСНОВНЫЕ МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК
1.1. Общий обзор расчетных методов
Применение ЭВМ полностью изменило состояние расчетных исследо
ваний в аэродинамике в последние десятилетия. Оно открыло широки
возможности “доведения до числа” как аналитических методов, так и мето-
дов численного решения уравнений теоретической аэродинамики. Хорони
известны достигнутые за эго время успехи. И все же, несмотря на большое
число работ, расчетные исследования аэродинамики пока не стали оспой
ным средством проектирования самолетов. С одной стороны, такое нолей
жение связано с многообразием явлений, возникающих при обтекании
сверхзвуковых самолетов во всем обширном диапазоне их применения -
обтекание сложных пространственных форм несжимаемым и сжимаемы!
газом, существенные нелинейности сверхзвукового обтекания, взаимодей
ствия ударных воли, влияние вязкости, явления при больших углах атаи
Рис 111. Классификация полей тече-
ния па стороне разрежения для тошенх
треугольных крыльев с острыми перед-
ними кромками (11- Светлые значки
«ютаетстпутот наличию скачка уплотне-
ния, зачерненные - его отсутствию; 1 -
<м-циипые и вторичные вихри, 2 - мест-
ные зоны счрына, 3 - отрыв потока,
иплупиропанныи скачками, 1 - присое
лиисппый поток; ах и Мх - угол знаки
и число Маха, взятью но норма, ш к
тах-мией коомке
и многое другое, еще непонятое и иеизу
чеппое. К тому же и непрерывное pal
витие аэродинамики самолетов ставит
новые задачи перед аэродинамической
теорией и предъявляет все новые требе!
вапия к расчетным методам Сложность
возникающих задач иллюстрируется
рис. 1.1.1 и 1.1.2, па которых показаны
возможные виды полей течения на сто-
роне разрежения тонких треугольных
крыльев с острой прямолинейной пере-
дней кромкой. Числа М и углы атак!
измеряют в сечениях, нормальных к пе.
родней кромке. Очевидно, что большая
доля усилий направляется на исследова-
ние отдельных частных проблем аэро*
динамики самолета и создание методе*
расчета его элементов
С другой стороны, существую! вну
1ренние проблемы вычислительной аэро
динамики. Есть принципиальная разниц
в получении численных результатов npi
решении аналитических и краевых за
дач. Точность получения первых в при
нятых при решении приближениях опрс
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
7СЯ только машинной точностью и,
?Хмоясно. структурой программы.
решение краевых задач, помимо раз-
аб и физической и математической мо-
чстей, включает в себя еще и дискретиза-
JOiK) задачи, го. переход от соотношений,
описывающих непрерывную (в смысле
континуума) среду и непрерывные крае-
ыс условия, к алгебраическим, как пра-
вило линейным, соотношениям, связываю-
ач.
40“ -
30“ -
20’ -
10’ -
О
Рис. 1.1.2. Классификация полей те-
чения на стороне разрежения д.тя
толстых треугольных крыльев с ост-
рыми передними кромками [2]: / -
область скачка в районе осевой линии
крыла; 2,3 - отрыв потока на пере-
дней кромке 4 - отрыв потока С об-
разованием скачка уилогнсиия; 5
отрыв потока нпдуттпропанный
скачком; 6 отрыв потока на пере-
дней кромке с. образованием скачка
уплотнения; 7 - граница Стэпбрука-
Сквайра, о\ и Му - угол атаки и
число Маха, взятые по нормали к иг-
редней кромке
щим параметры течения в отдельных точ-
ках выбранной в ноле течения сетки, а за-
тем решение повлеченной системы уравне-
ний относительно неизвестных парамет-
ров. Успех полученного решения определ-
яется выбором сетки, выбором уравнений,
связывающих параметры в дискретных
точках, и выбором метода решения. В ря-
де случаев применение неудачной расчет-
ной схемы может совсем не дать решения
вследствие его неустойчивости Добавляя
сюда ограниченную (машинную) точность
вычислений, приходим к выводу, что про-
цесс решения краевой задачи сопряжен с
появлением значите.тьного числа источни-
ков погрешностей, которые влияют на точ-
ность выполнения соотношений как явно используемых в методе решения,
так и явно в него нс входящих. Нарушение этих соотношений означает изме-
нение свойств среды ио сравнению с изначально заложенными в расчет.
Всякая погрешность, в том числе и локальная, приводит к подмене среды.
Вследствие этого в рассчитываемом поле течения могут появляться фиктив-
ные черты, не присущие действительной физической картине течения, и
пропадать особенности реальною течения. Причем, вследствие нелинейности
исходных уравнений, локальные возмущения среды могут проявляться в ви-
возмущений областей ниже по потоку; здесь достаточно напомнил», на-
пример, об энтропийных слоях или о вихревых образованиях. Не слишком
преувеличивая, можно утверждать, что каждый раз ЭВМ решает задачу о
ении некой своей среды, явно и неявно определяемой не только исходны-
Ми Уравнениями задачи, но и программными и аппаратными средствами ре-
‘Уения, и если не проводить проверку расчета, от задачи, которую наме-
тались решит!», в ряде случаев останется лишь название.
изложенного следует, что для получения надежного результата
Ст ’ ХХоДИма его проверка. По ряду причин основным средством проверки
г 411 кисленный эксперимент" и последующее сравнение его результа-
с аэродинамическим экспериментом, аналитическими решениями или
другими расчетами. Отсюда ясно то место, которое занимает численный
эксперимент в развитии численных методов, и связь развития этих мето]
дон с общим состоянием аэродинамических исследований.
Численные методы, как правило создаются под решение конкретно^
задачи, и их точность определяется но характеристикам, представляющим
интерес в рассматриваемой задаче. В качестве таких характеристик часто
используют силовые воздействия на обтекаемое тело и распределение дав-,
ления на теле, реже — распределение скоростей в выделенной области
Неявные величины, т.е. ие входящие явным образом в решаемые соигно
тения метода как правило, не используют. Хорошо зарекомендовавший
себя метод сохранит свою точность при решении близких задач тою
класса, ио при изменении этих условий может потребоваться адаптация
метола с новыми проверками и подгонками точности. Стремление к повьц
шению эффективности расчетных методов и охвату все новых задач обуя
лавливает наблюдаемое обилие методов и вместе с гем служит источником
материала для теоретических обобщений вычислительной математики.
Понятие эффективности расчета включает в себя и время, потребное
для его выполнения. По существу это время делит все методы расчета)
применяемые в аэродинамике, на две труппы — методы, практически
пригодные для проведения массовых расчетов, и методы, ис.пользуемЯ
для решения отдельных исследовательских задач. Граница между ним*
условна и зависит от состояния вычислительной техники, тем нс менв
она всегда существует и определяет уровень использования вычислитель-
ной аэродинамики в практике самолетостроения
В своей основе теоретическая аэродинамика предлагает для и» поль-
зования в численных расчетах несколько типов уравнений. Различие
между ними определяется ограничивающими наложенными условиями и.
соответственно, более или менее полным охватом явлений в течении
Наиболее полную информацию о движении газа, в принципе, может
дать решение уравнений Навье —Стокса, которые в стационарном случае
можно записать в виде
Fx+G +U = Действию молекулярной и турбулентной
у ' вязкости и теплопроводности,
здесь подстрочные индексы обозначают дифференцирование по соответл
ствующим координатам, a F G U представляют собой матрицы-столбцы
pu
ри2 --р pwn puw
F = put , G - 2 p’’’ - p . U = pea1
putw ptw pa “ + p
puff p " p« H
Такая форма записи включает в себя уравнения неразрывности, m
пульса и энергии Для замыкания системы к (1) добавляется тсрмичссК'
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
оо [риис состояния р - р/?Т и калорическое уравнение состояния в
d!op>te Л - ^/(ж 1)Р.Я = Л + («2 + г.'2*г^) 2.
4 Ес in взять для решения при дискретизации в области по 100 узло-
вых точек вдоль каждой координатной оси. то всего в области получим
10й узловых точек и каждый и элементов матриц F, G, U будет, в свою
очередь, матрицей порядка 10«. а число содержащихся в каждой из них
емеитов будет 1О'< Обычно в расчетах количество узлов вдоль каждой
координатной оси равно нескольким десяткам. Хотя матрицы получаются
разреженными вследствие того, что на каждый узел влияют узлы только
из непосредственной его окрестности, они остаются в достаточной степе-
ни г омоздкими. Определенные проблемы связаны и с постановкой крае-
вых условий на границах области счета.
Следует отметить, что при расчете обтекания сверхзвуковых самоле-
тов течение имеет существенно пространственный характер, и решение
двумерных задач не имеет того значения, как, например для крыльев
большого удлинения Поэтому случаи сведения задач к двумерным на-
много более редки.
Задача расчета упрощается, если не учитывать влияние вязкости. Тогда
из уравнений Павье Стокса (1) получаются уравнения Эйлера идеальной
жидкости. В общем случае решать их проще, чем уравнения Навье—Стокса,
вследствие того, что не нужно вычистить члены в правой части. Можно
также во многих случаях отбросить уравнение для энергии, заменив его со-
отношением Н - const. Существенное упрощение получается в случае сверх-
звукового течения вдоль одной из осей координат. Тогда течение в любой
плоскости, перпендикулярной к этой оси не зависит от течения ниже по
оси. и можно рассчитывать течение но слоям последовательно сверху вниз
по течешпо (так называемый “маршевый метод”). Кроме того в последнем
случае область расчета ограничивается естественным образом. В шяние вяз-
кости можно учитывать расчетом пшраничиого слоя.
С лсдующее упрощение может быть получено из уравнения Эйлера для
безвихревых течений. Практически — это случай, когда энтропия вдоль
качков уплотнения не меняется или ее изменением можно пренебречь,
например, в слабых скачках. Тогда можно ввести потенциал скорости
производи ле которого по переменным координат дают соответствующие
сбавляющие скорости, и вместо пяти дифференциальных уравнений, как
' получаем лишь одно — полное уравнение для потенциала
(а2 - <|2 )Ф гг + (с2 - о2 + (л2 - ф2)ф„ - 2ф.гфуфул. -
- 2ф;уфгфуг = О,
где л
“ - скорость звука
УравцГНОс11тельно этого 2 равнения также праведливо все сказанное об
юниц (1) в связи с его дискретизацией и о решении маршевым мето-
ДОМ Уравнения Эй аера
Дальнейшее упрощение можно получить для тел вносящих малья
возмущения в ноток — это тонкие тела под малыми углами атаки. Счед
тая, что сносятся малые возмущения относительно набегающего потока
и пренебрегая малыми величинами в (2), приходим к линеаризировав
ному уравнению для потенциала возмущений-
(1 - фгг <- ф^ f ф„ = 0, (3)
где Мо — число Маха набегающего потока. Его решение можно искать в
виде линейной комбинации элементарных решений уравнения. Раз!
деляется решение и для различных краевых условий, в частности дед
решения задач о влиянии толщины и угла атаки Для того чтобы nafiit
решение поставленной краевой задачи, но поверхности тела или внутри
нею задается распределение источников и стоков (в задаче с толщиной!
в вихрей или динолей (в задаче для угла атаки с интенсивностью, onpJ
деляемой в ходе решения задачи). Скорости в поле течения выражаются
в виде интегралов по поверхности с заданным распределением особенное!
тсн, а интенсивность особенностей находится из условий, выражающих
выполнение краевых условий непротекания в выбранных точках на по-
верхности тела. Таким образом, задача в этом случае сводится к peine!
пню ипгетрального уравнения. Распределение особенностей выбирают та!
ким, чтобы неизвестные интенсивности оказались коэффициентами при
интегралах, интегралы вычисляют и получают систему линейных алге!
браическпх уравнений относительно неизвестных.
Если распределение особенностей задастся по заданным небольшие
площадкам (панелям) на поверхности тела, изложенный метод решения
задачи носит название панельного метода. Для решения задачи с углем
атаки панельный метод, в частности, может быть построен непосредст-
венно относительно перепада давления на папе ш В зависимости от того*
больше или меньше единицы число Мо, получаем различные функиаЧ
в тияния одной панели на другую. При сверхзвуковом обтекании расчет
Производится быстрее вследствие того, что точки тежащие ниже по по-
току, не оказывают влияния на точки, лежащие выше Однако наиболее
принципиальное сокращение времени счета в этом методе нолучаегсЯ
вследствие того, что неизвестные, определяющие решение задачи, pacnoj
ложены на поверхности, а по в пространстве.
Изложенный подход к решению задачи может служить пллюстрв
цией тех ‘подводных камней”, которые таятся в численном решении ",а1
дач Так, если при решении задачи дозвукового обтекания располагать
особенности внутри поверхности тела, а выполнения условий нет р теКЭВ
ния требовать на самой поверхности, то при относительно небол ышЖ
числе точек, в которых выполняется условие ненротекания (контрольные
точек), можно полущить вполне гладкое решение описанным методом
Естественно ожидать, что при увеличении числа контрольных точен
должна увеличиваться точность решения. Однако, начиная с некоторойI
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
точек, решение принимает колебательный характер, не имеющий
41 о обшето с физическим решением, и сохраняет его при дальнейшем
,11^чичеиии числа контрольных точек Так прояв лястся в этом случае не-
’VBf тектная постановка задачи для интегрального уравнения, и для полу-
К ‘пня приемлемого решения нужно прибегать к использованию специаль-
ных методов решения некорректных задач для интегральных уравнений.
[инсаризованнос уравнение для потенциала возмущений применя-
ется ття расчетов в диапазоне чисел Мо = 2,5+3. При больших числах
yj слишком мал диапазон углов атаки или толщин, в котором по-
дучается приемлемое решение Неприемлемое решение получается и в
области чисел Мо около единицы, здесь действуют другие оценки отбра-
сываемых членов.
Если положить в уравнении (2) скорость звука равной бесконечноеги
подучим уравнение для несжимаемой жидкости — уравнение Лапласа.
Ф.гл + Фуг/ - Фгг = 0. (4)
Это уравнение, в отличие от уравнения (3), линейное но своей сути без
дополни тельных предположений о порядках величин параметров течения.
Такую же форму уравнения получим, если положить в уравнении (3) число
Маха Мо - 0. Здесь нс будем останавливаться на многочисленных методах
решения уравнения (4). Отметим только, что к нему применим и метод осо-
бенностей, указанный в связи с численным решением уравнения (3).
Можно свести уравнение (3) к виду (4), если использовать преобра-
зование П рандт ля — Глауэрта:
*1 = */Р- Vi = //. <1 = р = 7'1 - Мо
(5)
Оно позволяет свести задачу обтекания сжимаемой жидкостью, когда
отсутствуют сверхзвуковые зоны течения, к задаче обтекания нссжимас
мой жидкостью измененного тела
Наконец, последнее упрощение уравнения (4) или (3) получается
Дя гол, вытянутых вдоль продольной оси, или при числах Мо - 1, тогда
первый член в (4) и (3) выпадает и остается уравнение
Фугу + Фгг = 0 (6)
Метод решения задач аэродинамики, основанный на решении этого
1 авнення называют методом плоских сечений для тонких тел — течение в
и плоскости, поперечной к продольной оси, не зависит от течения в со-
и плоскостях. С его помощью было получено решение разнообразных
ач обтекания с испотьзованием методов теории функций комплексного
та< ИуС11Н°1Т> в 1о вРе-чя, когда ЭВМ только входити в практику расчетов
аиримср, как интерференция крыла с фюзе.тяжем или определение
jjpj °Сти зависимости Cyft(u) = лХа/2 для крыльев очень малого удлинения,
части *ЦаЯ Э 04 мегоДУ определенная ограниченность, приводящая, в
:ти, к тому, что решение теряет точность по мере удаления от про-
дольной оси тела, а зависимость от числа М совсем выпадает, искупается
простотой его использования Широкое применение метод нашел в аэроЫ
цамикс управляемых снарядов 131. но его возможности практического и«
пользования не исчерпываются юлько этим классом летательных аппаратов.
После появления ЭВМ этот метод использовался в соединении с мя
тодом дискретных вихрей для расчета вихревых систем, возникающих на
фюзеляжах, крыльях и наплывах с большими углами стреловидности и
их комбинациях, обтекаемых под большими углами атаки. Метод дис4
кретных вихрей имеет свои сложности, связанные с тем, что явления об,
раэования завихренных областей моделируются введением в ноток ст*
дельных вихрей, при этом наличие областей завихренности и места схода
вихрей постулируются; при малом числе вводимых вихрей они плохо
моделируют вихревые области, а при большом их числе значительно
возрастают вычислительные трудности, связанные с отслеживанием nrJ
ведения вихрей. Тем не менее, при выдерживании надлежащих условий
получаются вполне удовлетворительные количественные результаты и,
что в ряде случаев имеет большой интерес, получается качестве иное
представление картины течения.
Хронологически применение численных методов к решению задач
аэродинамики развивалось от простого к сложному в порядке, обратном
изложенному выше процессу упрощения уравнений от (1) к (6). Анали-
тическое решение отдельных линеаризированных задач, например, в тео-
рии крыла, было получено примерно в то же время, что и решения задач
для уравнения (6), или даже несколько раньше [41. Однако пик разви-
тия численных методов для уравнения (3) пришелся на период с коим
60-х до начала 80-х годов. В это время были созданы методы, позволя-
ющие рассчитывать полную конфигурацию самолета при обтекании era
дозвуковым и сверхзвуковым потоком. Эти методы позволяют получать
суммарные и распределенные характеристики самолета, а также no.w
скоростей вокруг него. Наиболее распространенным стал панельный меч
тод в различных ею формах. Точность расчетов но линейной теории в об
шем составляет 5 4-10%. Во м потом она определяется неучитываемыми
эффектами вязкости, такими как отрывы пограничного слоя, и влиянием
нелинейности. Точность получается более высокой при определении подъемН
ной силы, когда складываются воздействия на верхнюю и нижнюю по"
верхности летательного аппарата, становится меньше, для характеристик!
связанных с распределенными нагрузками, и еще меньше для волновога
сопротивления, когда воздействия на лобовую и хвостовую части новерХа
ности аппарата вычитаются — здесь существующие в реальности отклоч
нения от линейной теории сказываются больше. Точность резко адает!
когда прямые линии, характеризующис геометрию летательного auiiapai
та, совпадают с линиями Маха. В большой степени точность расчета зИ
висит от выбора числа панелей и их распределения по поверхности лета|
тельного аппарата. В общем случае число панелей составляет по крайняя
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
-f«ei по крайней мере несколько сотен. Необходимость исподьзова-
сГаВ большого числа панелей превращает подготовку геометрических дан-
д7Я расчета в стадию, требующую много времени и аккуратности.
НЬ1 7[;1я проведения массовых расчетов с вариацией конфигурации на
нпшх этапах проектирования в задаче о влиянии угла атаки более прак-
тичным становится использование плоско-пространственной геомстричес-
гой схемы, когда пространственные элементы поверхности летательного
шпарата заменяются плоскими, лежащими в средних плоскостях соот-
ветствующих элементов параллельно продольной оси аппарата [5].
Влияние вязкости в наиболее простом приближении можно учесть по
по люй омываемой поверхности летательного аппарата, взяв для коэффи-
циента трения его значение на пластине.
Линейная геория в настоящее время служит основным средством рас-
чета аэродинамических характеристик самолетов вследствие тех возмож-
ностей которые, она предоставляет как в отношении получаемых резуль-
татов, так и в отношении простоты их получения.
Программы, составленные в ЦАГИ на основе панельного метода, позво-
ляют рассчитывать не только аэродинамические характеристики самолета,
но и влияние на них упругости конструкции. Так на рис. 1.1.3 показаны ти-
пичные относительные изменения аэродинамических характеристик, обус-
ловленные упругостью самолета (программа Д.Д. Евсеева, А.С. Тимонина).
Область применения линейной теории может быть расширена введе-
нием в нес нелинейных поправок. На больших углах атаки, например,
это делается соединением линейной теории с методом дискретных вих-
рей. описанным выше.
Приемлемые времена счета при решении трехмерных задач обтекания
полной конфигурации самолета получаются также в случае решения урав-
нений Эйлера для полностью сверхзвукового обтекания. Решение может
быть получено, например, адаптацией метода предиктор-корректор Мак-
1 рмака к расчету’ самолетных конфигураций, и дает суммарные и раенре-
Де.теннь1е характеристики самолета. Подготовка исходных геометрических
Дангтых и в этом случае требует много времени и аккуратности, поэтому
М ’1,5
обусловленные
Р,,с 1 1 ч п
mpvr ’ относительные изменения аэродинамических характеристик
- °пью конструкции, н яаиисимости от скоростного напора
получение такого численного решения оправдано на более продвинул
стадиях проектирования. Па рис. 1.1.4 приведены результаты расчета
программе, разработанной в ЦАГИ на основе метода Мак-Кормака [6]. '
Рис 1.1.4. Расчет аэродинамических характеристик по прейрамме, описатпюй в |6] I
Определенные сложности представляет получение внутренних ударньи
волн течения. Есть два способа численного нахождения ударных волн J
улавливание “размазанных" по узлам сетки ударных волн, получаемы!1
непосредственно в процессе общего решения как областей с большими ip*
диеитамп параметров, и их выделение с помощью специальных приеме
вычислений. При этом для параметров течения на “скачке” могут по bi*
подняться соотношения Гюгонио, и в связи с этим неточно определяются
как положение ударных воли, так и параметры газа за ними. Выделение
ударных волн существенно увеличивает время счета и при сложной конфи«|
гурации ударных волн становится очень затруднительным. Кроме тог«
ряд численных методов, в том числе и метод Мак-Кормака, приводит I
появлению колебаний вычисленных значений параметров перед скачком и
за ним Обычно с пх существованием просто мирятся или же вводят спе-
циальные операторы сглаживания.
Численное решение уравнений Эйлера в общем случае проходит
только на суперЭВМ. В связи с этим решение уравнений Эйлера при об-
текании потоком с дозвуковыми скоростями проводится в большей -тепе-
ни для задач, связанных с исследованиями обтекания отдельных элемен-
тов летательных аппаратов. |
Линейная теория позволяет получить решение для нижнего диапазон»
сверхзвуковых скоростей. Можно получить решение, более простое, чеМ
решение полных уравнений Эйлера, “сверху” (для больших чисел Маха)!
если воспользоваться методом, разработанным в ЦАГИ для расчета гтшерз-
нуковьгх течений [7J. Как оказалось, область епт применимости может быт»
снижена до числа М ~ 2. Метод основан на предложенной А. А. ИлыошинвВ
нестационарной аналогии (гинерзвуковой закон плоских сечений), в когорэ!
рассматривается нестационарное течение в плоскости, движущейся вдоЛ1
тела с постоянной гиперзвуковой скоростью, равной скорости na6ei ающс<в
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Смешение вдоль тела здесь играет роль времени. Угол атаки тела
считается небольшим, а само тело тонким. На большие углы атаки
йР” ' сятков градусов) аналогия была распространена В.В. Сычовым. Дву
д движение в плоскости рассчитывается численным методом
‘чСрНготунова. Помимо возможности расчета сложных форм (рис. 1.1.5),
С чтоже1П1ЫЙ метод расчета имеет то преимущество, что исключается
'^-чайное появление дозвуковых скоростей, приводящее к сбоям в счете при
С 'пользовании маршевых методов. Наличие больших дозвуковых зон трсбу-
,U специального рассмотрения, возможно, способом локальных поправок, а
псботыпие дозвуковые зоны, если они несущественны, просто игнорируют-
ся При гиперзвуковых скоростях явления на стороне разрежения тела, об-
текаемого пол большими углами атаки, существенного вклада в силовые воз-
теиствия не вносят, поэтому оправдано принятое гиперзвуковое рассмот-
рение обтекания без учета деталей течения па подветренной стороне для уп-
рощенного расчета обтекания самолета.
Влияние вязкости может вводиться в расчет либо через введение по-
граничного слоя, либо решением уравнений Навье —Стокса. Существуют
методы численного решения задач для трехмерного пограничного слоя,
которые позволяют в целом получать расчет течения с влиянием вязкости
быстрее, чем с использованием уравнений Павье -Стокса. Однако слож
пость геометрических форм самолета, многообразие аэродинамических
явлений при его обтекании, таких, например, как отрывы, взаимодей-
ствие пограничного слоя со скачками уплотнения, переход ламинарного
слоя в турбулентный, трудности построения взаимодействия погранично-
го слоя с внешним невязким потоком, в сильной степени осложняют рас-
чет полною самолета. Остаются и общие вопросы построения моделей
турбулентности. Поэтому подобные расчеты проводятся, в основном, для
относительно простых геометрических форм и для элементов самолета. В
этих случаях иногда можно даже обойтись без суперЭВМ.
В отношении численных решений полных уравнений Навье Стою
пока остается справедливой сдержанная оценка возможностей использован}
полных уравнешгй Навье —Стокса в качестве практического метода чи
ленного решения задач обтекания, сделанная несколько лет назад [9]. [<•
правило, рассматриваются различные упрощенные формы уравнений Ц
вье - Стокса, но даже и для них остаются многие из трудностей, уном:
нутых в связи с решением уравнений noipainriHoro стоя. К ним добавляю
ся еше и сложности решения уравнений. Неоспоримым преимущество
уравнений Навье —Стокса яв^тястся ю. что они могут дать падежную основ
решения задачи, и такие явления, как отрывы, вихревые образования, дол
жны получаться из них ‘'сами собой”. Тем не менее, выявить характерца
особенности сечения в численном решении — :?адача далеко не простая. Си
сюда следует и преимущественное применение уравнений Навье—Стокс]
лишь в области численного исследования отдельных видов течений и свя
данных с ними внутренних задач численной аэродинамики. Помпы
гочисленные примеры численного решения задач для самолетов лишь под-
тверждают общую тенденцию, хотя и являются обнадежтгвающими.
Существует определенная конкуренция между подходами к решению
самолетных задач, основанными на использовании уравнений погранич-
ного слоя и уравнений Навье —Стокса. Наряду с этим можно привеЯ
примеры взаимодополнения результатов различных подходов. Остана
вимся в качестве иллюстрации общего положения па расчете течений ирг
больших углах атаки. I
Эксперимент показывает три типичных формы отрыва на болыша
углах атаки при дозвуковых скоростях в зависимости or угла стрсловид
ности передней кромки крыла: при большом угле стреловидности проис
ходит замкнутый отрыв с образованием вихря вдоль передней кромки; за
крыльях умеренного удлинения, близких к прямым, происходит откры-
тый отрыв сложной пространственной формы; при умеренных угла
стреловидности па каждом полукрыле образуется мощный вихрь вблизи
центральной хорды, сходящий с крыла почти перпендикулярно его по-
верхности ("рогообразпый” вихрь),
В 80-е годы, когда численное решение уравнений Эйлера во мноия
работах применялось для исследования течения при больших углах атаке
вблизи передней кромки крыльев с большими углами стреловидное™
обтекаемых дозвуковым потоком, обнаружилось, что картина обтекания,
особенно при острых передних кромках крыла, хорошо представляе! те-
чение с вихревым отрывом. В ряде случаев получалось даже количест-
венное совпадение с экспериментом. Из уравнений Эйлера возможность
внхреобразования следует только при изменении энтропии в скачке уп-
лотнения, непостоянной вдоль скачка, тем нс менее в решении .завихрен-
ность появлялась и в отсутствие скачков. Позже выяснилось, что надеЖ
ность получаемого решения не особенно велика, его вид зависит от шаЛ
сетки, ряда других влияний, связанных с численным решением задачи
46
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
пяча других влияний, связанных с численным решением задачи,
сетки. * образом, оно фактически является ложным решением. Фи-
и> га надежное решение было получено только при численном реше-
3ll4et, .1Внений Навье —Стокса, хотя и при этом осталась некоторая зави-
111,11 > Р‘ оТ деТалей реализации численного решения.
СИ> Дтя крыльев с умеренным углом стреловидности и близких к пря-
ым расчеты пограничного слоя показали при увеличении угла атаки
Начато образования формы отрыва, наблюдаемого в эксперименте. По-
скотьку при этом вихревые системы не моделировались, сам отрыв по-
vhch не был, а суждение выносили по форме линий тока в пограничном
с'юе Для крыла с малым углом стреловидности оставалось сомнение,
нвтяется ли получаемая огибающая предельных линий тока действитель-
но основанием поверхности отрыва, влекущей за собой все изменения в
потоке, или же она представляет собой лишь локальное образование в
пограничном слое. Ответ на этот вопрос был получен численным реше-
нием уравнений Навье —Стокса в приближении тонкого слоя [11|. Он
оказался положительным.
Во всех случаях решение проводилось на суперЭВМ
Основным элементом, создающим подъемную силу самолета, служит
крыло [11, 121. Вместе с подъемной силой крыло всегда создаст сопротив-
ление и продольный момент. Эти три обстоятельства имели определяющее
значение в разительном изменении внешних форм самолета, произо-
шедшем после появления реактивного двигателя, обеспечившего возмож-
ность освоения сверхзвуковых скоростей полета. Наиболее эффективным
средством получения подъемной силы в несжимаемой жидкости до уме-
ренных углов атаки является профиль. Отсутствие поперечных скоростей,
позволяющее наиболее эффективно использовать движение газа для по-
лучения подъемной силы, сила сопротивления, определяемая только вяз-
костными явлениями, широкие возможности изменения формы, а вместе с
ней и распределения давления по профилю и зависимостей Суо(а), тпг(а),
делают профиль почти идеальным средством для этой цели.
Реализация идеи профиля на самолете в виде прямого крыла вносит
свои коррективы. Пространственность обтекания, обусловленная конеч-
ным размахом крыла, уменьшает эффективный угол атаки профиля; вих-
ри, сбегающие с крыла, приводят к появлению индуктивного сопротивле-
ния. Появляется зависимость подъемной силы от удлинения крыла,
причем уменьшение подъемной силы и индуктивное сопротивление тем
-тыне, чем меньше удлинение. Стремление увеличить удлинение стал-
геается с требованиями прочности, и па маневренных самолетах оно
становится компромиссной величиной.
Жиг Осипве аэродинамики прямого крыла при дозвуковых скоростях ле-
пи1 Искание профиля и проблемы обеспечения необходимых характе-
и Ик крыла решались подбором профилей и относительно небольшими
нениями формы крыла, что не вызывало принципиальных трудностей.
себя сжимаемость воздуха. Первые проявления сжимаемости па профц.^
сказываются в увеличении С“а, и непропорциональном изменения
давления с ростом скорости полета, В несжимаемом сазе давление меняет!
ся пропорционально скоростному напору q. Если ввесш безразмерный ко.1
зффнциент давления С,, = (р рх) q, то для сжимаемого газа по форму,
лам, которые следуют из преобразования Праидтля — Глауэрта, получим:
Суа = Суа иесж/Р' тг = песж/З •
Ср = ^р несж/Р' Р = ~ ^б' I
где Мц - число Маха набегающего потока.
Из эшх формул следует, что большие разрежения на профиле, а
следовательно и местные скорости, в сжимаемом газе с ростом скорости
полета получают тем больший прирост, чем меньше разрежения. Ро т
местных скоростей приводит к тому, что в некоторой точке профиля ско-
рость сгановшся звуковой. Число Мо, при котором скорость в какой-то
точке профиля достигает местной скорости звука, называют критическим
числом Маха. При дальнейшем увеличении числа Мо на профиле разви-1
ваются сверхзвуковые зоны, сначала на верхней стороне профиля, а по-
том и на нижней, закапчивающиеся скачками уплотнения и отрывами из-
под скачков. В этом случае формулы Прандтля Глауэрта становятся
неприменимыми. Потери в скачках приводят к появлению нового вида
сопротивления волнового, и общее сопротивление многократно!
(вплоть до порядка величины) увеличивается. Нсодновременность разви-
тия сверхзвуковых зон, перемещений скачков и отрывов на верхней и
нижней поверхностях профиля ведет к резким изменениям подъемной
силы и продольного момента но числам Мо. Только с выходом на сверх-
звуковые числа Мо полета и полным установлением сверхзвукового обте-
кания верхней и нижней поверхности профиля резкие изменения харак-
теристик по числам Мо прекращаются и наступает сверхзвуковой режим
обтекания со своими значениями и законами изменения подъемной силы,
сопротивления и положения фокуса. Так, для бесконечной тонкой плас-
тины теоретическая величина С”а меняется от 2л в несжимаемом газе Д<ч
4/р при сверхзвуковых скоростях, положение фокуса — от 1/4 до I 2
хорды, волновое сопротивление зависит от утла атаки как 4а2/р, а для
профиля оно пропорционально квадрату относительной толщины и убЫ
васт по числам И как 1/р (в случае сверхзвукового обтекания
р = -1 >-
Резкое возрастание сопротивления и изменение продольного момента
профиля в трансзвуковой области характерны и для прямого крыла. Все
исследования показывали, что самолеты с прямым крылом достаточнЧ
большого удлинения непригодны для полетов с трансзвуковыми и сверх*]
звуковыми скоростями, и это очень ючно отразилось в появлении термИ",
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
-критическое число Маха”, "звуковой барьер”. Усилия сгладить влия-
rf(>В . 1а Маха, направленные на увеличение критического числа Маха и
^-[бченпе скачков уплотнения, оставаясь в рамках концепции прямого
О< ria (тмсньшение толщины профиля, применение сглаженных сим.мст-
К|?чиых профилей без резких пиков разрежения), не привели к карди-
нальному изменению положения.
] Принципиальное решение проблемы заключалось в идее скользящего
ыта Если прямое крыло бесконечного размаха с постоянной хордой, со-
славюниое из одинаковых профилей, обдувать потоком со скоростью V’
под углом х к хорде, то это эквивалентно обтеканию прямого крыла со
скоростью V’cosy по нормали к передней кромке; составляющая Vsin/
вдоль размаха приводит лишь к изменению вязкого трения. Отсюда сразу
же следует возможность повышения критического числа Мкр профиля в
1/сочу раз. При достаточно большом угле % можно получить существен-
ный сдвиг но числу М начала проявления сжимаемости. При этом подъем-
ная сила скользящего крыла уменьшается по сравнению с прямым в cos2x,
а сопротивление в cos3x Ра:}-
В полной мере эффект скольжения проявляется на крыле бесконечно-
го размаха. На самолетах он реализуется в виде стреловидных крыльев
конечною размаха, на которых в корневой области и в концевых областях
влияние скольжения нарушается и, вследствие этого, его общая эффек-
тивность па крыле падает. Таким образом, для проявления в возможно бо-
лее полной мерс эффекта скольжения крыло должно быть большого уд
линения (вспомним здесь косое крыло Джонса) поэтому для возможно
большего продвижения по числам Маха нужен большой угол стреловидно-
сти. Здесь опять появляются требования прочности и д,1Я обеспечения не-
обходимой жесткости крыла при повышенных требованиях к его нагруз-
кам приходится уменьшать его удлинение. Так приходим к крылу малого
удлинения с полностью пространственным обтеканием. Впрочем, течение и
на скользящем крыле уже нельзя считать плоским - векторное сложение
переменной скорости течения вдоль профиля с постоянной вдоль размаха
скоростью V sin у даст искривленные .линии тока.
Применение крыльев малого удлинения обозначило окончательный
уход от концепции проектирования крыльев в виде набора профилей, на-
правленного прежде всего на обеспечение несущих свойств. Она смени-
лась концепцией рассмотрения целой несущей поверхности, обеспечиваю-
щей весь комплекс необходимых аэродинамических характеристик, и
особенно сопротивления на сверхзвуковых скоростях и на переходе к
ним. Существенно пространственный характер обтекания, характерный
д крыльев малого удлинения, способствовал устранению нежелатель-
ных пиков давления и общему сглаживанию его распределения, а также
лее гладкому ходу зависимостей аэродинамических характеристик от
^ислц Маха. Исследования крыльев малого удлинения начались вне за-
и1”"-ги of эффекта скольжения треугольные крылья оказалип
висимости от эффекта скольжения — треугольные крылья оказалцД
очень удобным объектом применения теории сверхзвуковых линейщЛ
конических течений. Особенность таких течений заключается в постоя!
стве параме1ров. характеризующих его, на лучах выходящих из вециц.
ны крыла. При этом срединная поверхность крыла может быть плоексц
или иметь коническую деформацию. Во всех сечениях, проведенных цД
постоянным углом к оси крыла, характер распределения параметров
течения остается постоянным, лишь растягиваясь подобно самому себе с
удалением от вершины крыла. Обтекание крыла получается сутествецЯ
различным в зависимости от характера — сверхзвуковою или дозвукэвJ
го — его кромок. Кромка считается сверхзвуковой, если опа нс попадает
в конусы Маха, выходящие из се точек, и дозвуковой, когда опа ежит
внутри конуса. В первом случае на кромку не попадают возмущения!
приходящие из-за нее сверху но течению, во втором — влияния ирихо!
дят и из-за кромки. В частности, обтекание дозвуковой передней кромки
сходно с обтеканием передней кромки дозвуковым потоком, а обтеканац
сверхзвуковой передней кромки напоминает обтекание клипа. За прямо
линейной сверхзвуковой передней кромкой в однородном потоке давле-
ние постоянно, а за дозвуковой меняется. Общие оценки сопротивления
самолета показывают, что желательны дозвуковые i
крыльев, поскольку па дозвуковых передних кромках происходит ..
тичная пли даже полная реализация подсасывающей силы.
Расчетное положение фокуса бесконечно топкого треугольного крыла
передние кромки
: происходит часе
па сверхзвуковых скоростях совпадает с центром масс площади плана
крыла независимо от числа Маха. Это является следствием линейности
распределения погонной нагрузки по центральной хорде.
Можно изменять распределение погонной нагрузки и положение фокуса
небольшими изменениями формы крыла в плане: отсечением боковых кон-
цов крыла, приданием углов стреловидности задней кромке, искривлением
передней кромки крыла (крылья "готические” — выпуклость контура вовне,
“серповидные" или "S-образные” — выпуклость контура внутрь, крылья с
изломом передней кромки). Так, отрезав концы крыла, получим положение
фокуса перед центром масс плана крыла и их сближение при увеличении!
числа Маха. Во всяком случае такие изменения формы крыла в плане пре-
доставляют свободные параметры, распоряжение которыми позволяет сме-
щать аэродинамические характеристики крыла в желательном нанравлеиии-
В связи с этим несколько подробнее остановимся па проблеме получения
крыла, Прит одного для полета и на сверхзвуковых, и на дозвуковых скорос-
тях. Ес ш, например, крыло должно использоваться вплоть до М = 2, угол
преловидност и крыла но передней кромке нс должен быть менее 60°, когда
кромка наловится звуковой. Удлинение чисто треугольного крыла с такн-'1
утлом стреловидности меньше 2,3 (л = 4cLg-/). Крыло с таким удлинение*1]
на дозвуковых скоростях полета может быть недостаточно эффективно.]
Лучшую эффективность будет иметь крыло, составленное из базовою крыла ।
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт
своими руками?!
>сднсй кромки, меныиим 60’. п треугольного корневого наплыва на нем с
стреловидносni 60°. Суммарное удлш!ение такого крыла должно быть
межуточным между удлинениями трапециевидного и треугольного кры-
п^° Принятый прием представления крыла в виде дозвукового “базового”
ld 1( ••сверхзвукового" наплыва на нем может казаться искусственным,
К1? поверхность крыла обтекается как общее целое, однако изменение ролей
Т--Дозвуковой” и “сверхзвуковой” частей крыла с изменением числа М полета
щавдыраст такое представление. Детальный выбор геометрических пара-
метров крыла определяется как компромисс между требованиями к раз-
личным аэродинамическим характеристикам по всему диапазону скоростей
использования самолета.
Существенным режимом полета самолета, имеющим особое значение
пл крыльев малого удлинения, является полет на больших углах атаки.
Большие углы атаки можно определить как такие углы, при которых завн
симость Суя становится нелинейной. На профилях нелинейность проявля-
ется при углах атаки 10-И 2° и обусловлена отрывом потока. То же спра-
ведливо н для крыльев большого удлинения. На крыльях умеренного уд-
линения, вследствие влияния пространственного обтекания, отрыв сдви-
гается на большие углы атаки. На крылья малого удлинения с развитой бо-
ковой кромкой все большую роль по мере уменьшения удлинения оказывает
влияние обтекания концов крыла с образованием концентрированных вих-
рей вдоль по потоку. Так, на прямоугольных крыльях очень малого удлине-
ния С,/Л = дХа/2 + ла^/2, и линейный участок зависимости отсутствует
практически полноетыо. На крыльях с углом стреловидности передней
кромки около 55° уже при небольших углах атаки над поверхностью крыла
появляется вихревой жгут вдоль передней кромки, постепенно расширяю-
щийся с удалением от вершины крыла вследствие непрерывной подпитки его
с пе^днен кромки. Жгут сходиi с задней кромки крыла, а затем разрушает-
ся ("взрыв” вихря). Под собой жгут создает разряжение, тем более сил!,ное,
чем бо^1ьше угол стреловидное пт передней кромки и угол атаки крыла. Это
приводит к появлению “вихревой составляющей подъемной силы”, нелиней-
но изменяющейся по углам атаки. Такая вихревая составляющая характерна)
Для кръыьев с большим углом стреловидности и вносит существенный вклад
u йодьемную силу крыла. Причиной обра:ювания жгута является отрыв по-|
тока на передней кромке крыла. На острой передней кромке положение от-1
рыва зафиксировано па ней (см. рис. 1.1.1, 1.1.2), а на затупленной — за!
^исит от числа Рейнольдса обтекания крыла, т.е. определяется вязкостью!
а прямолинейных передних кромках (треугольные крылья) вихревой жгу!
Щ практически по лучу, выходящему из вершины крыла, почти вплоть дч
кР°Мки- и течение близко к коническому. Широкое применение при
’’едованип эшх явлении нашла теория дозвуковых конических течении
• ко в целом основное значение имеют экспериментальные исследования. I
ат °чка разрушения вихрей, уходящих с крыла, с увеличением угл|
4,1 смещается вперед, и при некотором его значении попадает на зги
нюю кромку кры ла Начиная с этого угла атаки, закономерности измеш
ния аэродинамических характеристик меняются с дальнейшим продв]1
жением точки разрушения вихря к вершине крыла происходит постелен-
ное сокращение области разрежения на крыле, подъемная сила умсньвЛ
ется, проявляется тенденция к увеличению момента на кабрированщ.
Когда точка разрушения вихря подходит к вершине крыла, происходит
переход к полностью отрывному обтеканию. Разрушение вихря опреде-
ляет и СуЛта)!, положение которого смещается на таких крыльях но уг-
лам aiaitu на несколько десятков градусов по сравнению с профилем.
На готических крыльях жгут, образующийся на передней кромке, от.
слаживает контур кромки крыла. На серповидных крыльях жгут в райо-
не резкого изменения наклона касательной к контуру отходит от нерод-
ной кромки и далее идет вниз по потоку, на передней кромке ниже но по-
току может появиться второй вихрь под большим углом к оси, чем пер-
вый. На крыльях с точкой излома передней кромки вершина нюрога
вихря фиксируется точкой излома. Наличие двух вихрей на крыле при-
водит к сложному взаимодействию вихрей, а затем к их размыванию.
Все эти процессы находят свое отражение на зависимостях аэродинами-
ческих коэффициентов от угла атаки.
Такова общая картина развития течения при больших углах атаки.
Она может различаться в деталях, и особенно в том, что касается коли-
чественных зависимостей. Развитие вихревых течений очень чувствительно
к различным влияниям и может существенно меняться в зависимости ог
факторов, которые кажутся малозначительными. Так, 1раницы пересече-
ния задней кромки областью разрушения вихрей (или достижения ею вер-
шины крыла) даже для крыльев одинаковой формы в плане могут раз-
личаться по углу атаки на 5ч-7°. Наконец, следует упомянуть о неодно-
значности кривых С,/Я(а). выражающейся в так называемом гистерезисе,
если начать уменьшать угол атаки на падающем участке кривой СуЯ(а)|
при а > цк зависимость С,/я пойдет ниже Суа тнх вплоть до выхода на вос-
ходящий участок кривой. Так сказывается предыстория развития течения.
Рабочим инструментом для восходящего участка кривой С,/Я(а) мо-
жет служить гипотеза Польгамуса при отрыве потока на передней
кромке крыла с большой стреловидностью подсасывающая сила, действо-
вавшая на носике крыла, становится вихревой подъемной силой. Гипоте-
за хорошо отражает также изменение сопротивления крыла (для плоско-
io крыла теперь С\я = C'^tg (ct) и его поляры. Согласно Польгамусу,
СуЯ = Kpcos2asin а + Kv cosasin2a.
Здесь Хр — коэффициент подъемной силы, рассчитываемый по тссм
рии потенциального обтекания, Kv — коэффициент вихревой подъемной
силы (равный коэффициент}’ подсасывающей силы). Это соотношение
показывает в основном, “геометрию" образования подъемной силы, ирО“
цсссы обтекания определяют коэффициенты и К,- Положение СуЯ(па|
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
геза Полыамуса дать не может, так как при постоянных коэффици-
”” v не учитывает разрушение вихрей. На восходящем участке кривой
рЦТНа 11 Ч
с раз-'южение COS(X и sma в Ряд с точностью до аэ дает
£a = a+i.a2
кр кр
6
Отсюда следует, что линейный член является основным при
a<0,1/<p/^v- и. например, при Ку/К{} « 10 зависимость С^„(о) практи-
чески целиком нелинейна, при Kv/Kp < 0,1 квадратичный член не шрает
роли, при Kv/Kv < 1 зависимость C?/rt(a) имеет при небольших а практи-
чески линейный участок и т.д. В принципе таким образом можно полу-
чить "универсальные" зависимости C,ytf(a)/Kp для различных отношений
Kv/Kp. При этом все же следует иметь в виду чувствительность обтека-
ния к другим факторам.
Выбор геометрических параметров крыла и в этой области подчиняет-
ся общим условиям компромисса обеспечения желательных аэродинами-
ческих характеристик но всем эксплуатационном диапазоне сверхзвукового
самолета. Достаточно указать, что, например, острые передние кромки
крыла позволяют фиксировать начало образования вихрей, что дает значи-
тельные преимущества на больших углах атаки, по приводит к невозмож-
ности реализации подсасывающей силы на малых углах атаки и, следова-
тельно, к соответствующему увеличению сопротивления и потере в КЛ1ах
при полете на дозвуковых скоростях. Этот эффект имеет место на дозву-
ковых передних кромках при полете на сверхзвуковых скоростях.
1.2. Определение аэродинамических характеристик самолета
по испытаниям его моделей в аэродинамических трубах
Аэродинамические характеристики (АДХ) самолетов обычно опреде-
ляют путем испытания их моделей на экспериментальных установках. Не-
смотря на существенный прогресс в области теоретической аэродинамики и
вычислительной математики, этот способ исследований остается основным
11 самым надежным средством получения АДХ при разработке, новых
млнюиовок и совершенствовании уже существующих: любые предложения
ПГ) формированию компоновок и рекомендации, направленные па улучитс-
пие АДх существующих самолетов, реализуются только после экснери-
-'ЩЦталъной проверки на моделях в аэродинамических трубах (АЛТ).
Результаты испытаний в АДТ тематических моделей (т.е. моделей,
пРеДНазиаченных для исследовательских целей) используются для срав-
1,,1тельного анализа АДХ различных компоновок самолетов и их элемен
Для расчета летно-технических и маневренных характеристик (ЛТ и
конкретных самолетов результаты испытаний в АДТ их геометри-
ями подобных моделей (в особенности аэродинамическое сонротивлс-
Hv,e>) приводятся к натурным условиям путем введения поправок. Вели-
чины поправок, их точность и методы определения завися! и от хараи
ристик АЛТ, и от особенностей компоновки самолета.
Аэродинамические характеристики самолета, полученные в резулы
те летных испытаний, также содержат методические поправки, ofiyd
вленные принятой схемой разделения результирующей силы, действу
щей на самолет в полете, на две составляющие: аэродинамическую си.г;
тягу двигателей.
В конечном итоге сопоставление АДХ, полученных в результа
испытаний моделей в АД1 и на основании обработки результатов лети
испытаний самолета, приводит к установлению АДХ самолета, который
сочетании с проспектными характеристиками двигателя принимаются
основу всех последующих анализов и расчетов ЛТ и MX
Ниже приведен анализ причин возможных расхождений АДХ Moj
лей сверхзвуковых самолетов, полученных в различных АДТ, меж
собой и с результатами летных испытаний.
Для того чтобы результаты испытаний моделей, полученные в АД
можно было перенести на натурные условия и использовать для оцсщ
аэродинамики самолета и в расчетах его ЛТ и MX, должны быть выпа
йены известные критерии подобия:
- геометрическое подобие (постоянство линейного масштаба);
- кинематическое подобие (постоянство масштабов времени, скорости
ускорений);
- динамическое подобие (постоянство масштабов сил различной прир
ды в сходственных точках) или, более подробно.
- подобие с учетом сжимаемости среды (постоянство чисел Maj
М = V/fl); ’
- подобие с учетом сил вязкости (постоянство чисел Рейноль»
Re = bV, v);
- подобие с учетом периодичности явлений (постоянство чисел Струхал
Sh = L/VT, Т характерное время нестационарного процесса)
- подобие с учетом аэродинамического нагревания (постоянство чпс.'
Прандтля Рг = СрЦ/Х, X — коэффициент теплопроводности)
К этим критериям следует добавить начальную турбулентность поп
ка, обтекающего модель в АДТ и самолет в полете, — е.
При скорос1ях потока, когда отсутствуют гермохимикокипешчо
кие эффекты (М < 5-5-6), зависимость любого аэродинамического кг ос]
фициента может быть представлена в виде функции от углов атаки
скольжения (а и р), конфигурации самолета (йг, о, — углы отклонени
подвижных элементов несущих поверхностей) и критериев нодоби!
Сл = F(геометрическое подобие, а, Р 5,, о,-, М, Re, Sli, с)
При выполнении всех условий подобия экспериментальные АДХ f
отличались бы от аэродинамических характеристик натурного самолета,
сожалению, полное моделирование нереально. В аэродинамических труба!
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
' возможно лишь геометрическое моделирование (с точностью до искажений
контура моделей, связанного с необходимостью кропления модели па весах
АДТ) Подобие но числу' Маха, что соответствует соблюдению подобия с
' учетом сжимаемости, реализуется в скоростных АДТ. Число Рейнольдса
[ оказывайся возможным моделировать только для взлетно-посадочных
режимов и для условий полета на больших высотах (рис. 1.2.1) в АДТ с
переменной плотностью воздуха.
В общем случае условия испытаний в АДТ не полностью соответ-
ствуют натурным и, следовательно, результаты экспериментальных ис-
следований требуют введения методических поправок для перехода от
АДХ модели, полученных на весах АД Г в условиях потока, ограниченно-
го стенками АДТ, к аэродинамическим характеристикам в условиях без-
граничного потока без влияния подвесных устройств кроме поправок для
перехода от АДХ модели в условиях безграничного потока к АДХ натур-
ного самолета в условиях полета. J1
Величины поправок зависят от степени отличия геометрических пара-
метров модели и самолета, способов крепления модели в АДТ и отличия
условий испытаний or условий полета. Для их определения разрабатя
каются и совершенствуются методика эксперимента в АДТ и метод
пересчета на натурные условия.
Отличия условий испытаний модели л АДТ от условий полец
определяются не только тем, что размеры модели существенно меньц^
размеров самолета.
- На модель действуют распределенные аэродинамические силы (й
моменты) и вес модели, которые воспринимаются подвесными устройства,
ми. жесткой державкой или лептами, т.е. уравновешиваются за счет седМ
доточенных сил (и моментов), приложенных в жесткой заделке, или сид
приложенных в грех точках (рис. 1.2.2). Самолет совершает свободна
полет под действием распределенных аэродинамических и массовых сил к
тяги сопла Иными словами, мотель в АДТ покоится при любых действую-
Сизы и моменты, действующие
на модель в АДТ
Аэродинамические весы фиксируют
силы и момент, дсГкгвуюшис гга
J юдцер ж л на юг циг устройства
Измерите лыгые приборы самолета
фиксируют линейные и угловые
ускорения к сказанной с самолетом
системе координат
Рис. 1.2.2. Силы, действующие иа модсун»
и АДТ п на самолет в полете
ших на нес силах и моментах, т.е. ис-
следуется в инерциальной системе ко-
ординат, а самолет приобретает ускт?
рения в направлении действующих на
него неуравновешенных силы и момен-
та т.е. система, связанная с самоле
том, иеинерциальна.
При одинаковой конфигурации
самолета и его модели деформации мо-
дели отличаются от деформаций само-
лета в полете нс только из-за различ-
ных упругих свойств модели и самоле-
та, но и за счет различий в уравпове-
пгивании аэродинамических сил. При
испытаниях с изменением числа М
(при а = const) деформация модели зг
висит от скоростного напора q (кто
рый растет с увеличенном числа М) 8
от числа М (за счет перераспределен»»
аэродинамической нагрузки). Деформа-
ции конструкции самолета зависят fl
действующих перегрузок (сила в#*
инерционные силы), числа М и уг-»
атаки (распределение аэродииамич»
ких нагрузок) и от скоростного палов
(в неявном виде).
- При испытаниях унругоподо*
ной модели в АДТ деформации моДС-Щ
только в одной точке на но
(Пу = 1) соответствуют дсформадив
самолета в полете, т.е. только на сд1^И
режиме. Для моделирования дру'1в
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?f
^пчов необходимы другие уцругоподобные модели. Особые трудности
iaJibi г моделированием упругих деформаций органов управления.
а Отсюда следует невозможность изготовления для испытаний в ЛДТ
,£НОй аэроупрутой модели, деформации которой были бы подобны
^формациям самолета на всех режимах полета.
Обычно исследуют жесткие модели с. деформациями для заданного
ежима полета, а результаты испытаний используются для корректи-
овки теоретических методов, применяемых для введения поправок на
^формации конструкции самолета при любых режимах полета.
Модель в АДТ находится в однородном потоке (с точностью до па-
раметров, которые характеризуются степенью равномерности потока по
гчавным осям рабочей части АДТ и вдоль продольной оси, а также уров-
нем турбулентности в ядре потока при отсутствии модели). Самолет в
полете проходит слои атмосферы с воздушными потоками различной
интенсивности, направления и турбулентности.
С изменением скорости потока в АДТ при постоянном давлении
одновременно изменяются числа М и Re, т.е. каждому числу И соответ-
ствует одно значение Re. Для самолета в полете такого однозначного
соответствия между числами М и Re нет.
Модель при обтекании с отрывом потока, а также при трансзвуко-
вых числах М может подвергаться интенсивной тряске, способной при-
вести к существенному' искажению результатов экспериментальных ис-
следовании. Частота и амплитуда колебаний модели определяются ее
массой, массой и упругостью поддерживающих устройств, демпфирую-
щими свойствами системы модель-державка и частотой воздействия фак-
тора, возбуждающего колебания, и нс соответствуют параметрам этого
явления на самолете (если оно наблюдается).
Геометрические отличия модели и самолета всегда имеют место,
поскольку, даже ишелючая отличия в размерах, геометрические обводы и
состояние внешней поверхности модели и самолета не тождественны.
- Внешний контур модели обычно искажен по сравнению с внешним
контуром самолета из-за необходимости крепления модели в АДТ па
крыле под Ленты или боковые кронштейны, на хвостовой части фюзе-
ляжа под ленты или хвостовую державку, на носовой части под ленты
И“1И носовую стойку и т.п.
_ Поверхность модели гладкая (в соответствии со стандартом высота
’Норкоц шероховатости поверхности модели не должна превышать 5 мкм).
Стояние поверхности самолета определяется технологией производства и
Пенями эксплуатации.
- На модели отсутствуют мелкие, выступающие в ноток детали (над-
Фойки), вспомогательные воздухозаборники бортовых самолетных систем,
с5'Тствую1- иди це моделируются щели между крылом и его отклоняемыми
' 'КЯпами. между фюзеляжем и отклоняемым стабилизатором и т.п
Моделирование протока воздуха через двигатель и ре I
тивной струи представляет собой отдельную задачу. у|
Суммарную силу, действующую на самолет в полете, трудно раЛ|
лить на “чисто” аэродинамическую силу и тяга двигателя, в которук
входили бы результаты взаимодействия обтекающего самолет попЛ|
воздухозаборника и сопла.
Тяга силовой установки отличается от стендовой тяги Двигате.цЛ1
представляет собой векторную сумму тяга сопла и импульса струи, вхэ»
щей в воздухозаборник: Риу - Рс + Рв. При определении тяга двш атедяЯ i
стенде, которая приводится в проспектах, линии действия этих векторов
падают между собой и с вектором скоросчи набегающего потока, а напрж |
лепия противоположны, поэтому "проспектпая” тяга двшателя определяете
как скалярная разность между тягой сопла (полной тягой) и noiepJ
импульса на входе силовой установки (Рп = inBV)
= гйв(й - V) + mrW + Fc(pc - р).
Здесь: — массовый расход воздуха, входящего в воздухе заборник
т'пг — массовый расход топлива, И7 — скорость струи на выходе из соп.ц
V — скорость полета, Fc — площадь выходного сечения сопла, рс «
статическое давление на срезе сопла, р — атмосферное давление.
Величина mBV = Хв физически представляет собой составляютлув
лобового сопротивления, связанную с образованием полной тяги.
Таким образом, в понятие тяга двигателя в его нроспектньи
характеристиках не входит сила, возникающая за счет поворота вектор,
скорости потока на угол (а + <эс), где фс — <рдп — угол между вектором
W и плоскостью хорд крыла. Поэтому вектор тяги силовой установки и»
по величине, ни по направлению не совпадает с вектором тяги сопл*
(рис. 1.2.3). Для выполнения требования соответствия аэродинамически
сил принятой схеме тяги, силу Айд относят к аэродинамическим силах
планера. Ее составляющие в подъемной силе и силе лобового сонрот^Н
лепия называются поправками на “поворот потока”. »
При экспериментальных исследованиях моделей с протоком воздух1
поправки на поворот потока фиксируются весами и входят в аэродинами-
ческие коэффициенты модели Cxa, Мг. Необходимо при этом, чтобы,
внешнее сопротивление модели и тяга двигателя самолета были опрсД^и
лены при одинаковых значениях относительных расходов воздуха через
протоки модели и двигатель самолета, что обеспечивает подобие вне^'
него обтекания модели в АДТ и самолета в полете.
Исключение из тяги силовой установки поправок на поворот потоХМ
и включение их в АДХ самолета приводит к зависимости аэродинамике®
ких характеристик самолета от режима рабо1ы двигателя. На задание"!
скорости величины поправок для самолета будут зависеть от yr-lJ«
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
) и расхода воздуха через двигатель, а для модели — от огноси-
(« + <рс хода цоздуха через канал. При малых углах атаки и низких
те.тыю1° ^озду'ха ЭТИ поправки малы, и ими можно пренебречь. С увели-
РагХ^а гдуатациониых углов атаки и расходов воздуха (особенно для
ЧС1ПХоИт\-риых ГТД) эти поправки возрастают.
ди’ V протоки, моделирующие силовую установку самолета, позволяют
" <цть характер внешнего обтекания, по не обеспечивают модслирова-
С0Х^вых юппой струи двигателей. Даже активный проток с эжектором
вентилятором не обеспечивает полное моделирование струи во всем
тиавазоне чисел М полета.
" Активный проток с моделированием струи требует подвода воздуха
извне Эта система подвода воздуха неизбежно приводит к искажению
внешних обводов модели.
Струя реактивного двигателя на самолете вызывает эжекцию и ускорение
внешнего потока в области расположения сопл. На моделях в АДТ струя
реактивного двшателя иногда моделируется жестким имитатором с геометри-
-
Двигатель на степде
Сопротнв.’вжше
воздухозаборника
Проспйгстная тяга двигателя: Р = Р. - Хп = (IV - V)
Двигатель на самолете
Дополнительная аэродинамическая сила, действующая
на самолет при повороте потока в силовой установке
-Лг v-m Vw
И’
Рис. 1.2.3. Тяга доюагеля на стенде и на самолете п полете
ческой ф<_эрмой. соотвегствуютцей форме струи; при этом должно выполнять^
равенство статического давления на донном срезе при наличии струи и f
имитатором. Для каждого режима работы двигателя свой имитатор.
Жесткий ими гатор и холодная струя не полностью отражают влця1
нис струи на распределение давления но хвостовой части модели. Поэто-
му при определении АДХ моделей с протоком воздуха моделирует^
лишь воздухозаборник (т.е. входная струя). Сопло и выходная стрл-д
как правило, не моделируются, а заменяются так называемым контроль
ним хвостовиком. Влияние струи на сопротивление модели оценивается
па специальных стендах, где исследуют хвостовую часть модели с сошод
и выходной струси, а затем хвостовую часть с контрольным хвостовиком
без струи. При этих испытаниях определяют потери тяги в сопле и
разность между лобовым сопротивлением хвостовой части с соплом и
струей и сопротивлением хвостовой части с контрольным хвостовиком
без струп. Эту разность называют лобовым сопротивлением сопла Хс и
включают в потери эффективной тяга сопла, т.е. часть лобового сопро-
тивления планера (Хс) условно относится к тяге. В принципе возможно в
потери тяги включать только внутренние потери сопла, а внешнее
сопротивление (А\.) сопла относить к аэродинамике планера.
Способ разделения движущей силы. т е. проекции суммарной силы
па скоростную ось А'. на тягу и сопротивление для самолета в принципе
нс имеет значения и не должен влиять па результаты расчета ею ЛТХ,
поскольку сумма аэродинамических сил планера и тяги двигателя при
любой схеме разделения равна одному и тому же фактическому значению
реально действующей па самолет суммарной силы.
При сравнентп! АДХ. полученных па основе экспериментальных исследо-
ваний моделей в АДТ, с аэродинамическими харакгеристиками, полученными
из летных испытаний, они должны быть приведены к сопоставимому ыЫУ-
т.е. должны содержать методические поправки, обусловленные одинаковой
схемой разделения результирующей силы, действующей па самолет в полете.
Если модель выполнена без протоков, то вместо воздухозаборников И
сопл устанавливаются обтекатели па входе и обтекатели (или сплошной
донный срез) на выходе, что заметно изменяет теоретические обводы мо-
дели и ее внешнее обтекание и, следовательно, требует введения соответ-
ствующих поправок к результатам эксперимента.
В частности, необходимо добавить поправки на влияние воздухо-
заборника:
АСуа - 2( /*в/S) sin a, AC“rt = 2( Гв/5") cos а,
АС'М = 2(?в/5)(1 - cos а), ДА,.- = 2(ЛВ/5)(.ТП/С^)сойа,
Атг - 2(FB/5)jFn sin а,
где Fn/S отношение площади входа в воздухозаборники к плошаДй
крыла модели (критерий подобия), хв координата входа в воздухозэ-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
т > 0 , если вход располо-
борНИК. -In ‘
vc тонным центром масс моде-
жен -м
1И (рис- t
Величины поправок, учитывающих:
влияние искажений, связанных
с креплением модели в АДТ,
донное и внутреннее сопро-
тивление в зависимости от относи-
тельных расходов воздуха через
протоки модели,
- положение линии перехода ла-
минарною пограничного слоя в турбу-
лентный,
положения скачков уплотнения
Рис. 1.2.4. Поправки на влияние поадухоза-
борника &М,„ = -muV'(7B sin а + у* cos а),
(фдв =0); ^>»!и = -2(7^/.9(хв sinсс -г уп сова)
и отрывных ЗОН,
- влияние выходной струи на обтекание хвостовой части и т.д.
определяются с помощью дополнительных весовых и физических экспе-
риментальных исследований.
Для определения других поправок используют теоретические и инже-
нерные методы расчета, например, для учета влияния на аэродинамичес-
кие характеристики самолета деформаций несущих поверхностей, отли-
чий геометрических обводов модели от обводов самолета или отличия
состояния внешней поверхности модели и самолета и т.п.
Следует отметить, что учесть в полной мерс влияние всех отклонений
геометрических, физических параметров и условий испытаний моделей в
АДТ от параметров и условий полета самолета при переходе от результа-
тов трубных испытаний к натурным условиям практически невозможно.
Путем комплексного анализа поправок (точности методов их определе-
ния и влияние на результаты расчетов ЛТ и MX) выделены наиболее
важные. Это методические поправки, которые вносят в результаты испы-
таний каждой модели, а также поправки, обеспечивающие переход от
модели к условиям натуры и учитывающие:
- искажение па модели геометрии хвостовой части фюзеляжа и
в-’п<яние струи с учетом режима работы двигателя,
- отклонение геометрии воздухозаборника модели (при неполном
•м°лслировапии) и отличие относительных расходов воздуха,
- отличия деформаций модели в АДТ и самолета в полете,
- отличие полетных чисел Re от реализованных в эксперименте
с*1- гл. 15),
отличие состояния внешней поверхности модели и самолета -
(1°Правка на вредное сопротивление (см. 1.4)
Аэродинамические характеристики модели должны быть приведены к
^Данной центровке с учетом балансировки самолета
Широкий диапазон чисел М и Re, который реализуют сверхзвуковые
Толсты, требует испытания нескольких моделей одного самолета в трех-
четырех АДТ, отличающихся размерами, параметрами потока, типом ц0_
держивающих устройств, что приводит к различным искажениям элеодН
тов моделей при различных размерах самих моделей и т.п. (рис. 1.2.5).
Все это приводит к необходимости пересчитывать результаты испы.
таний в разных АДТ к аэродинамическим характеристикам моделей (п
безграничном потоке), приведенных к одинаковым числам Re, для сопо.
сдавления результатов и создания единой базы исходных данных д.ця
расчета ЛТ и MX.
Параметры Аэродинамическая труба ।
Т-108 Т-109 Т-112 Т-113 Т-114 1 116
М 0,5+1.7 0,5+3.6 0.6+1,8 1.8+6 0,5+4,0 1,7+io"
Размер рабочей части //хВ, м2 квадрат 1,0x1,0 квадрат 2,25x2,25 квадрат 0,6x0,6 квадрат 0,6x0,6 квадрат 0.6x0,6 квадрат 1,0x1,0
Площадь крыла S, м2 0,0834 0,465 0,048 0,048 0,048 0,115*1
Размах 1, м 0.355 0,836 0,269 0.269 0.269 0,418
С АХ 1>А, м 0,313 0,741 0,239 0,239 0,239 0,368
Re 10я (отнесено к Ь.,) 3—5 ;5 12+21,5 3,5+4,5 5+8 2,7+7,2 8,5+12.5 1,8+2,8
t> Т-109 •Т-112* Т-113 оТ-114 ♦ Т-116
Рис. 1.2.5. Сходимость аарещинамических характеристик моделей по испытаниям в И
пых АДТ ЦАГИ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1.3. Влияние условий испытаний в АДТ
на несущие свойства и индуктивное сопротивление
Основной критерий подобия — число Маха всегда выдерживается
испытаниях моделей в аэродинамических трубах. Вторым по значи-
мости критерием аэродинамического подобия считается число Рейнольд-
са однако существуют и другие безразмерные параметры, которые могут
в определенных условиях играть роль критериев подобия и оказывать
влияние на АДХ подобно числу Re
К таким параметрам относятся степень турбулентности набегающего по-
тока е и степень шероховатости обтекаемой поверхности Лш = Л//. Эти пара-
метры оказывают воздействие на состояние пограничного слоя обтекаемой
поверхности (на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный).
Относительные протяженности участков ламинарного, переходного и
турбулентного слоя влияют не только на профильное сопротивление (из-
за изменения сопротивления трения), но и на размеры и положение зон
отрыва на обтекаемой поверхности при изменении угла атаки, а также на
интенсивность и положение скачков уплотнения при трансзвуковых ско-
ростях. Все это в конечном итоге ведет к расхождениям АДХ самолета и
его геометрически подобных моделей, испытываемых в АДТ, и требует
введения соответствующих поправок при пересчете результатов трубных
испытаний на натурные условия.
В АДТ обычного тина АДХ моделей исследуются при малых числах
Re (за исключенном труб переменною давления и натурных) при турбу-
лентности потока (г-адт - 0,24-0,0%), заметно превышающей турбулент-
ность атмосферы (еатм « 0,1%), при этом поверхность моделей (степень
шероховатости /?,„ S 5 мкм) существенно более гладкая, чем внешняя по-
верхность самолета. Поэтому величины поправок зависят от степени раз-
личия всех этих параметров при испытаниях модели в АДТ и самолета в
полете и степени влияния различий на АДХ.
Для определения поправок проводятся дополнительные весовые и
физические исследования, связанные с определением линии перехода по-
грапичного слоя, положения скачков уплотнения и зон отрыва, а также,
возможно, испытания с фиксированным переходом.
Несущие свойства профиля (крыла, модели, самолета) могут быть
представлены зависимостью коэффициента подъемной силы от угла ата-
ки в пределах линейного участка
^'уП “ Суя(с1 а0)
” Максимальным значением коэффициента подъемной силы Суа тах, ко-
РЬ1й для крыльев сверхзвуковых самолетов достигается нри кри-
Ическом угле атаки акр * 35+40°.
Аэродинамические коэффициенты С“я и Суе] шах, а также утлы атаки
0(3 11 икр» характеризующие несущие свойства, в общем случае (при прочих
равных условиях) зависят от числа Re, степени турбулентности набегу
шсго потока в и степени шероховатости обтекаемой поверхности Лш
В соответствии с теорией обтекания профиля идеальной несжимае,
мой жидкостью коэффициент подъемной силы в зависимости от уГ1а
атаки составляет
Суд теор " sin(ct + 2 f ),
здесь f — относительная кривизна профиля в долях хорды. При малых
значениях а и [
Суа iwp ~ + 2f j, те — 2х,
ге0 = -2f [рад] = -114,6/ [град]
При обтекании поверхности реальной (вязкой) жидкостью значения
производной , коэффициента подъемной силы при нулевом угле ата-
ки и угла атаки при нулевой подъемной силе о0 всегда меньше теорети-
ческих из за отклонения обтекания профиля от идеального.
Испытания прямоугольного крыла (л. = 5) с профилем умеренной
относительной толщины (с - 12%) показали существенное влияние числа
Re на величину и некоторое влияние на ао, что соответствует обте-
канию с. ламинарным отрывом в носовой части, который имеет форму
замкнутой срывной зоны (отрывной пузырь) [13, 14]. При увеличении
угла атаки, если пузырь разрушается, происходит срыв с передней кром-
ки без последующею присоединения, что приводит к резкой потере
подъемной силы и к возрастанию сопротивления уже при относителыв
Рис. 1.3.1. Влияние числа Re на зави-
симость С„а(а) профиля
небольших углах атаки (в данном
примере акр = 14,5°)
С увеличением числа Re происходя
более ранний переход ламинарного ио-
граничного слоя в турбулентный, разме-
ры замкнутой срывной зоны умень-
шаются, она перемешается вперед, а
производная Сг“; уве шчпвастся. При
некотором значении числа Re передня^
линия отрыва ламинарного погра-
пичного слоя сливается с линией пере-
хода, восстанавливается безотрывное об-
текание верхней поверхности, а врой®'
водная Су,j и угол перестают зави-
сеть oi Re при его дальнейшем уя®-
личении (рис. 1.3.1 и 1.3.2).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Диапазон углов атаки, соответствую-
щий такому изменению характера обте-
ь пня, зависли от определенного интер-
на чисел Re, характера распределения
•(ал-юния, относительной толщины и
кривизны профиля, от степени шерохо-
оаюстн поверхности и турбулентности
потока (13]. Поскольку увеличение сте-
пени турбулентности и шероховатости
поверхности способствуют более ранней
турбулизации пограничного слоя, очевид-
но, что их влияние па С”д и а<\ качест-
венно будет таким же как увеличение
Рис. 1.3.2 Влияние числа Re па про-
изводную С^а и С1/аглх профиля
числа Re. С уменьшением относительной
годщяпы профиля линия перехода пограничного слоя приближается к пере-
дней кромке, а влияние перечисленных параметров на СуД снижается.
С увеличением угла атаки зависимость Cv„(cx) отклоняется от линей-
ной а коэффициент подъемной силы достигает максимальной величины
(Gw/шах) ПРИ некотором критическом значении угла атаки акр. Сул шах и
акр в значительной степени зависят от критериев подобия Re, в, Лш, и
ногут быть надежно определены экспериментальным путем.
Практически все профили с умеренной относительной толщиной и
кривизной (с < 12-5-13%; f < 0,02% ) обнаруживают увеличение Суе1тйХ с
ростом числа Re 115], что связано с более интенсивным переносом энер-
гии в турбулентный пограничный слой из внешнего потока, уменьшением
толщины пограничного слоя и затягиванием отрыва на большие углы
атаки. При малых числах Re, когда профиль обтекается с образованием
Глрывного пузыря на передней кромке, увеличение Re в некотором диа
иазоне будет сопровождаться не только увеличением Суа, но и уве-
личением Сув „-а* (рис. 1.3.1, 1.3.2).
Увеличение степени турбулентности набегающего потока оказывает влия-
ние на значение С^,/111ах, анакличнос увеличению числа Re (рис. 1.3,3а) [15].
Шероховатость обтекаемой поверхности, способствуя более раннему пе-
реходу пограничного слоя при малых числах Re, приводит к существенному
-Сличению толщины турбулентною пограничною слоя и отрыву потока при
'1еныцих углах атаки, что в целом приводит к увеличению сопротивления и
С11Ижепию величины С,/а тах. Влияние шероховатости на указанные аэроди
‘^Шческне коэффициенты зависит от степени отличия состояния внешней
^Верхности самолета и модели, (рис. 1.3.4) [16].
Таким образом, в результате совместного воздействия критериев по-
^бия числа Re, степени турбулентности набегающею потока е и сте-
гни u Горохова гости обтекаемой поверхности (Л,,,), происходит их
частичная компенсация, т.е. совместное влияние этих факторов мож<
быть меньше влияния каждого из них в отдельности: — малые числа
в АДТ снижают Суйюах,
а большая степень турбулентности поюка
И
меньшая степень шероховатости внешней поверхности увеличивают
Суа max мололи по сравнению с Clja тах самолета.
Рис 1.3.3. Влияние числа Rc и степени турбулентности потока в АДТ на Суата профиля
шероховатости по-
на максимальный
Рис. 1.3.4. Влияние
верхности профиля
коэффициент нормальной силы
На этом экспериментальном факте
основана идея использования при обра-
ботке материалов испытаний в разный
АДТ эффективного числа (Re^) [15],
учитывающего совместное влияние чис-
ла Re и степени турбулентности потока
(рис. 1.3.36). Эффективное число Рей-
нольдса вычисляется по формуле
К^эф — Re-ftT,
где Re — число Рейнольдса, вычислен-
ное по ус ю виям набегающего потока и
характерному размеру обтекаемого тел?
kj — коэффициент турбулентности; fer = Rec(e~O)/Rec(cAjT); Rec(e~O)-
= 385000 — критическое число Рейнольдса шара, при степени турбулентно!
ти е ~ 0 и коэффициенте сопротивления, равном Сх = 0,3; Рес(еддт) - ИН
тическое число Рейнольдса шара, соответствующее Сх = 0,3 и степени т рФ
лент! гости в АДТ.
Степень турбулентности и критическое число Рейнольдса для шира
Ref.(c) связаны эмпирической зависимостью, полученной обработкой Рс"
зультатов экспериментальных исследований сопротивления и обтекаяЯ^
шаров в разных АДТ и при свободном падении в атмосфере [1-1
е[%|- 5 |Rec-10 5| °-С5 - 2.
Индуктивная поляра. Согласно теории крыла коэффициент соир0'
тивлепия можно представить в виде суммы коэффициентов профильно^
и индуктивного сопротивления:
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
С га * Схар + С xfl { (1)
С _ коэффициент профильного сопротивления при докригичес-
числах М включает в себя сопротивление трения Сгдтр, сопротив
КИние давления л и вредное сопротивление.
je в общем случае коэффициенты Cxaiv и С\ЙД зависяг от чисел М и
ре положения линии перехода пограничного слоя А'т 1Кр и коэффицисн-
потъемной силы С„д. Как показано в [17], каждая из них может быть
оедставлена в виде квадратичной параболы. Если положение линий пе-
оехода пограничного слоя нс зависит от коэффициента подъемной силы,
то и коэффициент роста сопротивления “поляры трения” не зависит от
С и Re. а изменение коэффициента роста сопротивления профильной
поляры будет определяться изменением коэффициента роста сопротивле-
ния “поляры давления”
Для практического использования коэффициент сопротивления самоле-
та (крыла, модели) может быть представлен в виде суммы коэффициента
минимального сопротивления Схдт1П, содержащего независящие от Су(! со
сгавляютцие всех перечне генных коэффициентов сопротивления, и обобщен-
ною коэффициента индуктивного сопротивления самолета (крыла, модели),
содержащего все составляющие сопротивления, пропорциональные Суа\
/ \2
(2)
- с
уа уа
Здесь Ai = 1/(лХэо) — коэффициент роста индуктивного сопротивления;
8 - коэффициент учитывающий отклонение распределения давления по
размаху крыла от эллиптического; С'*о — коэффициент подъемной силы,
соответствующий минимальному значению коэффициента сопротивления.
характеризует смещение индуктивной поляры по оси Суа и связан с
Деформацией срединной поверхности крыла.
По линейной теории крыла конечного размаха в идеальной жидкости
КОэФфициент роста индуктивного сопротивления Ai не зависит от дефор-
мации срединной поверхности крыла (закона геометрической и аэродина-
мической крутки), а изменяется в зависимости от удлинения крыла,
рактически он зависит также от степени реализации подсасывающей
силы S, которая определяется как отношение подсасывающей силы, по-
^}чеццой в реальных условиях (при эксперименте в АДТ или в полете),
теоретическому значению, т.е. отношение разности коэффициентов
'Активного сопротивления самолета (крыла, модели) измеренного в
^перименте:
С = С
ха ха linn
Суа 1-Я а (Сха Cra niin)
По^Ности коэффициента индуктивного сопротивления при но.шом отсутствии
^сась1Ватощей силы и этого коэффициента при ее полной реализации
9 /
Cyn tga -C-a/rSn.
В первом линейном приближении ото отношение записывается в виде
уа
, где J2 = —— -
1/rtX - 1 С“а ^-зф
Из (3) следует, что
ь-4г
, или ----
C^ja
ЛА
<’а
'уа
Коэффициент 5 учитывает все причины, приводящие к отличию со-
противления от минимально возможною отрывы на любом участке
крыла, изменение коэффициента трения по углам атаки, интерференции
элементов аэродинамической компоновки самолета, а не только потери
собственно подсасывающей силы на передней кромке.
При полной реализации подсасывающей силы (5=1). А? = 1/(паЯ
т.е. Ааф = а; при се полном отсутствии (S = 0) Л2 = 1/С"а, “ ^уа/п-
Значение коэффициента 5 зависит от Rc, вычисленного по скорости
набесающего потока и радиусу закругления носка профиля (Rep), опреде(
лепных по перпендикуляру к передней кромке крыла, угла стреловидное»
передней кромки, числа М и коэффициента подъемной силы Суа [14, 18].
При безотрывном обтекании крыла в диапазоне коэффициентов подъ-
емной силы 0 < Суа < (1^1,3)СиДк„11У’ поляра является квадратичной пара-
болой с постоя иным коэффициентом роста индуктивного сопротивления А?
и, следовательно, с 5 = const. Величина 5 увеличивается с ростом Re, пр»
отклонении механизации передней кромки крыла, наличии крутки кры.га и
уменьшается с увеличением числа М. При числе М, соответствующем звуке*
вой передней кромке (М = l/coS"/1IK), имеем 5 = 0, Л2 ~
Особенностью изменения коэффициент a S при докритичсских числе
М является то, что с уменьшением Rep, величина 5 не уменьшается ДА
нуля, а достигает некоторого минимального значения, которое при ЛаЯ
нейшем уменьшении Rep остается постоянным [18] Это минимально'
значение для крыльев с хПк^50° составляет 5 = 0,5 и уменьшается с р°*Я
том угла стреловидности но передней кромке (рис. 1.3.5).
Влияние формы крыла в плане на коэффициент 5 для крыльев у-ЧД
ренного удлинения (2 < а < 5) и стреловидности (30 < хпк < 50°) незЯ
читсльно и не превышает 5%. Результаты расчетов [17| могут быть айв
роксимированы приближенной формулой: а
5 = (0,024 - 0,02 cos %ПК)Х. I
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 1-3.5- Зависимость степени реализации подсасывающей силы от числа Рейнольдса и
ее влияние ла псляру
При обтекании несимметричных профилей (или крыльев с несимме-
тричными профилями) влияние вязкости приводит к некоторому смеше-
нию поляры вверх относительно оси С,/а и, очевидно, с увеличением чи-
сел Re (уменьшением вязкости) величина C'/tl будет уменьшаться.
Применительно к сравнению индуктивных поляр, полученных в
АДТ, следует ожидать, что при больших числах Re, соответствующих
полету, индуктивная поляра самолета будет иметь меныпие значения ко-
эффициентов Л 2 и С .
Примеры зависимостей С//в(сх) и Сдд(С,у(7) для моделей сверхзвуково-
го самолета с топким крылом умеренного удлинения и стреловидности
= 0,05; Х<5аз = 3,4; Хпк = 42°), которые получены в разных АДТ в диа-
пазоне чисел М = 0.15-5-2,5 приведены на графиках рис. 1.3.6.-1.3.10.
Сравнение результатов испытаний показывает удовлетворительную схо-
димость указанных АДХ, полученных при малых числах Re, характер-
ных для стандартных условий испытаний в разных АДТ (рис. 1.3.6“
3.8). Практическое совпадение индуктивных поляр в широком диапазо-
Н<? углов атаки при дозвуковых числах М = 0,13-5-0,8 (рис. 1.3.7) объяс-
няется тем, что числа Rc, вычисленные по радиусу передней кромки
крыльев моделей, не превышают величины 7-103 (lg Re,,« 3,85). При
-ч степень реализации подсасывающей силы минимальна и имеет но-
- оянную величину Хш11, = 0,5 (для Хпк < 50°) (рис. 1 3.5),
АДТ УВоли’,е1,ием чисел Re (испытания моделей при малых скоростях в
fa ”еРсмепной плотности и самолета в натурной АДТ) производная
Практически не меняется (крыло с профилем малой относительной
КоэФфициент максимальной подъемной силы увеличивается, а
СлУЧае ?1>1С1П И1|ДУКТИВНОГО сопротивления уменьшается, так как в этом
саГ1, ' xei,:> 7-103) значительно увеличивается степень реализации под-
С,’1в^щей силы (рис 1.3.7, 1.3.9)
X *
Xх
И = 0.8 X
X
2,3
•
АДТ
х Т-106
о Т-109
• Т-112
°пс. 1.3.6. Сравнение испытаний моделей
.•перх тукового самолета в разных АДТ
С тандартныс испытания
Повышенные (малые Re)
числа Rc
0,5
1,0
0.2
а ГЦ;
•1ТЧ)
атм
С -С
Рис. 1.3.7 Сравнение испытаний моделей
сверхзвукового самолета в разных АДГ
Т-101
Т-102
T-10G
Т-106
Т-106
Т-109
Т-112
м
0.15
0,15
0,15 (Ро = I
0.15 (Ро = .5
0.60 (Р,-, = 1
0,6:0.8
0,8
М= 1.78
0>1
М =
оД
Ле *
к
2,3*2,5
Л
Л
* *
,Д°
ff АДТ
° &Т-109
• Т-112
х Т-113
1 Т-114
0,2_________
С -С
ха ха пип
Рис. 1.3.9. Влияние числа Re па зависимосЛ)
СудСа) модели сверхзвукового самолета
Рпс. 1.3.8. Сравнение испытаний моделей
сверхзвукового самолета в разных АДТ
е- Т-102
о- Т-109
х— Т-106 (5 атм)
#- Т-101
• Т-112,113
Рис. 1.3.10. Коэффициент увеличения индуктивного сопротивления моделей сверхзвУ1
вого самолета по испытаниям в разных АДТ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
отноврсмениом увеличении чисел М u Re происходит взаимная
ПР\ция влияния этих главных критериев подобия: с увеличением
компен^ стеие|1Ъ реализации подсасывающей силы увеличивается, а с
числа нисм числа М опа существенно уменьшается. В рассматриваемом
увелич. ПрИьОдП1 к тому, что индуктивное сопротивление (коэффи
примеру ) остасТСЯ ИрИ стандартных условиях испытаний (когда уве-
HJICHT - - происходит за счет скорости потока) практически оди-
личе разных моделей одного и гого же самолета и постоянным в
диапазоне чисел М = 0,15-н0,8 (рис. 1.3.10).
При определении летно-технических характеристик самолетов, особенно
об части небольших дозвуковых скоростей (М «Мкр), где наиболее суще-
ственно влияние числа Re и практически отсутствует влияние числа М на
степень реализации подсасывающей
силы, в индуктивное сопротивление
(коэффициент /Ь), полученное в АДТ
при малых числах Re, должны быть
введены поправки на переход к на-
турным условиям (см. гл. 15).
В заключение следует упомя-
нуть еще два параметра, коюрыс
могут оказывать влияние на состо-
яние пограничного слоя: уровень
шума (уровень звукового давле-
ния) и влажность воздуха.
Влияние этих параметров на
АДХ моделей исследовано недоста-
точно, хотя известно, что уровень
шума в АДТ даже с малой степе-
нью турбулентности выше, чем в
полете, и оказывает существенное
в-1и пне на переход пограничного
чоя [19, 201 (рис. 1.3.11). Увели-
чение влажности воздуха также
может оказывать значительное влия-
Ни₽ На аэродинамические характе-
ристики при транс- и сверхзвуковых
скорос1Ях
Рис. 1.3-11 Уровень п ibcamtft статического
давления на конусе при испытаниях в АДТ и
в полете
1 4. Пересчет аэродинамическою сопротивления моделей
на натурные условия
1 ^2 ^11Ста которые могут быть реализованы при испытаниях в АД1, на
СТВуют^^'1 * * * * мснь,,,е достигаемых в полете, причем Rcnwx > Ю8 соогвет-
С1К;Рхзвуковым самолетам больших размеров на дозвуковых скорое-
’-таП
0.05
0.04
0,03
0,02
0,01
0
0,5 1.0 1,5 2.0 2,5 М
Рис 1.4.1. Влияние числа Re па СтП самолета
гях и маневренным сверхзвуков]
самолетам на околозвуковых ckoj
стях при полете у земли (рис. 1.4 1)
Коэффициент лобового сопротивде
ния самолета (Сгд0 или Сгй1пЫ)
меню изменяется по высотам no.iera
(рис. 1.4.1) и при переходе от моде,
ли к самолету. Методика введения
поправок к коэффициенту coupon^,
лепия ACwrc хорошо известна, щ.
ложена в учебниках и монелрафиях [17] и заключается в расчете коэф,
фициептов сопротивления трения всех элементов модели л самолета
(консолей крыла и оперения, фюзеляжа, гондол двигателей) с учетом щ
геометрических особенностей (относительной толщины, формы профиля,
крыла и оперения, удлинения фюзеляжа и мотогондол), определении разно-
стей соответствующих величин и суммирования этих разностей, отнесенных
к плошали крыла
^С ха Re = Z IQ; „ад - Q-(,w S0M i/Sxp ,
где .S(1M площадь омываемой поверхности.
Так как предполагается, что все другие компоненты полного сопро-
тивления не зависят от числа Re, то поправка ДСхлре — это величина, на
которую необходимо уменьшить коэффициент сопротивления модели при
определении его значения для самолета, т е. экстраполяции сопротивле-
ния трения на натурные числа Re в условиях одинаковой гладкости по-
верхности модели и самолета.
Приближенный метод введения рейнольдсовской поправки па этапе
концептуального проектирования изложен в гл. 15.
Состояние внешней поверхности модели существенно отличается от со-
стояния поверхности самолета. На внешней поверхности самолетов имеется
значительное количество производственных неровностей, таких, как шеро-
ховатость и волнистость обшивки, выступающие головки заклепок и винтов,
уступы на стыках листов обшивки, панелях, крышках люков, мелкие детали
иди надстройки, необходимые .тля нормального функционирования самолет-
ного оборудования, приемники полного и статического давления, датчики
аэродинамических углов, антенны, вспомогательные воздухозаборники, а
также обтекатели, выпучины, качалки органов управления и т.п., больший’
ство из которых не воспроизводится на моделях при испытаниях в АДТ.
Задача введения поправок на увеличение сопротивления самолета Э|
счет производственных неровностей и других нарушений аэродинамичес-
кой гладкости внешней поверхности исследована значительно менЫ0<!
чем влияние числа Re. Ниже приводится краткое изложение рскомеН'
дуемой ЦАГИ методики введения этих поправок.
72
WWW.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(^лстсмаптеские обследования внешней поверхности серийных и
1ГН1ях самолетов различного назначения показали, что число произ-
°пЬ твеЯ1П>1Х неровностей в первом приближении пропорционально пло-
в° пи омываемой поверхности самолета, а площадь миделя, создаваемая
Ul явностями, зависит от качества внешней поверхности (технологии
И юизводства) и изменяется в широких пределах: от 0,08 до 0,48% пло-
щади омываемой поверхности или от 0,5 до 2,3% площади крыла самоле-
та Статистические данные по относительной площади миделя производ-
ственных неровностей и мелких надстроек на омываемой поверхности са-
молетов приведены в таблице.
Ха ц/п м2
Заклепки Винты Уступы Накладки Детали Всего
стыки люки
1 23 0,0290 0.0290 0,0110 0,0067 0,0067 0,1.560 0.2140
2 40 0,023.5 0,0108 0,0170 0,0230 0,0036 0,0960 0.1740
3 34 0,0230 0.0098 0,0158 0,0188 0,0150 0,0750 0,1580
4 34 0,0284 0,01.38 0.0690 0,0174 0,0050 0,0670 0,2000
5 35 0,0340 0,0094 0,0200 0,0158 0,0158 0,1100 0,2050
6 60 0.0280 0,0440 0,0530 0,0125 0,0264 0,0770 0,2420
7 50 0,0290 0,0240 0,0440 0,0148 0,0204 0,1350 0,2660
8 157 0,0645 0,0200 0,0460 0,0500 0 0160 0.0605 0,2600
9 157 0.0205 0,0140 0.0290 0,0203 0,0160 0.1000 0,2000
10 32 0,0260 0,0510 0,0690 0.0410 0,0187 0.14G0 0,3500
J1 38 0.0129 0,0425 0.2090 0,2090 — 0,2100 0,4770
12 507 0,0026 0,0064 0,0206 0,0264 — 0,0257 0.0823
13 460 0,0092 0,0095 0,0880 0,0287 0,0007 0,0180 0,1540
14 150 0,0570 0,0286 0,1540 0,0756 0,0134 0,0288 0,3580
15 180 0.0710 0,0190 0,0224 0,0204 0.0120 0,0270 0,2040
16 330 0,0340 0,0030 0,0940 0,0200 0,0068 0,0212 0,1780
L№ 1+13 самолеты сверхзвуковые; X? 14+16 дозвуковые.
В среднем по всем сверхзвуковым самолетам (0,0023+0,0025) 5П„,
Представление о наилучшем состоянии внешней поверхности самоле-
достижимом при современном уровне технологии, дает сумма мини-
мальных значений площадей миделя различных производственных неров-
ностей и мелких деталей (по замерам па разных самолетах), равная
'^1Хтй,Я!0>00055'ом для всех обследованных самолетов и .9Mlnh ~ 0,001 lSnM
сверхзвуковых. Полученные минимальные значения в 2,5+5 раз ниже
среднего уровня. Неровности нарушают аэродинамическую гладкость об-
?екаемой поверхности и могут привести в зависимости от режима полета
и качества поверхности к существенному увеличению сопротивлении
ухудшению летко-тсхнических характеристик самолетов. 1
Воспроизведение перечисленных элементов на моделях самолсЛ
испытываемых в аэродинамических трубах, практически невозможно г
за малых размеров моделей и нс оправдано .методически, поскольку Л
стояние и относительные параметры пограничного слоя на моделях су Л
ственио отличаются от натурных. Поэтому сопротивление неровностеД
пограничном слое исследуется на специальных измерительных эле.че!
тах, вмонтированных в стенку аэродинамической трубы.
Систематизация и обобщение результатов подобных исследований J
базе теоретических представлений позволили выявить основные законИ
мерности изменения сопротивления неровностей различных типов.
Шероховатость поверхности приводит к увеличению couponing
ния. Области скоростей и высот полета, внутри которых следует учил*
вать увеличение сопротивления вследствие шероховатости с высотой (*.
горков, большей допустимой, представлены на рис. 1.4.2а. Особенно си,
ществеппо сопротивление шероховатости при полете па малой высоте!
предельно большими скоростями (рис. 1.4.26). |
Рис. 1.4.2. Дополнительное сопротивление шероховатости поверхности
Волнистость поверхности существенно увеличивает сопротивЖрЧ
иа около- и сверхзвуковых скоростях. Коэффициент сопротивления вэА
нистосги зависит от ее формы и меняется пропорционально квадрату
ношения высоты волны к ее длине (рис. 1.4.3а). Характер изменения
противления волн в зависимости от отношения высоты волны к толтЛЧ
пограничного слоя приведен на рис. 1.4.36. Это изменение можно прв
ближеппо аппроксимировать корнем третьей степени из отношения Л'З- J
Производственные неровности типа потайных головок заклепок и
тов, усгупов на стыках листов обшивки и люках создают сопротивление,
ределяюищм параметром которого является число Re*, = р^Л'.Л/р.^, ВЬ,И
74
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
по высоте неровности h и динамической скорости v* = y]xw/pw, где
qeinK*’
- напряжение трения, плотность и коэффициент вязкости у стенки.
Хи" Р« ‘
Рис. 1.4.3. Сопротивление производственных неровностей
Коэффициент сопротивления растет с увеличением Rc^ до некоторого
предельного значения, зависящего от числа М и типа неровности. При даль-
нейшем увеличении Rc*? рост коэффициента сопротивления прекращается.
На рис. 1.4.Зв,t в качестве примера приведены такие зависимости
лля прямого и обратного уступов. Для обратного уступа имеется ряд
точек, полученных в летном эксперименте на самолете Локхид YF-12 при
сверхзвуковых скоростях М = 2,2-2,85 и Кех я= 108.
и<п даи,и’1е п°Дгвсрждаюг закономерность, полученную в трубных
itimv ^Ы(::тпУП(1ЮЩис в поток детали требуют индивидуального подхода
вления в каждом конкретном случае. Оценка про-
расчетными методами или по результатам исныта-
сопротивлепия деталей уменьшается с увеличением
Щипы пограничною слоя пропорционально УЛ5 (рис. 1.4.4д).
как ь С'ш По °р1’анам механизации крыла и управления, расположенные
ХУ кры *Ь И0Тока секциями или но борту), так и поперек (по разма-
ны к п 13 11,111 ОПерения), конструктивно неизбежны и не могут быть отнссе-
изводственным неровностям. Однако наличие щелей с перетеканием
Види1с.я известными
ПИи К°эФфициент
75
воздуха приводит к значительному увеличению сопротивления. В.шяттие щр.
лей аналогично уменьшению эффективного удлинения крыла (рис. 1.4,46).
с,/с,
1.0
0,5
при /г/5 < 2
0
001
дсг
2
расчет Надстройки
ТУ
о
АС,
0.005.
0.25 0,50
Выступающие детали
3 Л/8
0 05
0 бол
0,02
Г
' о .Tmiwitt: испытания
• Данный испытаний и АДТ.
исрсс'ги-анныс на натурные
условия
'^Г Лр и
-
“ * Щели, надстройки
0 25 0,50 Си
Рис 1.4 4. Сопротивление надстроек и щелей (а.б,в) и сравнение CrzK1, полученного нз лет-
ных испытаний, с данными испытаний в АДТ, пересчитанных на на>уриме условия (г)
- Распет
х .
г
0_
0.5
1.0
2,0 М
а
в
о
1
Л___°
Перечисленные закономерности положены в основу методики расчета
поправки на сопротивление, обусловленной производственными неров-
ностями и мелкими деталями самолетов.
Приращение коэффициенте! сопротивления рассчитывается по еле
дующим формулам:
- шероховатости
^Сх ш
Ст тр.с»
где Сгтр.с - сопротивление трения самолета, если правая часть отрин:
тельна, следует считать ДСЛ ш = 0;
- волнистости
А^.ГВЛН — QrecB-TH
(Л//)2 Ifh(1.08 - 0,08(Я/1 Olr’^Sttw/s)
где Л, / — высота волны и се длина; 5пли — площадь поверхности, покр!
гая волнами; х — расстояние в меграх от передней кромки до середин
ВОЛНЫ; (^хо*ПЛ1! = Окх-КТН
противления волн, зависит от формы и вида волны (цилиндрическая и-'
пространственная) (рис. 1 4.5);
|2 предельное значение относительного ©
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
производственных неровностей
(прямой и обратный уступ, ци-шнлри-
чссклй выступ)
гяе #(М) _ Функция числа М и ти-
па неровности (рис. 1.4.6); .г — рас-
тояиие в метрах от передней кром-
ки до неровности; 5М.Н - площадь
миделя неровности,
- мелких деталей
дс -С
дг-хд - 'д-хд .
Рис. 1.4.3. Предельные значения коэффи
1ПКЧГГ0В сопротивления волн: 1 цилиндри-
ческая волна. 2 - пространственная волна
где Cxmi — предельный коэффициент сопротивления детали (при А/5 >со);
5 1 — площадь миделя детали; 8 - толщина пограничного слоя в месте ус-
тановки детали.
Л/5 , /?/6 ,
При ----> । считать - = 1.
Во всех приведенных формулах: h — высота неровности в метрах,
Н - высота полета в километрах, S — площадь крыла самолета.
Результаты расчета для обследованных самолетов показывают, что
производственные неровности и мелкие детали увеличивают коэффи-
циент сопротивления при нулевой подъемной силе на ДСг,;п = 0,00035*
*0,0058, что составляет от 3 до 28% Схяо самолета с аэродинамически
гладкой Поверхностью.
1-4 6 Кол<рфици<1пы В(М) для расчета сопротивления прямого и об
кто уступа, цилиндрического выступа
Д я большинства самолетов значение дополнительного сопротивЛ
ния составляет АС, = 7т 17 й а для самолетов с высоким качеством вц^Л
ней поверхности 3, 12, 16) ДО-- = 3-6%
Правильность методики расчета дополнительного ':опротивления ц0.
тверждена мноюкрашыми экспериментальными исследованиями самоЦ
та Х° И с исходным и улучшенным состоянием внешней поверхности
аэродинамической тр\бе Т-101 ЦАГИ Показано, что экспериментальна
значения приращении сопротивления производственных неровностей Я
мелких деталей близ1 и к расчетпь. м (рис. 1.4.4е)
И пользование мегодики для введения поправок на различие в еда
стоянии поверхности модели и самолета при пересчете коэффициента с>
противления амолета, определенного в условиях трубных испытаний, не
натурные условия приводит к хорошей сходимости коэффициентов с?>
противления при ну девой подъемной силе, полученных в аэродиц|и
мнческих трубах и летных испы аниях (рис. 1 4.4г).
Рис. 1.1.7. Вредное сопр..тивле ine сам пета: npoiлвидствег iwi- неровное- 1
ти и летали 'по результатам обследования)
Представление о величинах поправок на состояние поверхности сам
лета геометрические параметры которою приведены ниже, дает рис. 1 4д
Гео ч< трическис размеры
Крыло Фюзеляж ГО ВО
Площадь, м2 62 •^1., U|>я 58 12,25 15,4 + 2.5
Л uijia. м * 3.66 /ф ® 21.6 Лп,= 2 24 ,р«2.39^
Омываемые поверхности
Консоли крыла Фюзеляж Мотогон- ЛС’.ИИ го ВО Всего
$’ „. м .0.2 120 ' 54 24.5 35,8 305,2
•S'™. S’ 1.13 1 95 0 88 0,39 0,58 4 93
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
3
4
6
8
Список литературы к главе 1
Miller Ч М. Wood Leeside Flows over Delta Wings at Supersonic Speeds //
f 'Vircraft. 1984 V. 21 №9, P. 680-686.
J szodrufh. D-J Peake. Leeward Flow over Delta Wings at Supersonic Speeds Л
v/sA. 1980. TM-81187
- Нилсен. Аэродинамика управляемых снарядов. - M: Оборонгиз, 1962.
Ч^родинамнка частей самолета при больших скоростях - М: ИЛ, 1959.
( \ Ьл церковский, 11. А. Кудрявцева, С Л. Попыталов, В.Г Табачников. Иссле-
дование сверхзвуковой аэродинамики самолетов на ЭВМ М • Наука, 1983
у I" Koi.alenko, l.V Khlcmoy. Complex of Computer Codes for Calculating the
Supersonic Flow Field over Vehicles Proc, of the Second Sino-Russian Symposium on
Aerodynamics pp. 137-156, Bcdjing 1992
Д’ V. I oevodenko. Computation of Supersonic Hypersonic Flow near Complex
Configurations Proc of 19-th Congress ICAS. 1994, V. 1., P 406-412.
James C. Ellison. Investigation of the Aerodynamic Characteristics of Hypersonic
Transport Model al Mad Numbers to 6// NASA TN’D-6191 1971.
9. Аэродинамика ракет. Кн. 2 - M Мир, 1989
10. Т.С. Tai. Flow Separation Pattern over an F-14A Aircraft. Wing/ AIAA Paper №90-596, 1990.
11 Д. Кюлеман. Аэродинамическое проектирование самолетов. - M: Машиностроение, 1983.
12. К-ll. Петров. Аэродинамика aic-mcjikib клатечьиых ашгараюв - М: Машиностроение 1985
13 П. Чжан. Отрывные ечепия Г. 2. М: Мир, 1973.
14 А.К. Мартыны/. 11рикладиая аэродинамика. - М. Машиностроение, 1972
15. 77.//. Красильщиков Практическая аэродинамика крыла//Тр. ЦАГИ, 1973
16 M-U. Некрасова, А.А. Савинов. Влияние числа Рейнольдса и шероховатости на распределе-
ние дав. ения и Су 11йх профиля с относительной толпипюй с = 6 и 12% //Тр. ЦАГИ, 1970.
17. С.К. Игнатьев. К расчету поляры крыла большого удлинения при докритических
числах М Тр. ЦАГИ, 1978
18. Н’.Р Henderson. Studies of Various Factors affecting Drag due to Lift, at Subsonic
Speed; NASA TN, 1966. X, ND-3584.
19. EJ. Saltzman, T.G. Ayers. A Review of Flight to-Wiud Tunnel Drag Correction//AIAA-
81-2475
20 A'.S. Dougherty, Correlation of Transition Reynolds Number with Aerodynamic Noise
Levels in a Wind funnel at Mach Numbers 2+3// AIAA J, 1975, V 13, №12.
21 И.Н Торжков. Определение аэродинамических характеристик профиля, обтекаемого
влажным газом Технические отчеты ЦАГИ, 1959
- С.A. \put тианович. Обтекание тел газом при больших дозвуковых скоростях
й Гр. цА|-и 1£)40
7- 1. Симонов, С.А Кристианович Влияние сжимаемости па индуктивные скорости
И ви1,та- Прикладная математика и механика. 1944 Т.8, №2.
Никольский. О течах вращения с протоком обладающих наименьшим внешним
полисным сопротивлением в сверхзвуковом потоке // В сборнике теоретических работ
25 аэролинамике. - М.. Оборонгиз, 1957.
Расчет расп|В-делсиия давления по телам вращения в сверхзвуковом но
26 д Н Н сборнике теоретических работ по аэродинамике. - М,- Оборонгиз, 1957.
Ычс Расч г распределения давлений по телам вращения под углом атаки в
D6opo|,VK°l!™ 1ОТОКС газа И сборнике теоретических работ по аэродинамике. - М.:
Теория пространственного пограничного слоя на скользящем кры
28 f) \j ,ке теоретических работ по аэродинамике. М.. Оборонгиз, 1957.
Ск 'Уркиня. Обтекание крыльев с oik юненными элеронами при сверхзвуковых
1957°Стих В сборнике । isipci ических работ но аэродинамике. - М.: Оборонгиз,
Глава 2
/АЭРОДИНАМИКА СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
С ПРЯМЫМИ, СТРЕЛОВИДНЫМИ
II ТРЕУГОЛЬНЫМИ КРЫЛЬЯМИ
2 1. Обтекание прямых, стреловидных и треугольных крыльев
при малых углах атаки
Прямые крылья конечного размаха определяются двумя параметр^
ми, характеризующими форму крыла в плане — удлинением X и сужением
И и профилировкой. По своим аэродинамическим характеристикам и осо
бенпсхлям обтекания сечения такого крыла наиболее близки к профилю, за
исключением концов, где имеет моею пространственный характер обтека-
ния. На рис. 2.1.1 н 2.1.2 приведены результаты измерения сопротивления
шести изолированных прямых крыльев (а. = 0,5 :-3) с относительной толщи-
ной с = 4 и 8°о при а = 0. Уменьшение удлинения крыла приводит к уве-
личению Мкр и уменьшению прироста волнового сопротивления при около-
звуковых и сверхзвуковых скоростях. Сравнение результатов расчета но ли
нейной теории с экспериментом показывает, что линейная теория приводит к
существенному завышению сопротивления крыла малого удлинения (Х<2).
При удлинениях крыла л-3+4 волновое сопротивление, подсчитанное ио
линейной теории, хорошо сходится с результатами эксперимента (рис.2.1.3)
Рис. 2.1.1 Коэффициент сопротивления (при а - О) прямых крыльев ра;1-
личного удлинения с относительной толщиной с = 8%
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Коэффициент сопротивления (при а - 0) прямых крыльев
с относительной юлщнноп с = 4%
Рис. 2.1.2
различно* о удлинения
В диапазоне околозвуковых
скоростей (М-D волновое сопро-
тивление прямых крыльев, скомпо-
нованных из профилей с острой пе-
редней кромкой, можно определить
по эмпирической зависимости, по-
лученной обработкой по параметрам
подобия (рис. 2.1.4):
^.ГВИН ~ 2,6 АС .
Влияние на коэффициент со
противления толщины и формы
профиля прямого крыла с постоян-
ной хордой (г] - 1) и прямою кры-
ла с сужением (г| 1) приведено на
рис. 2.1.5.
Рис. 2.1.3. Сравнение генетических и экспе-
риментальных значений волнового сонротив-
лепня прямых кры.ты-в (параболический про-
филь, а~0) при сверхзвуковых числах М
Нц._ 2 1 и тг
**ИЙ ** оти . ФФИЦИ1!11т сопрел пиления (при а = 0) прямых крыльев различных удлинс-
,,с*ителы1ых толщин при до- и трансзвуковых числах М
Рис. 2.1.5. Влияние относительной толщины и сужения на АДХ прямых крыльев гри
сверхзвуковых числах М
Применение1 малых удлинений, малых относительных толщин и ос
троносых профилей уменьшает волновое сопротивление прямых крыль-
ев. Однако с уменьшением удлинения прямого крыла уменьшаются и его
несущие свойства как при околозвуковых, так и при сверхзвуковых ско-
ростях, причем для крыльев очень малых удлинений (Л < 2) в измене-
нии характеристик подъемной силы по углу атаки наблюдается суще-
ственная нелинейность (рис. 2.1.6).
Рис 2.I.G. Влияние удлинения на несущие свойства прямых крыльев
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Ветчины прямых крыльев при дозвуковых и сверхзвуковых
,гях могут быть подсчитаны известными теоретическими методами,
н нис данных расчета и эксперимента указывает на удовлетвори-
вшую их сходимость (рис 2.1.7).
Рис 2.1.7. Сравнение теоретических н экспериментальных значений произ-
полной СуЯ<М> Для прямых крыльев различных удлинении
Стреловидные крылья определяются профилировкой и тремя пара-
метрами: удлинением X, сужением г) и углом стреловидности по четвертям
хорд х(4; угол стреловидности по задней кромке ХзК > 0. Как известно,
для скользящих крыльев (X - оо) начало возникновения волнового кризиса
смещается в область больших чисел М (Мкрх = Мкр(% = 0)/cos р, где р —
угол скольжения), а сам кризис проявляется значительно слабее, чем на
прямых крыльях.
На стреловидных крыльях конечного размаха без сужения эффект
скольжения проявляется лишь в центральной области консолей. В кор-
невых (бортовых) и концевых сечениях стреловидных крыльев нрояв-
тлкнея гак называемые корневые и концевые эффекты, связанные с
'1еиьшснием эффекта стреловидности в корневых сечениях крыла и
возникновением пространственного характера обтекания концов крыла.
В корневой и концевой областях крыла линии равных давлений пово-
рачиваются в сторону уменьшения угла стреловидности и в некоторых
_^Учаях располагаются почти под прямым углом к направлению набегаю-
сеч^ П°Тока’ т-е- так же- как и на прямых крыльях (рис. 2.1.8) В этих
BOj^WUsix кРЫла раньше, чем в его центральной области, возникает волно-
Пп • К^И311С ПР11 околозвуковых скоростях и повышается коэффициент со-
н11я^ИВле1Г11Я- Возрастание коэффициента сопротивления в корневых сече-
с'греловидпого крыла частично компенсируется его уменьшением в
концевых сечениях, и у крыла в целом коэффициент сопротивленД
начинает возрастать при больших числах М, чем на прямом крыле, Цр1
сверхзвуковых скоростях на большей части размаха стреловидного крыя
постепенно устанавливается сверхзвуковое обтекание, при этом линии рац]
ных давлений на крыле располагаются практически параллельно кромка!
(рис. 2.1.8). а значение коэффициента давления в сечениях крыла сказы-
вается небольшой и соответствует его значениям на скользящем крыле.
Рис. 2.1.8. Влияние числа М на распределение давления и к<ж|н|лн1исн'1 сопротивления
стреловидного крыла
Для стреловидных крыльев с сужением уменьшение стреловидности
задней кромки приводит к уменьшению угла скольжения для линий рав-
ного давления при околозвуковых скоростях. Следствием этого является
менее полное использование эффекта скольжения у крыльев с большим
сужением, более раннее возникновение и более резкое развитие волново-
го кризиса при околозвуковых скоростях по сравнению с геми же явле-
ниями для крыльев с меныпим сужением.
Увеличение удлинения стреловидного крыла приводит к расширегг.по
области по размаху крыла, где проявляется эффект скольжения. При
сверхзвуковых скоростях изменение удлинения и сужения стреловидного
крьгла в меньшей степени влияет на характер распределения давления но
его поверхности (рис. 2.1.9).
Влияние угла стреловидности существенно сказывается на суммар 1
ных аэродинамических характеристиках крыла даже при небольших зяИ
чсниях удлинения и относительной толщины профиля (рис. 2.1.10). Иса|
больше угол стреловидности крыла, тем меньше прирост его колновоГв
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
отив-’1р111ГЯ ЛРИ сверхзвуковых скоростях. Изменение угла стрсловил-
СОП1-и в значительной степени сказывается на несущих свойствах и поло-
НОС1ИИ центра давления при дозвуковых и околозвуковых скоростях; при
рхзвуковых скоростях это влияние ослабевает (рис. 2.1.11).
Рис 2.1.9. Влияние числа М, удлинения и сужения крыла па распределение давления и
коэффициент сопротивления стреловидных крыльев
ст-*. 1- Влияние угла стреловидности па коэффициент сопрел инлепия (при и 0)
^'^идных крыльев; >. = 2; П = 4- с - 6%
Уменьшение относительной толщины профиля крыла существенно
уменьшает коэффициент сопротивления и мало влияет на несущие свой-
ства и характеристики продольной устойчивости крыла (рис. 2.1 12), а
увеличение сужения крыла приводит к незначительному возрастанию ко-
эффициента сопротивления при малых сверхзвуковых скоростях.
Рис 2 1 12. Влияние относительной толщины стреловидного крыла на его коэффиш,<ит
сопротивления (при а = 0)
Современные расчетные методы позволяют с большой точностью раг‘
считать аэродинамические характеристики стреловидных крыльев. Аиа
лиз расчетных и экспериментальных материалов показывает, что аэроЛ11'
намические характеристики стреловидных крыльев конечного размаха
при Х> 1,2-5-1,5 в широком диапазоне скоростей могут быть в перво-'1
приближении определены по линейной теории (рис. 2.1.13 и 2.1.14).
Треугольные крылья определяются профилировкой и одним из пара
метров — а или хП1с задняя кромка прямая, боковые кромки отсутствуй
(1/ц = 0), стреловидность ио передней кромке и удлинение связаны завися
мостыо л - 4ctg%nK. Эти крылья представляют собой носушие поверхноСв
в которых проявляется эффект пространственного обтекания и фФс '
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.1.13. Сравнение теоретических и зкспериментальных значений производ-
ной С“и стреловидных крыльев в параметрах подобия
Рис. 2.1.14. Сравнение теоретических и экспериментальных значений произвол
ной С“„(М) для крыльев с разными углами стреловидности
скольжсния, что приводит к существенному уменьшению их волнового
сопротивления при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях и к плав-
ному изменению аэродинамических характеристик при переходе через
скорость звука.
Аэродинамические характеристики треугольных крыльев могут быть
Рассчитаны по линейной теории, хотя линейная теория в ряде случаев не
“озволяет достаточно полно учесть эффект пространственного обтекания
кРЫльев малого удлинения и эффект скольжения.
Для треугольных крыльев со сверхзвуковыми передними кромками
с*°ДИмость расчетных по линейной теории и экспериментальных значе-
Ни{* Схв0 и Су(1 вполне удовлетворительная (рис. 2.1.15-2.1.17) Несу-
11!*1е свойства треугольных крыльев могут быть достаточно точно подсчи-
ГаКы 1акже по методу линейной теории (рис. 2.1.18).
1,5 2,0 2 5 3,0 М
---- линейная теории
—♦— эксперимент
Рис 2 1 15 Влияние формы профиля на коэффициент сопротивления
(при а ~ О) треугольного крыла
Рис. 2.1 16. Влияние формы профиля на значение производной С^а(М) треугольного крЫ-13
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
------ линейная теория ПХпк ~ 45 : ^“4,0 •хпк-70"; X 1,45
□ оф - эксперимент ©У™ “ 60s; Х= 2,31 - 75"; л = 1,07
г «ПК 1**1К
Рис. 2.1.17 Сравнение теоретических и йксперимснтальных значений производной
для треугольных крыльев в параметрах подобия
Ряс. 2.1.18. Влияние угла стреловидности па значение производной С'“о трс-у-
,о-'1ьнъ|х крыльев
Характер обтекания треугольных крыльев показан на рис. 2.1 19 и 2.1.20
Рис. 2.1.19. Распределение давления (при й = 0) по поверхности треугольного крыла при
до- и сверхзвуковых числах
p-0
-0,05
Корневое У111[ = 60°
сечение
Среднее
сечение
-0.2
Корневое сечение
р — 0 е>—
0,2.5
0.50
0,75
Среднее сечение
Концевое
сечение
Кгищеное сечение
0
Рис. 2 1.20. Распределение давления и местного числа И' по поверхности тре
крыла при до- и сверхзвуковых числах И
----- М = 0,8
----- 1,0
----- 2,0
Профиль
0,25
~т-
0,50
0,7э
М'
Коицевне сечение
1,5
0,5
0
M
P
0
0
При дозвуковых скоростях, когда влияние сжимаемости проявляет^ J
еще слабо, эпюры давления в центральных и концевых сечениях консо*1 J
крыла соответствуют эпюрам давления исходного профиля, а в корИсВЬ*|И
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
,1Пях заметно от них отличаются — перестройка эпюры давления в
С<? юных сечейиях треугольного крыла происходит в значительно мень-
сТслеии, чем на стреловидном крыле, т.е. свойственный стреловид-
Ш ч крыльям корневой эффект проявляется и на треугольных крыльях,
ЯуТя и в более слабой степени. С увеличением числа М разрежения на
Х охней и нижней поверхностях треугольного крыла возрастают и дефор-
мация эпюр давления усиливается. При сверхзвуковых скоростях, когда
на всей поверхности треугольного крыла реализуется сверхзвуковое обте-
[-аН1«'. линии Равных давлений по верхней поверхности крыла имеют
ват. представленный на рис. 2.1.19. На большей части поверхности тре-
угольного крыла реализуются малые разряжения Местные скорости на
поверхности крыла (М') в корневых и центральных сечениях близки к
скорости набегающего потока (Мх) (рис. 2.1.20). Такой характер обтека-
ния треугольного крыла обуславливает малое волновое сопротивление
крыла при сверхзвуковых скоростях, а различный характер обтекания
корневых и концевых сечений приводит к неравномерному характеру из-
менения сопротивления но размаху крыла. Коэффициент сопротивления
концевых сечений крыла изменяется от отрицательных значений при до-
звуковых и околозвуковых скоростях до небольших положительных зна-
чений при сверхзвуковых скоростях и компенсирует повышенные значе-
ния коэффициентов сопротивления корневых сечений крыла. В результа-
те этого суммарный коэффициент сопротивления треугольного крыла ос-
тается небольшим в широком диапазоне скоростей (рис. 2.1.21).
?*гс 2 1.21. Коэффициент сопротивления треугольного крыла и его сечений в зависимос-
1 от числа М (« - о)
Но Э^’Псрнментэльные и расчетные исследования показывают, что волпо-
' с°ирогивлснис треугольного крыла с относительной толщиной с < 5%
/^гавляст менее половины общего сопротивления крыла при сверхзвуко-
х скоростях. Для более топких треугольных крыльев (с = 3%) в связи
с уменьшением волнового сопротивления еще больше повышается доля сЛ
противления трения в обтаем балансе сопротивления крыла.
Угол стреловидности но передней кромке у_пк треугольного крыла (идц
удлинение) существенно влияет на характер обтекания крыла и на
суммарные аэродинамические характеристики. В корневых сечениях три
угольных крыльев по мере увеличения угла %,1К усиливается эффект стре.
ловидпости и связанное с ним перемещение области максимальных ра^
режений к хвостику профиля. В концевых сечениях треугольных крыльев
по мерс увеличения х11К все в большей степени проявляется пространствен*
ный характер обтекания и вызванное им уменьшение разрежений по хорде
профиля. С увеличением уменьшаются разрежения по всей поверхнос-
ти крыла, чю приводит к уменьшению коэффициентов сопротивления
крыла, особенно при сверхзвуковых скоростях (рис. 2.1.22).
Рис. 2.1.22. Распределение давления по хорде и размаху треугольных крыльеп различ-
ного удлинения (при а = 0)
Па рис. 2.1.23 приведены коэффициенты серии изолированных
треугольных крыльев, скомпонованных из параболического профиля с отно-
сительной толщиной с = 0,04 по всему размаху крыла. Видно, что нр1'
сверхзвуковых скоростях сопротивление треугольных крыльев невелико,
существенно зависит от угла хпк и уменьшается при его увеличении. Одн^0
увеличение угла у]1К треугольного крыла приводит к уменьшению его неоУ"
щих свойств и к уменьшению крутизны поляры как при околозвуковых, тая
и при сверхзвуковых скоростях (рис. 2.1.24). Вследствие уменьшения прй
этом и коэффициента сопротивления, максимальное аэродинамическое
качество треугольных крыльев различного удлинения при сверхзвуковое
скоростях изменяется мало.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.1 23. Влияние удлинения нн коэффициент сопротивления (при а - О)
треугольных крыльев профиль параболический, с ” 4%
Рис. 2.1.24. Влияние угла стреловидности на АДХ треугольных крыльев
Линия фокусов на треугольном крыле при дозвуковых и околозвуко-
вых скоростях располагается на большей части размаха крыла вблизи
линии четверти хорд и лишь в корневых сечениях смешается по направ-
лению к задней кромке. По мере увеличения числа М смещение линии
фокусов к задней кромке в корневых и центральных сечениях усиливает-
ся и при м S- 2 достш ает середин хорд крыла. Аэродинамический фокус
гРеуголыюго крыла смещается назад при переходе через скорость звука,
ПРИ сверхзвуковых скоростях положение фокуса треуюлыюго крыла ма-
Го зависит от VIла 7,.„ крыла и хорошо определяется расчетными мето-
аами (рИс. 2.1.25).
Сужение практически нс влияет на коэффициент сопротивления «ре-
)г°Льного крыла, но приводит к уменьшению несущих свойств и макси-
',альцого аэродинамического качества за счет уменьшения удлинения
Рис. 2.1.25. Влияние угла стреловидности на положение аэродинамичес-
кого фокуса треугольных крыльев
при дозвуковых и околозвуковых скоростях (рис. 2.1.26). Изменение уг-
ла стреловидности задней кромки треугольного крыла в пределах
Хзк = _ 10 + 15° не оказывает значительного влияния на основные аэроди-
намические характеристики таких крыльев при околозвуковых и сверх-
звуковых скоростях. Однако при /зк < 0 крылья, близкие по форме к
треугольным, имея меньшее удлинение, уступают последним в аэро-
динамическом качестве и коэффициенте подъемной силы при дозвуковых
и сверхзвуковых скоростях.
Тонкие стреловидные и треугольные крылья малого удлинения
имеют малое волновое сопротивление при переходе через скорость
звука и при сверхзвуковых скоростях и широко используются на
сверхзвуковых самолетах.
з • х = 2,3
2 о Х = 1,85
1 □ X = 1,65
Рис. 2.1.26. Аэродинамические характеристики треугольных крыльев с сужением
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Xi < = 45*. X 4,
с = 5%
Рне. 2.1.27. Аэродинамические характеристики (СгаОи С’“а) крыльев различной формы в
плане с относительной пашиной с - 3 и 5%
На рис. 2.1.27 приведено сравнение коэффициентов Схо0 и Суа кры-
льев различной формы в плане при относительной толщине профиля
с = 5 и 3 %.
Наибольшие различия в аэродинамических характеристиках срав-
ниваемых крыльев наблюдаются в околозвуковом диапазоне скоростей.
Наибольшими значениями С“д и Схд0 в этой области обладают прямые
крылья. При сверхзвуковых скоростях несущие свойства и коэффи-
циенты сопротивления тонких прямых, стреловидных и треугольных
крыльев сближаются.
2.2. Влияние угла атаки па обтекание прямых, стреловидных
и треугольных крыльев
Расчет аэродинамических характеристик крыльев конечною размаха
Раз чинной формы в плане до углов атаки, соответствующих началу' ин-
1т” Ит,Иого отрыва потока, может бьнь выполнен с достаточной для
фактических целей точностью но известным теоретическим методам.
Равнение расчетных и экспериментальных зависимостей б?,?в(а) и т2(а)
Рис .]1^ЯМь,х> стреловидных и треугольных крыльев приведено па
1 Определение аэродинамических характеристик крыльев на
углах атаки а > 10-ь 15°, а также опенка эффективности мероп-
Воч ’ На11Р^влепных на улучшение обтекания крыльев, обычно произ-
я мс-1°дами аэродинамического эксперимента.
б°-'1Ылих
Рйятий.
Рис 2.2.1. Аэродинамические характеристики крыльев различной формы в плане
Прямые крылья. Для того чтобы сохранить величину волнового сопро-
тивления па сверхзвуковых скоростях на уровне волнового сопротивления
топких стреловидных и треугольных крыльев, прямые крылья должны
иметь малые относительные толщины е = 3.3,5% (см. 2.1). Это сушествсн-
но усложняет решение проблемы безотрывного обтекания прямых крыльев.
Величина Судп1ах прямого крыла с относительной толщиной с-3-4% па
30-5-40% ниже, чем у крыла с относительной толщиной профиля с = 10-5-12%.
и не превышается Cva max = 0,7 0,8, а сопоставление CV0I,iax прямого и
стреловидного крыльев показывает сложность проблемы обеспечения высо-
ких Суа maX для самолетов с прямым крылом (рис. 2.2.2).
Рис. 2.2.2 Влияние опгосшельной толщины и угла стреловвдности по передней крОНЯ
на OveJ max крыла
Систематические исследования аэродинамических характеристик пр 1
мых крыльев показывают, что величина Суа max при л > 2 практически
зависит от удлинения крыла (рис. 2.2.3). Для всех крыльев рассмотриИ
ных удлинений при увеличении коэффициента подъемной силы свЫ^
- 0.2ч-0.25 наблюдается интенсивный прирост профильного сопр°т11Ч
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
такое увеличение сопротивления прямых крыльев происхо-
еще на линейном участке изменения С//Д(а), что связано с ранним от-
'1ИГ м пограничного слоя с верхней поверхности крыла. Одним из воз-
р1Шпых способов повышения С,/дшах прямых крыльев является применс-
МПЖмеханизаиии передней кромки крыла в виде отклоняемых носков или
' "си рынков. В связи с восстановлением плавного обтекания носка крыла
"^увеличении числа М до 0,8-г 0,9 роль отклоняемых носков в усграис-
пни местных отрывов на крыле уменьшается.
Рис. 2.2.3. Влияние удлинения на АДХ прямых крыльев
Для обеспечения продольной и поперечной устойчивости и управ-
ляемое.! и самолета с прямым крылом и предупреждения сваливания на
крыло необходимо обеспечить большие несущие свойства концевым
течениям крыла но сравнению с корневыми его сечениями на больших
лах этаки. .')го достигается за счет применения более несущих про-
Ф»1лей в концевом отсеке крыла, дифференциальным отклонением по-
”ороцгых носков с увеличением углов их отклонения к концам крыла, а
суКЖс выбором геометрических параметров самого крыла (удлинения,
ки^еНия’ О11ЮситслЫ1ой толщины профиля). Результаты систе.матичес-
г ' И<"Слсдованив показывают, что от удлинения крыла зависит эффек-
60й 10С11> Меха,,пза,1пн. а величина тах крыла с отклоненными на
По5;а-1о',ными щитками имеет максимум при удлинении крыла X ~ 3
'пис. 2.2 4).
41,°лрс.ъ1.е. Бюшт-,,,-
Рис 2 2.4. Влияние удлинения прямых крыльев пн эффективное *ь посадочных щитков
Стреловидные крылья конечного размаха обтекаются на больших
углах атаки значительно сложнее скользящих крыльев бесконечною раз-
маха. так как перетекание воздуха вдоль размаха сопровождается утол-
щением пограничного слоя и накапливанием его в концевых сечениях, в
результате чего на стреловидных крыльях возникают ранние концевые
срывы потока, распространяющиеся по мерс увеличения углов атаки в
центральные сечения крыла. Эти явления проявляются особенно заметно
на крыльях с умеренными углами стреловидности. Возникновение конце-
вых срывов потока на больших углах атаки приводит к существенному
изменению аэродинамических характеристик крыла и к нарушению регу-
лярного изменения по а характеристик подъемной силы (рис. 2.2.5)- С
развитием срыва потока существенно ухудшаются характеристики про'
дольной устойчивости и снижаются несущие свойства всего крыла.
Развитие срыва потока на стреловидном крыле зависит от его гео-
метрических параметров. Уменьшение удлинения стреловидного кры-^
приводит к ослаблению интенсивности развития срыва потока в когше-
вых сечениях крыла и благоприятно воздействует на его аэродинамичес-
кие характеристики на больших углах атаки
При околозвуковых скоростях и больших углах атаки у сгрел<””^
ных крыльев неблагоприятно перераспределяется подъемная сила
размаху и наблюдаются еще более ранние концевые срывы потока. Д' 1
обеспечения благоприятных характеристик стреловидных крыльев на У1]
лах атаки, соответствующих режимам взлета, посадки и режимам -ча1,| 1
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
околозвуковых скоростях, необходимо применение специальных
ра при J_ (установка па крыле перегородок, концевых наплывов,
меропри' Нябора профилей с отогнутым лоском и др.).
специально*"
Рис 2.2.5. Распрсделягис давляпгя по сгрелопилтюму крылу при до- и трансзвуковых числах И
При сверхзвуковых скоростях картина обтекания стреловидц^И
крыльев на больших углах атаки существенно изменяется. Основан
часть крыла обтекается безотрывным потоком до больших углов атак» ’
перетекание воздуха к концам крыла существенно уменьшается, распреЯ
деление аэродинамической нагрузки по размаху крыла становится бод^ь
равномерным, а аэродинамические характеристики линейными в летном
диапазоне углов атаки (рис. 2.2.6)
Обтекания треугольных крыльев и крыльев, близких к ним лп
форме, характеризуются рядом особенностей, обусловленных очень
большим сужением крыла и большим углом стреловидности по передней
кромке при малых углах стреловидности задней кромки крыла. Эти гео-
метрические особенности крыльев способствуют увеличению несущих
свойств концевых сечений при малых и умеренных углах атаки и воз-
никновению поперечных градиентов давления, вызывают перетекание по-
граничного слоя вдоль передней кромки к концам крыла, что приводит к
возникновению ранних концевых срывов потока. В то же время, благо-
даря уменьшению перетекания пограничного слоя вдоль прямой задней
кромки крыла, отрывные явления па трсуюлт.пых крыльях происходи
'мягче", чем на стреловидных крыльях. Возникновение ранних концевых
срывов потока па треугольных крыльях при дозвуковых и околозвуко-
вых скоростях существенно уменьшает несущие свойства концевых сече-
ний при п > 10-: 20° (рис. 2.2.7), которые частично компенсируются уве-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
м юдъемной силы в центральных и корневых сечениях крыльев.
_7ИчеН1 •• арные аэродинамические характеристики треугольных
11 ев изменяются по углам атаки вполне благоприятно.
КРЬ,'форМа профиля треугольного крыла оказывает существенное влия-
ла характер его обтекания па больших углах атаки. Применение в
НИС пинамической компоновке треугольного крыла с большим углом
аЭр аовидности передней кромки остроносых сверхзвуковых профилей
/Т1 поимср. параболического или ромбовидною) приводит к резкому на-
' щению обтекания крыла на больших углах атаки, изменению характе-
ра нрогскания но yiлам атаки коэффициентов подъемной силы концевых
сечений крыла (риг. 2.2.7, 2.2.8). Применение на концах крыла несущих
несимметричных профилей или симметричных профилей с вытянутыми и
отогнутыми вниз носками сдвигает начало возникновения срынпых явле-
ний в концевых сечениях крыла в область больших углов атаки, повы-
шает несущую способность концов крыла и улучшает его суммарные
аэродинамические характеристики (рис. 2.2.9).
КорчсПОС СГЧН1ИС (1)
сеч
Параболический профиль
Рс1.мЛопи,тпыЯ профиль
о Профиль П-50
Л Профиль С-9С
(с отогнутыми
носками)
Рис 2.2.8. В.1ИЯ1ЫГ с|юрмы профиля на ЛДХ сечений треугольного крыла
Улучшение обтекания крыла на больших углах атаки может быть il(s
лучсно также путем установки перегородок пли же осуществления це,
больших "пропилов" по передней кромке. Эффект от применения На
крыле "пропилов" аналогичен эффекту применения перегородок, но пр^
является сильнее.
Суммарные аэродинамические характеристики треугольных крыльев
с различными углами стреловидности передней кромки имеют различный
характер изменения по углам атаки. При малых углах атаки подъемная
сила треугольных крыльев возрастает при увеличении удлинения крыла
(уменьшении угла стреловидности передней кромки) за счет большей ве-
личины подъемной силы корневых и нейтральных сечений этих крыльев.
На больших углах атаки, наоборот, коэффициенты подъемной силы
крыльев с Хгк - могут превышать коэффициенты подъемной силы
крыльев с Хнк * 45+50° вследствие улучшения обтекания концевых
сечений крыльев большой стреловидности и малого удлинения. С уве-
личением угла Хпк треугольного крыла улучшаются его характеристики
продольной устойчивости па больших углах атаки. При увеличении угла
Хпк аэродинамический фокус крыла смешается назад (рис. 2.2.10).
Подъемная сила треугольного крыла создается, главным образом, корне-
выми и центральными сечениями. Уменьшение удлинения крыла за счет
отсечения его концов заметно уменьшает подъемную силу крыла в целом
на больших углах атаки. В связи с этим при равных удлинениях подъем-
ная сила оказывается большей у крыла с меньшим углом х„К1 но с от-
сеченными концами (рис. 2.2.11).
л «„„„„по /гпа стреловидности иа АДХ треугольных крыльев
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 2.2.11. Влияние срезанных таконцозок на АДХ треугольных крыльев
Влияние угла Хпк крыла сохраняется во всем диапазоне дозвуковых
скоростей. При околозвуковых скоростях, когда заметно начинает прояв-
ляться влияние сжимаемости воздуха, усиливаются отрывные явления на
треугольных крыльях и связанные с ними значительные изменения но
углам атаки коэффициентов подъемной силы и продольной устойчивости.
При сверхзвуковых скоростях на всей поверхности крыла восстанавли-
вается плавное безотрывное обтекание, и аэродинамические характерис-
тики всех сечений крыла монотонно изменяются с ростом угла атаки.
Применением перегородок на верхней поверхности крыла, ‘'пропилов” у
носка или же компоновкой крыла из специального набора профилей с несу-
щим профилем в концевых сечениях удастся ослабить интенсивность конпс-
вых срывов потока и замедлить их распространение по размаху при уве-
личении угла атаки в дозвуковом и околозвуковом диапазоне чисел М.
Крылья обратной стрелов-идности Исследования аэродинамики
крыльев прямой и обратной стреловидности начались одновременно. В
х юлах были проведены первые систематические экспериментальные и
^г,,С1ные исследования. Вследствие больших трудностей в устранении
рП’°'?рУг°и дивергенции цельнометаллической конструкции крылья об-
‘ стРелоииЛНости нс нашли практического применения.
7q х Иг^рес к крыльям обратной стреловидности возродился в конце
Котс 10'7'Ои’ Чго было связано с появлением композиционных материалов,
Кру,. 1с за с'1ег использования направленной деформации изгиба и
KJ1X tbl могли обеспечить требуемые характеристики аэроупругости та-
Рьгльев при приемлемой массе.
ся ь г !ORllbIe особенности крыльев обратной стреловидности заключают-
I сл₽»<УЮ1цем:
при малых углах атаки крылья обратной стреловидности
более благоприятное распределение циркуляции по размаху, и с унедиЧе.
пнем удлинения крыла аэродинамическая нагрузка в концевых сечения!
\ меныпаегся; при средних и больших углах атаки породи и акическД
нагрузки в концевых сечениях меньше у крыльев прямой стреловидности-]
а “ 0, /и = 5, и " 1 X = 4, и 3
Рис. 2 2.12. Аэродинамические характеристики крыльев прямой и обратной стреловиЛ
тн без сужений
- волновой кризис на крьыьях возникает несколько позже, чем па
крыльях прямой стреловидности, вследствие ослабления “срединного эф-
фекта’’ и появления в центральной области крыла отрицательных значит!
интеграла давления, в результате чего крылья обратной стреловидности
имеют меньшее лобовое сопротивление и большее аэродинамическое качест-
во в трансзвуковом диапазоне скоростей (рис. 2.2.12), но большее сопротив-
ление на сверхзвуковых скоростях; кроме того, уменьшению сопротивления
самолета с крылом обратной стреловидности в трансзвуковом диапазоне
скоростей может способствовать применение в компоновке крыла тонких
умеренно сверхкритических профилей и более благоприятное распределение
поперечных сечений вдоль продольной оси фюзеляжа по сравнению с
компоновкой самолета с крылом прямой стреловидности;
- при больших углах атаки вследствие перетекания подторможенного
пограничного слоя из концевых сечений крыла в корневые на крыльях обрат-
ной стреловидности возникают центральные срывы потока, медленно распро-
страняющиеся но размаху при увеличении а. в результате этого сохраняются
высокие несущие свойства в средних п концевых сечениях крыла, что при-
водит к сохранению демфирующих свойств крыта и эффективности элеронов
до больших закритичсских углов атаки, но несколько ухудшает эффектна-
ность горизонтального оперения, расположенного за крылом:
- наиболее предпочтительной аэродинамической схемой самолета
крылом обратной стреловидности является схема “утка" Наличие в кФ
поновке самолета с крылом обратной стреловидности передних корневь!
наплывов и переднего горизонтального оперения (ПГО) частично воссг
навливает безотрывное обтекапи корневых и центральных сечений и гСЧ
самым повышает несущие свойства крыла и компоновки в целом до боДИ
ших закрнтических углов атаки (рис. 2.2 13). Таким образом роль наИ^
ва в компоновке крыла обратной стреловидности противоположна его p°J
для крыла маневренного самолета • прямой стреловидностью. НесуШ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
.Ril и аэродинамическое качество компоновки самолета с крылом
cuolici^ сТрСЛОВцдцости находятся па уровне соответствующих харакгс-
современных самолетов с крыльями прямой стреловидности и обла-
цьк'окими значениями Суа max и Суц па режимах взлета и посадки.
Рис. 2.2.13. Лдролиналш'кч'кие характеристики модели самолета с крылом обратной стрело-
видности без балансировки: / фюзеляж *• крыло обратной стреловидности 2 то же с пере-
лив ми наплывами, 3 - модель с ПГО (А - 0,1), 4 8„ = 30е, = .30°, 8,,, = 40° (а) и ш-сущие
:во1 ста сечений крыльев прямой и обратной стреловидности: / - фюзеляж т крыло прямой
•тре 1НИДНОСП1 (xtlK=41E, X _ 3.2), 2 и 3~ фюзеляж + крыло обратной стреловидности и то
ж<- с передними наплывами (% ~ -30°, X = 1), 4 - модель с ПГО (б)
Крылья обратной стреловидности обеспечивают самолету благоприятные
характеристики продольной устойчивости и высокую эффективность органов
поперечного управления в широком диапазоне чисел М и углов атаки вслел-
!вие безотрывного обтекания концов крыла и более позднего возникновения
на крыле вол нового кризиса. С ростом угла атаки у крыла обратной cipe.no-
ВИЛИ0СТИ по сравнению с крылом прямой стреловидное ги (рис. 2.2.14) уве-
нчиваются изгибающие моменты. Кроме того, смещение фокуса самолета по
41 <ам М при использовании крыла обратной стреловидности существенно
^^ивается (рис. 2.2.15) В результате продольная балансировка значитель-
.меныиает аэро динамическое качество на сверхзвуковых скоростях.
ст ^Сслсдова1|ИС компоновки самолета в схеме “ тка” с крылом обратной
РСЛ01я>лнос.ти и оптимальными параметрами компоновки при наличии нс
ХВГ)ГГ> их пьюокоэффсктпвных управляющих поверхностей (ПГО, элевоны,
ио г ьге щитки) позволяют обеспечить продольную балансировку самолета
Hevc*^ Лст,10м Диапазоне скоростей и утлов атаки при наличии статической
КрЬ1 Го^ивос1 и на дозвуковых скоростях. Проблемы аэроунругости таких
cj.r ” (R UCe «те требуют дополнит единых исследований, особенно с учетом
мы управления и при наличии статической неустойчивости.
/ 45
0,2
О 5
С
0,25 0,50 0,75
0,4
0,5
0.2
Хп„=-35г40.
' _ / /, -
S. *' 1
0 10’ 20’ 30’
С
Ji4 сс и'*'
0,4 -
0,2 -
а = 2(Г
0 0,25 0,50 0,75 -
Рис. 2.2 14. Распределение аэродинамической нагрузки по размаху для крыльев прямой и
обратной стреловидности (положение фокуса вдоль размаха): а - расчет по распред!
л синю давления; б - измерения тензовесами (эксперимент А.И.Калинина); в - х11к - 45°
- 5, 1] “ 1; <? - х„к “ 45°, X = 5, п - 1
Рис. 2.2.15. Расположение аэродинамического фокуса самолета
требуемое положение центра тяжести, обеспечивающее
различны: омпоповок я
= U
=0.1
2.3. Влияние параметров крыла
на аэродинамические характеристики крыльев с фюзеляжем
При обтекании комбинации крыла с фюзеляжем линии равных ДаИ1
лений на большей части поверхности распо тягаются как и на изолир0'
ванном крыле. В бортовых сечениях стреловидных и треугольных крЫ'
льев линии равных давлений разворачиваются перпендикулярно потоку,
концы крыльев обтекаются пространственным потоком
Эффект стреловидности на треугольных крыльях проявляется л»11!
на сравнительно небольшом участке но размаху крыльев.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В сбором закона изменения площадей поперечных сечений фюзеляжа
acni расположения крыла (“правило площадей”) можно влиять на
° ° анис его бортовых сечений, па расположение линий равных давлс-
^^близи фюзеляжа и па аэродинамические характеристики комбипа-
11,1 кпьт1а с фюзеляжем. Например, фюзеляж, имеющий поджатие в об-
1111,1 расположения крыла, выполненное в соответствии с околозвуко-
правилом площадей, ослабляет корневой эффект крыла при около-
ВЫщовых скоростях, что приводит к снижению сопротивления в борто-
вых сечениях крыла. На дозвуковых скоростях поджатие фюзеляжа ока-
зывает влияние па все сечения крыла, включая и концевые; с увеличе-
нием скорости набегающего пот-ока область влияния поджатия фюзеляжа
на обтекание крыла уменьшается, при М > 1,7 поджатие фюзеляжа по
околозвуковому правилу площадей практически не влияет на обтекание
концевых сечении (J > 0,7) стреловидного крыла с удлинением X « 3.
Уменьшение сопротивления корневых сечений крыла приводит к
уменьшению сопротивления всей комбинации крыла с фюзеляжем, вы
полненным в соответствии с правилом площадей, по сравнению с сопро-
тивлением крыла с фюзеляжем - телом минимальною сопротивления.
Волновой кризис на крыло с цилиндрическим фюзеляжем наступает
несколько раньше, чем па изолированном крыле, но его развитие проте-
кает более мягко (рис. 2.3.1).
Htc. 2.3.1. Коэффициент сопротивления комбинации "крыло + фюзеляж"
Присутствие фюзеляжа увеличивает местную скорость обтекания
крыла вблизи борта фюзеляжа, что влечет за собой некоторое увеличе-
ние подъемной силы в бортовых и центральных сечениях но сравнению с
значением у изо шрованного крыла
Влияние фюзеляжа на обтекание крыла ослабевает в направлении к
^__пцам крыла и зависит от миделя фюзеляжа: тонкие фюзеляжи
мф < D5-5-O.O7) почти по изменяют характера обтекания концевых се-
, П,|Й кРыла; присутствие фюзеляжей с большими относительными ми-
Ч'и ^Мф > 0,1) изменяет картину обтекания крыла увеличивая раз-
'еиие на верхней и давление на нижней его поверхностях (рис. 2.3.2).
Ку й) ^ИсУтствие фюзеляжа существенно перераспределяет аэродипамичес-
На1РУзку j р -мах* крыла по сравнению с распределением нагрузки
ио размаху изолированного крыла: в сечениях, близких к борту фюзе.ъ]
жа, происходит увеличение аэродинамической нагрузки, а на части крыЛ
занятой фюзеляжем, наб подастся значительное се уменьшение.
z “ М
к
-0.5
-0,4
-0.3
-0,7
0,6
0,5
-0,4
-0,3
-0,2
а - 8’ I
= 8
— 0,4
г 0,2
1 0 -^z0.50 1.С
= 0.25
0,38
0.44
0 2
_ 0,50
-*ч<|1 = 035 -^мф
г.ф = 0'30 *бф
р 2 о,7
-0.6
-0.5
-04
-----0,4
/ 2
4-0,2
0,4
-0,3
-0,2
0,1
О
О 4
0,50 1.0
Изолированное
крыло
а - 8’|
4’1
0.50 1,0
\Ф = «Д’
he ~ °-’7
Влияние фюзеляжа на изобары треугольною крыла (М - 0,15; а = 4"; hji
с - 6% ). - 2,3)
Рис. 2.3 2.
филь С-9с;
Перераспределение нагрузки по размаху крыла при установке фюзелялЯ
тем значительнее, чем больше мидель фюзеляжа (рис. 2.3.2 и 2.3.3). При
больших миделях фюзеляжа (£мф - 0.05+0,07) “провалы” циркуляции в по>
фюзеляжной части крыла обычно компенсируются увеличением циркуляции в
бортовых и центральных сечениях, так что подъемная сила комбинации крыв
с фюзеляжем остается близкой подъемной силе изолированного крыла.
При больших миделях фюзеляжа (5мф > 0.1) подъемная сила комби*
нации крыла с фюзеляжем оказывается меньше подъемной силы изолЦ
рованного крыла вследствие меньшей подъемной силы фюзеляжа га
сравнению с подфюзеляжной частью крыла (рис. 2.3.3).
На больших учлах таки присутствие фюзеляжа на крыле малого уДЧ
нения либо почти не влияет на характер обтекания крыла, либо может 14
сколько улучшить обтекание. Так, например, если у изолированного прЯМ|
угольною крыла интенсивное развитие центрального срыва с ростом у^Я
атаки приводит к уменьшению несущих свойств крыла, то при ycraiioBj
фюзеляжа несущие свойства крыла увеличиваются, так как фюзеляж расЧ
латается в зоне срыва па крыле а сам обтекается безотрывным цото»яЯ
тем самым уменьшает общую зону отрыва.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
М-0,15; профиль С-9с;
2,3; с = 6%
60'
М = 0,8
0,8
М= 1,7
М- 0,8; 1,7: профиль С-9с;
Х-2,3; с = 5-5,5%: 5„ф= 0,06
изолированное
крыло
крыло с
фюзеляжем
— — изолированное
крыло
------крыло с
L0 z фюзеляжем
Рис. 2.3.3. Влияние фозеляжа на распределение циркуляции по размаху треугольного крыла
Характер обтекания стреловидного и треугольною крыльев с большими
углами х„к мало изменяется на больших углах атаки при установке на них
фюзеляжа (рис. 2.3.4 и 2.3,5). так как срыв потока на таких крыльях воз-
никает в их концевых сечениях и медленно распространяется к борту фюзе-
ляжа по мере увеличения угла атаки. У стреловидного крыла с фюзеляжем
небольшого относительного миделя при атом не изменяются и несущие свой-
ства, так как подъемная сила подфюзеляжной части крыла примерно равна
подъемной силе фюзеляжа. У треугольного крыла х„к = 60° с. фюзеляжем
> 0,07 - наблюдается некоторое уменьшение несущих свойств за счет
провалов циркуляции в части крыла, занятой фюзеляжем.
р
с — 3.4 Влияние фюзеляжа ня АДХ и обтекание стреловидных кры-чьсв
Рис. 2.3.5 Влияние фюзеляжа на АДХ и обтекание треугольных крыльев
Систематические исследования моделей крыльев с фюзеляжем по
зволилл выявить рад закономерностей,
которые могут быть
полезны при
разработке конкретных аэродинамических компоновок самолетов и п >и
оценке их аэродинамических характеристик.
Влияние удлинения крыла. При дозвуковых скоростях увеличе-
ние удлинения трапециевидных и треугольных крыльев приводит к во>
растанию несущих свойств комбинация крыла с фюзеляжем (рис. 2.3.6).
Результаты исследований изолированных крыльев и комбинаций таких
крыльев с фюзеляжами показали, что при сверхзвуковых скоростях из-
менение относительной площади миделя фюзеляжа (5мф < 0,1) практи-
чески по изменяет несущих свойств крыла.
Риг 2.3.6. Влияние удлинения и угла прсловилтюстн крыльев па несущие спой<”>4
(произведшую С“ , ) и положение аэродинамического фокуса комбинации "крыло т -тя?
Влияние удлинения крыла на характеристики лобового сопротив-пе"
пия комбинации крыла с фюзеляжем проявляется гак же, как и на -4,
рактернстики изолированных крыльев.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
х ныленис удлинения крыла приводит к увеличению МКр и к умснь-
У МС пиропа волнового сопротивления как при околозвуковых, так и
щсиию "P^B^0BbJX скоростях, но одновременно с этим вызывает умепьше-
,ПЯ1 сиды. Кроме того, уменьшение удлинения крыльев способ
лпе 11О^о1‘ес плавному протеканию по числу М характеристик лобового со-
ствуст J подъемной силы при переходе через скорость звука
S.7-2.3.10).
Рис 2.3 7. Влияние удлинения прямых крыльев на несущие свойства (С’“я) и коэффициент
соп|ютивлепия при нулевой подъемной силе (Cfo0) комбинации “крыло + фюзеляж’
1>Ис- 2 3 К п
%ец,.. и тянце удлинения прямых крыльев на индуктивное сопротивление и поло-
а'^Х)-'Л11амичсскоГо <]юкуса комбинации “крыло + фюзеляж’’
' 1,6 1,8 2,0 2,2 2,4 2,6 2,8 М Х = 3,0
Рис. 2.3.9. Влияние удлинения стреловидных крыльев на АДХ (Сгй<), С’”д, С.,, г,
комбинации 'крыло + фюзеляж’
Рис. 2.3 10 Влиятшс шлннения к|ц,цьев различной формы п плане на несущие споисгла (C^j
комбинации "крыло ь фюзеляж" ( с • 4%): «, в, г - прх|>иль параболический, б профи,Л> Н Я
Изменение удлинения приводит и к значительному изменению п°'
жепия фокусе! при околозвуковых скоростях. При сверхзвуковых ciwff
тях влияние удлинения на несущие свойства, индуктивное сонротнвл^Ч
аэрод11намтп1ескос качество и положение фокуса значительно ослабевает
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Влияние сужения крыла. Исследования по влиянию сужения крыла на
г .,ро (пнамическпс характеристики комбинации крыла с фюзеляжем пока-
। * 1И что при сверхзвуковых скоростях изменение сужения крыла р от 1
J' 5 мало влияет на несущие свойства и индуктивное сопротивление пря-
и стреловидных крыльев. Небольшое уменьшение коэффициентов ло-
i ^jjpro сопротивления у комбинации прямых и стреловидных крыльев с
к^зеляжем при увеличении сужения крыла объясняется уменьшением
лошади консольной части крыла (при сохранении ею полной площади).
Обработка ио параметрам подобия линейной теории результатов ис-
пытаний моделей фюзеляжа с. трапециевидными, стреловидными и треу-
гольными крыльями различных удлинения и сужения указывает на
-.донлетворительную сходимость теоретической зависимости
4
луМ"
4
с экспериментальными данными для рассматриваемых крыльев (рис. 2.3.11-
2.3.13). Полученные зависимости можно использовать при оценке несущих
свойств комбинации крыла с фюзеляжем (5мф < 0,1) .
' 0,5 1,0 2,0 3,0
,3
L0
0,5 1,0 3.0
♦ ДО
для г] - 2 и л “ 3 1 5
о Д • X
Обработка по
* • ..........
параметрам
*l'*f е прямыми крыльями
подобия линейной теории шч.тцих спойсгж моделей
Рис. 2.3.12. Обработка по параметрам подобия линейной теории несущих свойств моделей
фюзеляжей со стреловидными крыльями
Рис. 2.3.13 Обработка по параметрам подобия лилейной теории несущих свойств моделей
фюзеляжей с треугольными крыльями
Влияние угла стреловидности крыла При дозвуковых скорое^
М <0,85 изменение угла стреловидности крыла мало влияет на коаффиЦ№яТ
Лобового сопротивления Схм, при М > 0,9 с ростом утла стреловидиосТ11
крыла прирост во.шового сопротивления комбинации крыла с фюзеляжей
снижается (рис. 2.3.14). С увеличением угла стреловидности крыла Я0-1#
волнового сопротивления в общем балансе сопротивления крыла СИЛЫ* j
уменьшается Относительное снижение коэффициента сопротивления К0*1
бинации крыла с фюзеляжем, обусловленное увеличением утла стреловйДи°1
сти крыла, сохраняется почти постоянной при сверхзвуковых скоростях.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.3.14 Коэффициент сонротипления при нулевой подъемной силе моделей фюзеляжей
со стреловидными и треугольными крыльями
Увешчсние угла стреловидности крыла приводит к уменьшению его
несущих свойств Величина С”, претерпевает наибольшие изменения от
изменения утла стреловидности крыла в диапазоне дозвуковых и около-
звуковых скоростей начиная с И * 2, величина Су(1 изменяется по па-
раметр Хпк значительно слабее (рис. 2.3.15).
рис. 2 ч 1<х
сУШие” в'1Нинпе Угла стреловидности стреловидных и трсуп тьпых крыльев на не-
‘аойс.тиа комбинации “крыло + фюзеляж"
Т| ai,^d ^звуковых и окотозв новых скоростях несущие свойства прямых
еНиевидщ11х 1фЬ1льсв превышают несущие свойства стреловидных и гре-
угольных крыльев равных удлинении. При сверхзвуковых скоростях р
ца в несущих свойствах прямых и стреловидных крыльев уменьшается.
Угол стреловидности крыла оказывает существенное влияние и н
рактернстики продольной устойчивости самолета. Фокус комбинации!
зеляжа с треугольными или стреловидными крыльями большой стрел!
ности при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям смсщ
назад значительно .меньше (в долях средней аэродинамической хорды
дого из крыльев), чем фокус комбинации фюзеляжа с крыльями уморе
стреловидности (рис. 2.3.16) или же с прямыми крыльями (рис. 2 3.8).
Рис 2.3.1G. Влияние угла стреловидности стреловидных и треугольных крыльев на
тожение аэродинамического фокуса комбинации “кры ю - фюзеляж'1
—•— 7,П1 = 45’
X 4
-*’--ZnK= 6u*j
X = 2,31
—Хпк“ ^51
а = 1.07
Влияние относительной толщины и формы профиля кры
Большое влияние на характеристики лобового сопротивления и велич
аэродинамического качества самолета оказывает относительная голи
профи,тя крыла.
Уменьшение относительной толщины профиля крыла любой форм,
плане приводит к существенному уменьшению лобового сопротивления *а
ла с фюзеляжем при сверхзвуковых скоростях (рис. 2.3.17) Так, напри*-
изменение относительной толщины профиля П-53 на прямом крыле X = 2
6 до 4% при числе М — 1,8 почти вдвое снижает волновое сопротивление.
Величина А'тах самолета также существенно зависит иг относите™
толщины профиля крыла с, причем в области чисел М < 1 величина А
возрастает с увеличением с, а в области чисел М > 1 величина Ктах Ум£
ищется (рис. 2.3.18). Наибольшее влияние относительная толщина проф
крыла оказывает на аэродинамические характеристики крыльев нсболн
стреловидности и особенно прямых крьшьев. с увеличением угла стрелой^
сти крыла влияние относительной толщины па коэффициент сопротивл
крыла уменьшается (рис. 2.3.19). Это позволяет в некоторых c-iV
значительно увеличить относительную толщину профиля в корневых сечи
крыла с большим углом стреловидности передней кромки без существе*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ня аиро/итпамического качества комбинации фюзеляжа с большой
f|oft пЛОшадыо миделя (5чф > 0,1) с крылом малого удлинения.
С „о
с,оз
Профиль П-53< 6
Х.л = 0: X = 2; П = 4;
Х,ь = 9.8: 0.06
2,2 2,6 3 0 3,4 3,8 ]У
Профиль СР 7с _ -
Zl = 60", X - 2.5: и - 4; S^= 0.06
0,02
0.01
об
Clfln
о.оа
0,01
о
0.6
Рис. 2.3 17. Влияние огносичельиой толщины профиля крыла на коэффициент сопротив-
ления при пулевой подъемной силе комбинации 'крыло + фюзеляж"
Профиль 11-53с
X, = 0; X ~ 2: t] = 4;
Хф = 9,8; Л...Г 0.06
Профиль параболический о с = 3%
Влияние относительной толщины профиля крыла
пвегво Комбинации "крыло < фюзеляж'
на паксимал аэгодина-
Относительная толщина профиля нс влияет на индуктивное соцр1
'.явление комбинации крыла с фюзеляжем рассмотренных параметр^
как при сверхзвуковых, гак и при дозвуковых скоростях (рис. 2.3.19).
Х1?-0:л-3; % = 55";Х’3: л= 2,31
г; = 4; .?wt,= 0,05 п “ 4; 5„ф= 0,05 0,05
Рис 2.3.19. Влияние относигслытпй толщины и угла стреловидности крыльеп на коэффя-
циснт сопротивления при нулевой подъемной силе и индуктивное сопротивление комби-
нации "крыло + фюлеляж” (профиль параболический)
Форма профиля крыла оказывает существенное влияние на аэро1
динамические характеристики комбинации крыла с фюзеляжем.
Применение профилей с острой передней кромкой на прямых крыльях
приводит к весьма существенному снижению сопротивления комбинации
крыла с фюзеляжем при сверхзвуковых скоростях, но вызываег увеличен»*
сопротивления в области околозвуковых скоростей; применение профилей с
острой передней кромкой на крыльях с большим утлом стреловидности
редней кромки в меньшей степени снижает прирост волнового сопроптвле
пня и повышает величину Ктях при сверхзвуковых скоростях (рис. 2.3.20)
Исследования комбинации треугольного крыла Хпк = 60° с фюзелЯ
жем для различных форм профилей крыла показывают, что изменен1»
формы профтыя практически нс сказывается на положении фокуса и d
ло влияет на величину С®
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.3.20. Влияние формы профиля на коэффициент сопротивления при нулевой
подъемной сил1 комбинации 'крыло г фюзеляж"
Влияние положения крыла по высоте. Изменение положения на
фюзеляже крыла по высоте мало влияет на несущие свойства, сопротивле-
ние, аэродинамическое качество и характеристики продольной устойчивости
самолета при сверхзвуковых скоростях, но оказывает значительное влияние
на характеристики боковой устойчивости (рис. 2.3.21).
Влияние миделя фюзеляжа. Как известно, лобовое сопротиЯ
нис комбинации крыла с фюзеляжем при малых дозвуковых, окодозьу
ковых и сверхзвуковых скоростях тем больше, чем больше мидель Ж
зеляжа (рис. 2.3.22); при этом, подъемная сила комбинации крыд| I
Изолированные крылья
0.061
0 к) Крылья с
0,15 фюзеляжем
0,20.
Профиль С-9с; с = 5+5.54; кф=7.5; Х1|Ч = 2.5; 5„ф- 0,06
С
.r«u
0.03
0.02
0 01
0
0,8 1.0 12 1/ 1,6 1,8 М
Рис. 2.3.22. Влияние площади миделя фюзеляжа на коэффициент сопригивлытя при
нулевой подъемной силе комбинации “крыло + фюзеляж"
фюзеляжем при небольших относительных площадях миделя фюзеляж»
(5мф < 0,1) остается близкой подъемной силе изолированного крыла
(рис. 2.3.23, 2.3.24) и С"окр.,ф = С”в1<зкр. Вследствие этого индуктив-
ное сопротивление комбинации крыла с фюзеляжем мало зависит от
величины 5Мф (рис. 2.3.25).
X.». = 60"
с =5%
М= 0,15
Крыло
о /
° 2
• 3
• 4
0,05
0,08
0,11
0.14
Рис. 2.3.23 Влияние «тощали миделя фюзеляжа на несущие свойств;! фюзеляж*1
с трсутльным крылом при малых скоростях
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
М - 3,0
М -- 2.0
М = 0,8
О,
0.4
10‘а
10
А. = 1.5 ц
П - 3,5 п
C = 3,5D д
f„ = 6.5D х
X 60>И
<Г7О Изолированные
крылья
*мф V5
0,06 0,6«
0,10
0,15
0.20
Крылья <:
o‘_5j фюзеляжем
0,59
0,45
~'У“
0.4
М = 2,0 М 3,0
0
ю° о
= 2.5\J
X = 3 0 ° ” изолированное крыло
ч - крыло с фюзеляжем
10’ а ^-0,06
0,21-
Рис 2 3.24. Влияние плошали миделя фюзеляжа на несущие свойства фюзеляжа со стре-
ловидными и треугольными крыльями при до- и сверхзвуковых скоростях
Изолированные
крылья
5'иф _
0,68 0,06 X Й
0.59 0,10 £ ?
0,51 0,15
0,45 0,20 Я
Ри,: 2.3.25. Влияние площади миделя фюзеляжа па индуктивное сопротивление фюзе-
ляжа со CTjKMOBiMHbiMH и треугольными крыльями при до н сверхзвуковых скоростях
При сверхзвуковых скоростях величину C.tdIo комбинации крыла с
Ф зеляжем можно определять из соотношения:
_ с
С Г” с _ /” к
.га0кр»ф “ *<гл0изфомф ~гл0изкр $
На рис. 2.3.26 приведено сравнение расчетных и экспериментальных
^чсимостей С\.я0, c"/t Сха -Схя0 = /"(^мф.М) для рассмотренной ком-
• Нии стреловидных крыльев с фюзеляжем. Видно, что при свсрхзву-
Ubix скоростях расчетные и экспериментальные значения СЛйо. Суа ,
п хорошо согласуются друг с другом.
О 0,05 0,10 0,15 0,25 £ .
Рис. 2.3.26 Сравнение расчетных и экспериментальных зависимостей СхМ, С^а, Сга -С^ь
- /'(S41М) ттл комбинаций сгратовидпых крыльев с фюзеляжем при М •= 2 и 3
Влияние формы поперечного сечения фюзеляжа. Модель са-
молета с фк зеляжем эллиптического поперечного сечения, высота которого
меньше ширины, обладает более высокими несущими свойствами не только
ио сравнению с несущими свойствами модели с фюзеляжем, высота которого
больше ширины, по также и по сравнению с несущими свойствами модели!
цилиндрическим фюзеляжем круглого поперечного сечения (рис. 2.3.27).
Рис 2 3.27 Влияние формы поперечного сечения фюзеляжа на несущие свойства (Ч
и положение аэродинамического фокуса комбинации треугольного крыла и фюзеляж»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
фЮзглял<, большая ось эллипса поперечного сечения которого рас-
экепа в горизонтальной плоскости, участвует в создании подъемной
поЛ { Может быть назван несущим фюзеляжем.
СИЛЬ\{олель самолета с несущим фюзеляжем имеет меньшее индуктивное
Ufoc сопротивление как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых
И постях- Вследствие этого максимальное аэродинамическое качество
1 те от с таким фюзеляжем при сверхзвуковых скоростях превышает
значение Ктах модели с фюзеляжем, высота которою больше ширины,
но близко к значениям JCmax модели самолета с цилиндрическим фюзе-
гяжем круглою поперечного сечения (рис. 2.3.28).
Рис. 2.3 28. Влияние фурмы поперечного сечения фюзеляжа па СЛ!10,
Сга “ ( тлП| ^пмх комбинации “крЫЛО + фюЗСЛЯЖ”
Положение фокуса модели самолета с эллиптическим фюзеляжем
при сверхзвуковых скоростях более переднее по сравнению с положени-
ем фокуса модели самолета с фюзеляжем круглого поперечного сечения,
причем перемещение фокуса вперед при увеличении числа М происходит
->олес интенсивно у модели самолета с фюзеляжем эллиптического попе-
речного сечения, большая ось эллипса которою расположена в горизон-
а-1ьнпй плоскости (рис. 2.3.27).
Характеристики путевой устойчивости модели самолета с сечением
Фюзеляжа в форме горизонтального эллипса при сверхзвуковых скорос-
х близки к характеристикам путевой устойчивости модели самолета с
’ляжем круглого поперечного сечения. Значение производной путе-
1 Устойчивости для модели с фюзеляжем эллиптическою поне-
^СЧ1,°го сечения, большая ось которою расположена вертикально, мснь-
<е аналогичных значении модели с фюзеляжами друюй формы,
объясняйся большим дестабилизирующим влиянием носовой части фЛ
зеляжа. а эффективность вертикального оперения выше. Эффективно^
горизонтальною оперения не зависит от формы фюзеляжа. “
Поперечная статическая устойчивость модели с фюзеляжем эллИ1и
тическото поперечною сечения, большая ось которого расположена в<>Л
икально, при сверхзвуковых скоростях выше поперечной статической
устойчивости модели с фюзеляжем эллиптического поперечного сечения
большая ось эллипса которого расположена горизонтально (рис 2.3.29) '
1.6 2.0 2,4 2,8 3,2 3,6 4,0 ДО
Рис 2.3.29. Влияние формы поперечного сечения фюзеляжа на характеристики путевой
и Поперечной устойчивости
2.4. Аэродинамика сверхзвуковых самолетов на больших углах атаки
Для обеспечения высоких маневренных характеристик самолета, ком-
поновка которого оптимизирована для сверхзвуковых скоростей поле1"
(малые А, большие хпк), он Должен реализовать весь диапазон коэфФ11"
пиентов подъемной силы, обеспечиваемый крылом.
На рис. 2.4.1 приведена типичная зависимость Сг/(7(а) модели амо.тета
при М = 0.9. Характер протекания коэффициента подъемной силы по хгЛ)
атаки определяет поведение самолета на больших углах атаки. ВозникДО|
вение срыва потока на крыле сопровождается уменьшением интенсивности
нарастания С.,,(а), т.е отходом от линейного закона изменения этой^Я
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
рактерясгики- В jroM Диапазоне углов атаки может возникнуть тряска са-
молета. Однако несмотря на возникновение отрывпых явлений на крыле
подъ^1,,ая сила "Р^Д^жает расти, и для интенсивного маневра могут быть
„спользованы Суа, превышающие значения Сув1р. При продвижении даль-
ше ио углам атаки отрывные явления па крыле усиливаются, что приводит
к нарастанию тряски самолета. которая затрудняет пилотирование В даль
иейшем рост подъемной силы практически прекращается и наступает сва-
ливание самолета. На рис. 2.4.2 приведены зависимости от чиста М коэсЬ
финиснтов подъемной силы начала iряски для ряда отечественных и зар
бежиых самолетов. Видно, что при числах М = 0,7 *0,9 диапазон значений
Суа гр лежит в пределах 0,5 ♦ 0,7.
Рис. 2.4.1. Типичная зависимость Cs„(a) модели сверхзвукового самслета
Р|1С 2.4.2. Коэффициенты подъемной силы начала лрягки самолетов с треуг
-Лреповиднымн крыльями
ио РИС‘ 2-4.3 приведены зависимости Сус1( ог числа М, полученные
етиым испытаниям. Видно. чго сваливание происходит при Су > 1,2,
" ''°огиегствуег углам атаки a[1( г « 15 25”.
самолет с полностьюOTKJiojiiiJ1Ilf)j.
ручкой по крепу
самолет с гребнем
самолет с гребнем, торможение
самоЛст с пеотклопеппымн
элеронами
ф,„ах ’ максимальное отклонение
стабилизатора
Рис. 2.4.3. Коэффициенты подъемной силы сверхзвукового самолета в связанной систВ
координат, соответствующие началу тряски Су ,р колебаниям по крену Суии< свалива-
нию С е,,, полученные из летных испытаний
Выход самолета на большие углы атаки (большие Су) не всегда воз-
можен, так как предельно допустимые для полета значения коэффициен-
та подъемной силы Су Д1>„ могут ограничиваться при дозвуковых и около-
звуковых скоростях не несущими свойствами крыла, а уменьшением
демпфирующих свойств крыла (т“л) и запасов путевой статической ус-
тойчивости самолета (w^). Поэтому при разработке аэродинамической
компоновки необходимо обеспечивать сохранение несущих и демпфи-
рующих свойств крыла, продольной и боковой устойчивости и эффектив-
ности органов управления до больших углов атаки в сочетании с. мероп-
риятиями, направленными на повышение С,/тах, СуДОН и аэродинамичес-
кого качества самолета при Ctja > Суа Ктп.
Задача увеличения несущих свойств сверхзвуковых самолетов при
дозвуковых и околозвуковых скоростях на больших углах атаки решает-
ся применением в аэродинамической компоновке крыла наплывов - несу-
щих поверхностей малого удлинения в бортовых сечениях перед крылом
- в сочетании с деформацией срединной поверхности крыла и исполь-
зованием механизации крыла (закрылков, предкрылков, отклоняемы!
носков), т.е. путем создания новых, более сложных компоновок крыла.
На рис. 2.4.4 и 2.4.5 приведены аэродинамические характеристик*1
и ?пг = Да) моделей самолета с треугольным крылом (х«к * 55 <1
X - 2,8) и с пеплоским крылом умеренной стреловидности (Хик = I
X = 3,2) в диапазоне чисел М = О 6-И,0 и углов атаки а = -4-5-40°- ДИ I
модели самолета с треугольным крылом линейный характер нзмсяенЯ I
Суа и = Да) сохраняется до утлов атаки а = 10-5-15°, а С,/а - I
достигается при а - 35:40°. У модели самолета с неплоским крылом
репной стреловидности линейный характер изменения СуД(а) сохраИЯ^д |
СЯ при больших дозвуковых И околозвуковых скоростях ДО а = 10-5-1- ’
CtJU max - 1,4= 1,55 достигается также при а ~ 35-5-40°
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 2.4.4 Зависимости CJtf(a) и m.(a) модели самолета с треугольным крылом
На рис. 2.4,6 приведено сравнение аэродинамических характеристик
' ДСЛей самолетов с тремя крыльями. треугольным, плоским умеренной
^•^илности и пеплоским умеренной стреловидности (крыло с дефор-
к Л1сй срединной поверхности). Видно, что переход от треугольного крыла
^’-Юскому крылу умеренной стреловидности и увеличенного удлинения
, СПс'1,,Ьаег повышение несущих свойств и аэродинамического качества как
хадых и умеренных, так и при больших углах атаки (Д/СтйХ - 1,0), а
реформация срединной поверхности и небольшой передний наплыв в бо
цых сечениях приводят к дополнительному приросту коэффициента под
ной силы (ЛС,/Д 111ЙХ = 0,1:0.2), максимального аэродинамического кач^Н
(ДКтах _ 1,5) и аэродинамического качества на больших углах атаки.
Рис. 2.4.6. Влияние деформации средняпой поверхности и формы крыла В плане на Г
миделей (центровка 30-25% САХ) |
Все рассмотренные крылья обладают несущими свойствами вил
до больших углов атаки, величины С,/о тлх достигаются при а ~ 3(Я
(рис. 2.4.7). Наибольшими значениями CI/(I тах обладают крылья умер
ной стреловидности и удлинений (у_пк ~ 40-5-45°, Л =3-3,5).
На рис. 2.4.8 показаны зависимости C,Jfl 111ИХ(М) для треугольного к
ла в диапазоне дозвуковых, околозвуковых и сверхзвуковых скоростей-
Несущие свойства сверхзвукового самолета при больших углах ай
на дозвуковых скорое г х полета м тут быть тич пы путем прИ>1Г
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
в бортовых сечениях крыла дополнительных несущих поверхностей
НИчоЮ удлинения с большими углами стреловидности по передней кром-
МЭ относительно небольшой площади (5Н *0,1) - корневых наплывов,
оздаюших дополнительную подъемную силу на больших углах атаки за
^^•интенсивного внхреобразования.
На рис. 2.4.9 приведены для примера аэродинамические характерис-
тики моделей с крыльями умеренной стреловидности с передними на-
плывами. Выбором формы и размеров наплывов можно существенно по-
высить несущие свойства самолета при углах атаки а > 10°, увеличить
значение Суа тах (см. гл. 4).
4 Влияние площади наплыва на АДХ модели самолета при больших угла атаки
це1правка 25% САХ)
и.щ диапазоне углов атаки, в котором проявляется положительное
ilOe наплывов па подъемную силу крыла, уменьшается и индуктив
с ’Ротпвленис при заданной подъемной силе, т.е. при больших зна-
S,It4Dn„ „
чениях Суа, соответствующих режимам маневра, возрастает аэродинаЛ]
чсскос качество самолета (рис. 2.4.9),
Вследствие улучшения обтекания на больших углах атаки и перер^
нределения нагрузки по размаху на крыльях с наплывами повышав
Су начала тряски, увеличивается эффективность элеронов и закрылков.
Наплывы приводят к перемещению аэродинамического фокуса МодД
ли вперед примерно па 0,5% САХ на каждый процент относительна
площади наплывов в потоке и к возникновению значительных моментц
на кабрирование па больших углах атаки. Приемлемые характеристики
продольной устойчивости самолета с наплывами на крыле во всем диапа-
зоне углов атаки вплоть до Сг/(1 тах могут быть обеспечены выбором
ложения горизонтального оперения относительно крыла. При нижнем
расположении горизонтального оперения кабрирующие моменты от на-
плывов компенсируются подъемной силой горизонтального оперений
увеличивающейся но углам атаки и создающей моменты на пикирование.
Эффект от применения наплывов на крыле уменьшается при чи тах
М > 0,8 и практически исчезает при М > 1,1.
Другим способом улучшения обтекания крыльев на больших углах
атаки и повышения несущих свойств и аэродинамического качества само-
лета, как уже было сказано выше, является использование в аэро-
динамической компоновке крыла деформации срединной поверхностт
заключающейся в изменении вдоль по размаху крыла относительной вог-
нутости профиля в сочетании с геометрической закрученностью сечений
(рис. 2 4 10). Деформация срединной поверхности для каждого кры.а
выбирается расчетным путем для заданного режима полета; наибольшее
влияние деформации срединной поверхности проявляется при дозвуко-
вых скоростях.
Рис. 2.4.10. Пример деформации срединной поверхности крыла Д,1ах - отлосить»4
погнутость профиля, <р - геометрическая крутка, - средняя линия профиля- I
относительная координата сечения по размаху крыла I
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Пяияние деформации крыла приводит к перемещению поляры вверх
г ) и вправо, т.е. к увеличению максимального аэродинамического
(п° ва и аэродинамического качества на больших Суа (рис. 2.4.11 и
^12) к затягиванию линейного изменения СуО(а) до больших углов ата-
Ри1.2.4.11 Влияние деформации срединной поверхности крыла па аэродинамическое качество
модели самолета = 40’ X = 3,2): 1 - плоское крыло 2 - крыло с деформацией и затуп-
ленной передней кромкой, 3 - крыло с деформацией и заостренной передней кромкой
КИ (рис. 2.4.13). Тем самым увеличивается Суадоп крыла (рис. 2.4.14), а
юометричсская закрученность сечений создает кабриру тощий момент, об-
ПеР^Ней '4° ' “ 3.2): 1 - плоское крыло, 2 крыло с деформацией и с затупленной
кРомкой, 3 - крыло с деформацией и с заостренной передней кромкой
летающий условия балансировки самолета, что особенно важно п
сверхзвуковых скоростях. Положительное влияние деформации средд^
Рис 2Л. 13. Влияние деформации срединной поверхности крыла на записимости С^ц)
и гп.(.С,^)\ 1 - плоское крыло; 2 - крыло с деформацией и с затупленной передней
кромкой 3 - крыло с деформацией и с заостренной передней кромкой (zm 40";
л-3.2; .г, - 25?iCAX)
поверхности крыла проявляется в тем большей степени, чем меньше vj
стреловидности консоли, в диапазоне чисел И, где
пидности является оптимальным (рис. 2.4.15).
данный угол стрела
Рис 2.4.15. Влияние деформации срединной повер-
хности крыла и угла стреловидности на j
1 - плоское крыло, 2 - пеплоское крыло
Рис. 2.4.14. Влияние деформации
срединной поверхности крыла па
С^МНх.,* =40-; >. = 3.2)
Сочетание деформации срединной поверхности консоли крыла с и
плывами в бортовых сечениях обеспечивает почти линейное изменен
г' („з пг, пи^нв больших углов атаки (рис. 2.4.16).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Риг. 2 4.16 Влияние деформации срединной поверхности на АДХ крыла с наплывами: 7 -
плоское крыло. $„-0 04 2 - нсплоскос крыло, 5Н=О; 3~ неплоское крыло, $в-0,11;
4 плоское крыло, $„ = 0; 5,6 - плоское крыло, $„ - 0,04 и $„ - 0 1 соответственно; 7 ~
нешкк-кое крыло, 5н = 0,11
Отклонением механизации крыла на малые углы (8 as 5 10°) можно
повысить несущие свойсчва и аэродинамическое качество самолета па
режимах дозвукового маневра (М - 0,8) в диапазоне умеренных и боль-
ших значений Суа (рис. 2.4.17).
Рис- 2л 17 r
Де ь' °’,ияние отклонения закрылков
крылом z - 4з«
на аэродинамическое качестве модели, МО-
Аналогичные исследования применительно к моделям сверхзвуковьп.
самолетов с крыльями умеренной стреловидности показали, что совме(.т
ное отклонение закрылков по всему размаху и носков на крыле с нацдЬь
вами обеспечивает повышение аэродинамического качества самолета на
режимах Суа > СуаКя^ на 242,5 единицы (рис. 2.4.18).
Рис. 2 4.18. Совместное влияние отклонения закрылков и носков на аэро-
динамическое качество модели (И = 0,8)
Прирост аэродинамического качества на больших Суп от отклонения
механизации крыла на малые углы па плоском крыле больше, чем на
крыле, имеющем деформацию срединной поверхности (рис. 2.4.19).
Влияние носков
Рис. 2.4.19 Влияние отклонения механизации на аэродинамическое качество плоского Ч1*1®
и крыла с деформацией срединной поверхности- / плоское крыло, 2 — неилоское крыло
На рис 2.4.20 приведены характеристики путевой и поперечной VCT04
чивости для компоновки самолета с крылом умеренной стреловидно^!
Видно, что при а > 20° наступает резкое уменьшение запаса пулевой
тической устойчивости , а при а > 22.25° - полная потеря путевой УЧ
тойчивости из-за потери эффективности вертикального оперения (ВО)-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
-0.002
о
₽
-0.002
о
0,002
0,004
0,006
Рис 2.4.20. Характеристики путевой »п&(сх) и поперечной пг*(а) устойчивости мелели с
крылом умеренной стреловидности (6„ = 8Я - Ф1О = 8Й = 0; ДР = 10°)
Характеристики боковой устойчивости на больших углах атаки мож-
но существенно улучшить:
Рис 2.4.21 Влияние наплыва на характеристики >л^(а) и »и^(а)
JT л
^ 2 4.22.
0,174
Влияние носовых ребер на характеристики и »и^(а);
Чо = 1,69, S ’- 0,042; Х,р = 0,43: хт = 32% СЛХ
X = 4““40',
установкой наплывов вдоль носовой части фюзеляжа (рис.2.4 21); |
установкой перегородок на крыле или отклонением механизации НерЛ
ной кромки крыла, т.е. мероприятиями, улучшающими обтекание крыла л
больших углах атаки;
- установкой узких ребер в носовой части фюзеляжа (рис. 2.4.22), qJ
позволяет уменьшить дестабилизирующий момент рыскания;
- увеличением относительной площади и удлинения вертикального orjj.
рения и подфюзеляжных гребней (рис. 2.4.23). что позволяет увеличить эд.
пасы путевой устойчивости самолета при малых и умеренных углах атаки|
отодвинуть начало возникновения путевой неустойчивости в область боль
тих углов атаки.
Рис 2.4.23. Влияние размеров ВО и подфюзеляжных гребней па характеристики и
Совместным примененном вертикального оперения большого удлини*1 j
и относительной площади, наплывов или перегородок на крыле или У31^
ребер в носовой части фюзеляжа можно обеспечить путевую устойчиво!
сверхзвукового самолета во всем диапазоне углов атаки вплоть до I
Возникающие на крыле срывы потока являются причиной уменьшав
на больших углах атаки демпфирующих свойств крыла с последующ^ Д
псиерей, особенно при больших дозвуковых скоростях (М > 0,8) Мер<Я*Ч
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
направленные па улучшение обтекания концевых сечений крыла
ЯТ11^. OHCIBIC механизации передней кромки крыла, установка перегородок на
(о1’1^ применение в концевых сечениях крыла удлиненных по хорде и ото-
крыле’ носкОВ), повышают его демпфирующие свойства (рис. 2.4.24).
rH.vl^xKaqeCTue органов поперечного управления используются элероны или
шеиторы на крыле, а также дифференциально отклоняемый стаби-
11НГе Известно, что эффективность элеронов при углах атаки а> 12+15°
сниж ?тсЯ пРимеРпо вдкос 110 сравнению с их эффективностью па малых
углах
кроме
атаки (рис. 2.4.25), а эффективность интерцепторов уменьшается
того, и при увеличении угла стреловидности крыла. Улучшение обте-
гя крыла па больших углах а гаки путем отклонения механизации пере-
дней кромки, установки па крыле перегородок и в особенности путем выду-
вания сжатого воздуха, отбираемого от двигателя, из передней кромки кри-
па позволяет существенно повысить эффективность элеронов на больших
Риг 2 4 25. Эффективность элеронов в зависимости от угла атаки
углах атаки (рис. 2.4.26). Эффективность дифференциально отклоняем^
стабилизатора сохраняется в широком диапазоне углов атаки (а * 30°) Грй
дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.
Ряс 2.4.26. Способы увеличения эффективности элеронов; Смн, Свд - коэффициенты
расхода воздуха при выдуве на передней и задней кромке крыла соответственно, SH, 8а -
углы отклонения носков и закрылков соответственно
2.5. Влияние близости земли на аэродинамические характеристики
сверхзвуковых самолетов
Рис. 2.5.1 Схема модели самолета вблизи
экрана
Аэродинамические характеристи-
ки самолета при взлете, посадке и
при движении вблизи земли от-
личаются от аэродинамических харак-
теристик в полете на значительных
удалениях от поверхности земли. С
приближением к земле аэродина-
мические характеристики самолетов
изменяются следующим образоМ-
подъемиая сила увеличивается, ин-
дуктивное сопротивление уменьшает
ся, запас продольной устойчивости
возрастает, а скос потока за крыло**]
самолета уменьшается.
На рис. 2.5.1-2.5 3 в качеств
иллюстрации приведены схема МОД
ли самолета с треугольным КРЬ1Л°^
основные аэродинамические характеристики модели и изменение с
потока в области расположения горизонтального оперения без экран3 J
присутствии экрана, имитирующего близость земли. За характерное
стояние взято отношение расстояния от задней кромки бортовою сече»
крыла до экрана к квадратному корню из площади крыла (Л = ЛД/? М
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
рис. 2.5.2. Влияние экрана на АДХ модели самолета С треугольным крылом
Рис. 2.5.3. Влияние экрана на скосы потока вблизи горизонтального оперепия модели
дс
'Л
0,4
А
X |К
57°
°’2 0,4 0,6
Крылья
0.2
О
дс;,
0,4
32
32
30
20
54°
42°
^•кк
2„22
2,15
1,93
2„80
0,23
О 22
0,22
0,2
%СЛХ
О
0.4 0,6
х-, Крылья
37
32
34
32
Хнк
58°
60°
60°
G0°
^•нк
3,10
2„12
2,25
2,30
03
0,24
0,2
0,22
Рис 2,5.4. Влияние экрана на несущие свойства модели (а = 10‘)
Экспериментальные материалы систематических исследований Л
влиянию близости земли па аэродинамические характеристики чоде1е).
самолетов с треугольными и стреловидными крыльями малых удлинещд
(Хпк = 40-5-60°; X - 2-5-3) показывают что прирост коэффициента подт^Я
ной силы за счет влияния экрана для всех рассмо! репных моделей с
нсотклоненной и отклоненной механизацией крыла оказывается пример,
но одинаковым, несмотря на то, что сами значения коэффицИС11та
юдъемной силы для различных моделей значительно отличаются Друг от
друга (рис. 2.5.4).
Па рис. 2.5.5 даны осреднснные зависимости приращения ко ффи.
циепта подъемной силы от влияния близости земли (ACyfl = /(/?)) при
фиксированном значении угла атаки (а - 6, 10 и 12е) для моделей само-
летов с крыльями, имеющими удлинения л = 2 и 3. С увеличением упа
атаки (с увеличением С'уй) прирост коэффициента подъемной силы от вли-
яния
А Суд
экрана возрастает. У модели с отклоненной механизацией прирост
от влияния экрана оказывается выше, чем у модели без механизации
Рис. 2.5.3 Осреднснные значения прпрашспия
ния близости земли
коэффициентов подъемной силы от влнЯ
С приближением модели к экрану возрастает также коэффициент
продольного момента при фиксированных углах атаки (как при «ч " в
так и при 5Ч т- 0). Для исследованных моделей с крыльями малых уД-1И
нений (%гк == 40-5-60°, а. = 2-s-3) приращение продольного момента 1ГРЧ
а ~ const лежит в довольно узком пучке кривых, величина Лтг возрас j
ст по мере увеличения угла атаки (по мере увечичепия Су,}, а также ПР
отклонении механизации крыла (рис. 2.5.6 и 2.5.7).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рш 5.6. Влияние экрана на ки(*|фщиент продольного момента (обояиачешя см. на рис. 2.5.4.)
Рис. 2.5.7. Влияние экрана на приращение коэффициента продольного момента (обозначения
см. на рис. 2.5.4.) h ~ 0,25+0,32
Рис 2.5 R и - , \
влияние экрана иа смещение аэродинамического фокуса (обозначения см. на рис. 2 ЭЛ.)
зГ1д , 1,рибдижении к экрану фокус моделей самолетов смещается на-
ци-VlC -3-8), а эффективность стабилизатора при значении коэффи-
кия < Татичсского момента омываемой площади горизонтального оперс-
>о О,15-:-0,23 несколько возрастает.
Изменение угла скоса потока от влияния близости земли в области р;
ложения горизонтального оперения приведено на рис, 2.5.9. С приб.тиже]
к земле на всех углах атаки скос потока за крылом резко уменьшается, J
приводит к возрастанию эффективности горизонтального оперения.
По приведенным выше материалам могут быть определены коэффи-
циенты подъемной силы самолета с учетом балансировки вблизи земли.
Рис. 2.5 10. Осредненныс значения прироста балансировочного
силы от влияния близости земли
коэффициента
птьеН11^
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
На РиГ' 2-5-Ю приведены осредненныс значения прироста баланси-
< ного значения коэффициента подъемной силы в зависимости от от-
РоВ ыюго расстояния до экрана для моделей самолетов с различными
114,1 ья.ми. Изменение угла атаки (а = 64-12°) мало влияет на величину
кРь1‘ прИ неосклоненной механизации крыла. При отклоненной ме-
, vVuUin крыла, когда интенсивность прироста коэффициента продоль-
хаН момента от влияния земли превышает интенсивность прироста ко-
Ня«Ьяпиента подъемной силы при фиксированных углах атаки, уве-
чичение а может приводить к уменьшению ДС^бал-
Приведенные графики ЛСуа h ) могут быть использованы для
ОаСчета балансировочною значения коэффициента подъемной силы са-
молета вблизи земли.
Список литературы к главе 2
1 Й.Н. Струминский. Аэродинамика стреловидных крыльев // Тр. ЦАГИ. 1947
2 В.В- Струмпнский, Н.К. Лебедь, Т.Н. Окерблом. Расчет аэродинамических характе-
ристик прямых и стреловидных крыльев //Тр. ЦАГИ. 1954
3 . Н.П- Красильщиков, Л.Н. Омъкова. Исследование аэродинамических характеристик
моде left самолетов с треугольными крыльями при сверхзвуковых скоростях полета на
больших углах атаки (а - 25°) // Тр. ЦАГИ. 1960
4 ПН. Красильщиков, Н.К. Лебедь, В. В. Смирнова. Аэродинамические характеристики
1реугольных п ромбовидных крыльев при около- и сверхзвуковых скоростях полета.
Технические отчеты ЦАГИ 1957
5. МА. Алексеев, М Ф. Притуло, Влияние формы профиля на аэродинамические характе-
ристики изолированных крыльев при сверхзвуковых скоростях полета // Тр. ЦАГИ 1959.
6 - В.В Смирнова, Г.С. Емельянова. Слияние формы фюзеляжа иа аэродинамически*
характеристики самолета с треугольным крылом на около- и сверхзвуковых скорос-
тях Технические отчеты ЦАГИ 1963
7 П. II. Красильщиков, В. В. Смирнова. Исследование по уменьшению сопротивления
интерференции на моделях самолета с треугольным крылом при около- и сверхзвуко-
вых скоростях. Технические отчеты ЦАГИ 1958.
°- В.Д. Иродов, А.II. Матвеев Влияние земли на аэродинамические характеристики
9.
10
самолетов с треугольным и стреловидным крылом на взлетнопосадочных режимах. //
Тр ЦАГИ. 1958.
В-И. Ламкин, Л.Г. Тюрина. Исследования аэродинамических характеристик моделей
самолтов с тонкими прямыми крыльями // Тр. ЦАГИ. 1959.
И. Штейнберг, А И. Старина Определение подъемной силы прямого крыла с
1 р°п усом при сверхзвуковых скоростях. Технические отчеты ЦАГИ. i960.
"Ч Провов, А /7 Матвеев. Основные аэродинамические характеристики моделей
самолетов со стреловидным и треугольным крыльями в диапазоне а = 0^-50° при ма-
12.//1мД°эт-т’вых скоростях//Тр. ЦАГИ. 1956.
Ле{. ' _ сбедь, Т И Соловьева Исследования аэродинамических характеристик моде-
< - <п° стреЛовнл,1ЫМ11 11 треугольными крыльями на больших углах атаки (до
13 ц V ],ри околозвуковых скоростях //Тр. ЦАГИ, 1974.
нами, . °е^ь' Г'Е- Ощепков, Л.Н. Онькова, К.И. Оводкова, 3.К.Дорохова Аэроди-
Ст ,wKie характеристики сверхзвуковых самолетов с прямыми, треугольными и
14. я ^'О7в^НЫм'« крыльями // Тр ЦАГИ. 1968
•966 J Исследования по аэродинамике высокоскоростных самолетов // Тр. ЦАГИ.
1473 красильщиков. Практическая аэродинамика крыла. (Сборник статей) // Тр. ЦАГИ.
Глава 3
АЭРОДИНАМИКА СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
С КРЫЛОМ ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИИ
3.1. Особенности аэродинамических характеристик самолета
с крылом изменяемой геометрии
В 1946-1953 гг. для полетов с околозвуковыми скоростями и прсодс-
1ения звукового барьера в ЦАГИ были разработаны стреловидные крылья
достаточно большой относительной толщины. Главное достоинство стрело-
видных крыльев - увеличение критических чисел М и обеспечение плав-
ного (н относительно небольшою) изменения всех основных аэродинами-
ческих характсрисшк при переходе самолетом скорости звука.
В 1950-19G0 гг. для сверхзвуковых самолетов широкое применение
нашли тонкие треугольные и стреловидные крылья малого удлинения,
позволившие значительно уменьшить волновое сопротивление самолета.
Однако использование таких крыльев привело к ухудшению аэродинами-
ческих характеристик самолета на дозвуковых и взлетно-посадочных режи-
мах полета и к ухудшению ряда летных данных (главным образом, дальнос-
ти) на дозвуковых скоростях полета. Малые несущие свойства треугольных
к стреловидных крыльев (*хпк = 50*60°) на взлетно-посадочных режимах
затрудняют эксплуатацию лих самолетов при достаточно высокой нагрузке
на крыло и, гем самым, нс нозво.1яют значительно увеличить дальность
полета при ограниченной длине взлегиых полос. Самолет с таким крылом на
маневре имеет малое аэродинамическое качество, поэтому установившийся
маневр с большими перетру зками (на малых высотах) возможен только при
большой 1ЯГОВООруЖСННОСТ и.
Совмещение це юго ряда качеств - большой дозвуковой дальности по-
лета на крейсерской высоте и у земли, большой дальности на сверхзвуковой
скорости полета, большой максимальной скорости при полете у земли с воз-
можностью длительного полета па режимах больших приборных скоростей- |
высокой маневренности на дозвуковых скоростях полета и малыми длинами
разбега н пробега - в одном самолете с неподвижным крылом оказалось
невозможным без значительною компромисса но некоторым из них. так как
каждому из перечисленных режимов полета соответствует свое оптимально»]
крыло (рис. 3.1.1 и 3.1.2):
полет на больших дозвуковых скоростях (М ~ 0,7*0 9) на высотах t
Н = 7:11 км (крейсерский режим). Для обеспечения высокого аэродина>и1ЧС•
кого качества (минимума километрового расхода топлива) крыло долж I
иметь достаточно большое удлинение и достаточно бо 1ьшую толщину;
полет на сверхзвуковых скоростях (И-1,8*2,5). Достижение сверх j
звуковых € коростой и минимума километрового расхода топлива в свор J
звуковой области обеспечивает гонкое крыло малого удлинения (60-1Я
шой стреловидности); Л
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Н км
</ = 2000 кГс/.м’
Взлет посадка
Сверхзвуковой
крейсерский
режим
Большая скорость
у земли
Дозвуковой
крейсерский \90
режим \
2000
Область высот и скоростей
установившегося иолета
3000 V, Км/ч
— q = 10000 кГс/М
ри . 3 1 |. Область оптимальных режимов полета самолетов различных компоновок
Дозвуковая реактивная
авиация
(1947-1952 и )
Д
Прямые крылья
У..4 0
= 900 км/ч I
II = 10 км
-. Излет посадка
Околозвуковая 1 Сверхзвуковая реактивная авиация
реактивная авиация I (1955-1970 гг.)
(1948-1955 гг.)
С реповидные
крылья
Хч -35:55'
Топкие треугольные и
стреловидные крылья
Х„« 35<65
Многоцелевой самолет с крылом изменяемой геометрии
= 1400 км/ч; П =0
I
%Г1.« 35-55
= 2000-2500 км/ч; И 20 км
X™ а /0"______________
1 2 М
Рис-3.1э г
сег>г,„„ ^хемы компоновок самолетов и их характерные режимы полета (Л™ - креи-
КЭЯ Ярость полета)
0
У., * 20'
длительный полет на малой высоте со скоростью V =5
900 км/ч (М = 0,65-5-0,75). Оптимально крыло умеренного удлини
большой удельной нагрузкой:
взлет и посадка на аэродромах с малой или относительно М4л
длиной взлетно-посадочной полосы Для обеспечения этого ребованД
самолет должен иметь крыло с высокими несущими свойствами во взцр*
ной и посадочной конфигурациях - оптимально механизированное кры Е
большою удлинения при достаточно малой удельной нагрузке; '1г'
высокие маневренные возможности во всем диапазоне дозвуковьц
скоростей полета. Необходимо крыло с высокими несущими свойс вами
высоким аэродинамическим качеством на больших углах атаки;
кратковременный сверхзвуковой полет на малой высоте со скорост-
ным напором, близким к максимальному. Оптимально крыло малого уади-
нения (большой стреловидности) относительно малой площади с низкими
несущими свойствами.
Удовлетворения всем режимам полета можно достичь с иомощьи
крыла изменяемой геометрии, удлинением и углом стреловидности кото-
рого летчик может управлять в полете. Несущая площадь крыла при
изменении угла стреловидности консолей изменяется мало, поэтому
нагрузку на крыло необходимо выбирать, исходя из наиболее полной
реализации возможностей аэродинамической компоновки самолета на
всех режимах полета и использования высоких несущих свойств крыла в
развернутом положении. В этом случае при выборе достаточно большой
нагрузки на крыло самолет обеспечивает большую крейсерскую даль-
ность при полете с малыми углами стреловидности (достаточно толстое
крыло большого удлинения), длительный полет на малой высоте и дости-
жение сверхзвуковых скоростей при предельно больших углах стрело-
видности (вместе с увеличением угла стреловидности и уменьшением
удлинения уменьшается относительная толщина консоли). Хорошие
взлетно-посадочные характеристики самолета могут быть обеспечены
выбором мощной механизации крыла большого удлинения - механизи-
руется передняя и задняя кромки крыла.
Для поворота крыла в полете необходим шарнир, обладающий высокой
прочностью и надежностью, и мощный силовой привод. Кроме того, консо.'гь
и центров тан должны иметь специальный силовой набор, обесточивающий»
передачу усилий от консоли к фюзеляжу в основном через шарнир.
Эги обстоятельства приводят к увеличению массы конструкции саМ°
лета с крылом изменяемой геометрии на З-е-5% по сравнению с взлети^
массой самолета с крылом умеренной стреловидности, что вызывает некО"
торую потерю прямых выш-рышей в дальности полета. Однако высок
эффективность механизации на крыле малой стреловидности и бс ьпЮ -
удлинения позволяют самолету с крылом изменяемой геометрии nP 1
прочих равных условиях увеличивать нагрузку при заданной длине взлчИ
но-посадочной полосы. В результате при использовании подвесных то1,-®,т|
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
. ,ло 61 увеличении запаса топлива во внутренних баках) самолет с
нЫ* вменяемой геометрии может иметь крейсерскую дальность полета
Kpi>i.ic' ю большую, чем самолет с крылом умеренного удлинения, бази-
С'1ЦеСийся на аэродроме с взлетно-посадочной полосой той же длины.
Ил-76. т
ПС-9-10
Фантом"'
10—
8—
6"
Як-30
6
8 -
та
ДС-8-5*/д-у.Ю4—
। х
’Интрудер" X.
Строительное
удлинение крыла
Лн-8
Дн-24
О
^"Трекер"
Ил 14; Ил-18
"Як-25РВ
Бе-30 Т
Як-40 J
Йл-28 "Боинг-72?
-Tv-134--------------
\ БОИНГ-707-320В"
\ "БОИИГ-720В"
—Ч-Ту-16
Ду-124
“X—"Трайдент-1Е'
-Трайдент-1 С"
\ МиГ-17
VX Як-28
ГХ/ Х?"Си ВиксгГ
XtSv-{-Ил-54
X.^R^X‘Ty’22
. Х.СХХ1Як 140
\ X. Х-Х МиГ-19
ю
(''Белфаст'
А-Трансэл’
МиГ-15 ^41
'Фиат G-91"
"Корсар-2" — —
"Баксиир1
Е-155—0
Рис. 3.1.3. Связь геометрического и строительного удлинений стреловидного крыла
Таким образом, компоновка самолета с крылом изменяемой геомет-
’ 5’1'л°м стреловидности которого можно управлять в полете, обеспе-
м ст Удовлетворение целого ряда противоречивых требований к совре-
сверхзвуковому многорежимному самолету.
влено ЗМснепИе геометрии крыла в полете в принципе может быть осушест-
Пово ПОВоРОТом к°нсоли относительно оси, расположенной в фюзеляже.
КОПСОЛ11 при постоянном строительном удлинении Хк = X/cos2x
н°стиЛЯеТ 1,0Jiy‘niTb изменение удлинения крьиа при изменении стреловид-
- i5^2HcoJU1 в широком диапазоне от А = 1,5 при % = 70° до А = 7-г8 при
О (рис. 3.1.3 и 3.1.4). Одновременное изменение удлинения, отно-
’Лайтнинг’
сителыюй толщины и угла стреловидности крыла (рис. 3 1.5) приводит 1
значительному изменению несущих свойств крыла и всех аэродинами’ ecjqf*
характеристик самолета. Производные С“„ и аэродинамическое качество
дозвуковых скоростях полета изменяются в 2^2,5 раза (рис. 3.1.6 и 3 ]
Таким ибраюм, летчик в полете получает возможность управлять азродиц. I
мическими характерно! и ками самолета. изменяя их в соответствия
режимом Полега.
с
Рис 3.1.4. Связь относительных олщин сечений крыла по потоку и по нормали к 1/4 х<4!|
Относительная толщина крыла по нормали к липни 1/4 хорд: / - с01 - 18% ; 2- col = ।
Рис 315. Изменение уд.иигсиня и относительной толщины крыла в зависимости от J1'13
lipWIOBH-IHOCTH j
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.1 6 Диапазон изменения производной С“„(М) самолета с крытом изменяемой Ш1мегрии
3 1.7. Диапазон изменения Л'111вх(М) самолета с изменяемой геометрией
ЭКсг1 ^еп^хслимсх7гь обеспечить высокие маневренные характеристики и
прс’п?аТаЦИ10 на аэР°Дромах с взлетно-посадочной полосой малой длины
РЫр ЯВЛЯет повышенные требования к несущим свойствам крыла, кого-
длп Довлетиоряются при обычной механизации крыла, характерной
Рхзвуковых самолетов (рис. 3.1.8).
Лвухщиииой закрылок и
выдвижн й предкрылок
Простой закрылок с УПС и
отклоненный носок
Рис. 3-1-8- Сравнение эффективности взлетно-посадочной механизации самолета с кры-
лом изменяемей геометрии и самолетов с неподвижным крылом
выдвижной предкрылок
Уже первые исследования компоновок самолетов с крылом изменяе-
мой геометрии показали, что простой поворот консоли относительно оси
находящейся в фюзеляже, позволяет существенно улучшить несущие
свойства и аэродинамическое качество самолетов (рис. 3.1 9-3 1.12), н<
приводит к значительному смещению назад аэродинамического фокуса
Рис. 3.1.9. Влияние положения оси крашения консолей крыла па зависимости <^(<4
и Суи(Сти) при дозвуковых скоростях
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
0.6 0,« 1,0 1,2 1.4 1,6 м
Рис 3.1.10. Влияние положения оси вращения консолей крыла па зависимосп. Ctu0 (М, хк)
Рис. 3 1.11. Влияние положения оси вращения консолей крыла на зависимость
^(М, хк) (обозначения см. иа рис. 3.1.10.)
Рис з j
Влияние положения оси вращения
** • ZK) (обозначения см. на рис 3.1.10.)
консолей крыла на зависимое»
крыла (рис. 3.1.13). которое с переходом к сверхзвуковым скорОсД
склады пае 1СЯ со сдвигом назад фокуса крыла за счет влияния сжХЯ
мости. Диапазон изменения положения фокуса оказался настолько бу1ъ'
шим. ню возникли трудности с балансировкой самолета и обеспечещЯ
приемлемых характеристик устойчивости и управляемости на всех
мах полета. Для обеспечения приемлемых смешений фокуса при новоро
•.е консоли крыла потребовалось применение неподвижной пентроцддл.
лой части крыла (рис. 3.1.13, 3.1.14), которая несколько уменьшила
несущие свойства компоновки и ее аэродинамическое качество на дозву.
ковых скоростях полета (см. рис. 3.1.9 и 3 1.12).
Ряс 3.1 13. Влияние положения оси вращения консолей крыла па зависимость -ip(M хв)
(обозначения см па рис. 3.1.10.)
Рис 3 1.14. Влияние размеров центроплана на геометрическое удлинение крыла И '*
смещение аэродинамическою фокуса при дпзпуковых скоростях
Для реализации оптимальных для каждого режима полета аэроДИ’Ч
мических характеристик самолета с крылом изменяемой стреловидно
потребовалось решить целый ряд сложных проблем аэродипам1ГГесК
компоновки. Основные из них: *
- выбор аэродинамической компоновки крыла, обеспечиваю!11
достаточно малые коэффициенты сопротивления при нулевой подъем111’-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
околозвуковых и сверхзвуковых скоростях (при больших углах
силе на н0СТц)‘ И высокие аэродинамическое качество и несущие свой-
ИРС •< дозвуковых скоростях (при малых углах стреловидности и на
углах атаки):
_ выбор положения оси вращения консоли крыла и формы нсподвиж-
ие11Тронлана, обеспечивающих минимальное смещение фокуса самолета
[ овороте крыла от малых углов стреловидности до максимальных;
*^’Н __ выбор механизации крыла, обеспечивающей максимально возмож-
ные несущие свойства самолета и повышение аэродинамического качества
на взлетно-посадочных режимах;
выбор параметров и расположения органов поперечного управле-
ния с учетом того, что вся задняя кромка крыла занята взлетио-посадоч
лой механизацией;
- обеспечение высокой эффективности стабилизатора для возмож-
ности балансировки самолета при высоких коэффициентах подъемной
силы на всех режимах полета;
- обеспечение удовлетворительных характеристик устойчивости и
управляемости при изменении угла стреловидности крыла с учетом расши-
рения диапазона эксплуатационных режимов полета по приборной скорости;
- выбор рациональных параметров самолета, обеспечивающих
наиболее полную реализацию возможностей, заложенных в аэродинами-
ческой компоновке самолета с крылом изменяемой геометрии.
Результаты систематических экспериментальных и расчетных иссле-
дований аэродинамических характеристик крыльев изменяемой геомет-
рии, анализ возможных лесных данных и выбор основных параметров
самолетов с крыльями изменяемой геометрии изложены ниже.
Систематические экспериментальные исследования проводились па
моделях самолетов различного назначения в аэродинамических трубах
Г-102 Т 106М, Т-108 Т-109, Т-113 ЦАГИ и на крупноразмерных макс-
ах и натурных самолетах в аэродинамической грубо Т-101 ЦАГИ.
3.2. Выбор профилей для крыльев изменяемой геометрии
Важной особенностью крыла изменяемой геометрии является измене-
ние параметров профиля при повороте консоли крыла. Это изменение
-Чагоцриятно с точки зрения удовлетворения требованиям различных
Режимов полета. Так, если для крыла малой стреловидности применить
^фили достаточно больших относительных толщин и умеренной кри-
я гы (Что обеспечивает высокое аэродинамическое качество на докриги-
, СК11Х числах И, высокие несущие свойства и необходимые запасы
Т( 4г’ечной силы при больших углах атаки в концевых сечениях крыла),
_ 1,Т)И увеличении угла стреловидности консоли за счет поворота сечений
п лУ*°йдет заметное уменьшение относительных толщин и кривизны
°Кс> ,ЛЯ’ ГТО благоприятно для получения приемлемых характеристик на
к Ло" и сверхзвуковых скоростях полета.
Исходя из указанных соображений, для компоновки консоли kd,И
изменяемой геометрии могут быть выбраны профили, обладающие ьысэкцЯ
несущими и скоростными свойствами и используемые в компоновках конИ
вых отсеков крыльев околозвуковых самолетов. Относительная толцл?!
консоли в развернутом положении = 15°) может быть 8-И0%, а относи
тельная вогнутость должна быть f = 1,5-г- 2,2% с тем, чтобы в сложенном по-
ложении (%к » 70°) крыло было малопогпутым. Для профилировки нсподшЛ
ной части крыла (центроплана) следует использовать тонкие (с =4+45^
симметричные профили с носком малого радиуса (рн » 0,25%). Для обеспе-
чения устойчивого обтекания крыла па больших углах атаки, особенно при
околозвуковых скоростях, консоль крыла следует компоновать с нарастаю-
щей вогнутостью к концу крыла.
С целые? повышения аэродинамического качества самолета с крылом
изменяемой геометрии при больших дозвуковых скоростях могут* быть
использованы:
- пространственная деформация и геометрическая закрученноаь крыла,
обеспечивающие уменьшение сопротивления при заданном значении Суо и
снижение потерь аэродинамического качества на балансировку:
механизация передней кромки крыла (поворотные носки или вы-
движные предкрылки), отклоняемая на малые углы (5Н * 5;-8°);
- профили с несколько большей относительной вогнутостью и повы-
шенными значениями Мкр;
- увеличение местной кривизны в носке профиля крыла.
Использование пространственной деформации и геометрической закру-
ченное™ сечений крыла приводит к изменению поляры самолета таким
образом, что при значениях С,/а, соответствующих происходит
значительное уменьшение индуктивного сопротивления, а следовательно, И
повышение аэродинамического качества. Кроме того, происходит прирост
Рнс. 3.2.1. Схема ирис гранп ненкой деформации сечений крыла, средняя линия ПР0-
филя крыла хк * 70'
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
। а кабрирование в результате чего уменьшаются потери на
„омент а аэродинамическое качество на крейсерском дозвуковом
балаНм^олета возрастает (рис 3.2.1 и 3.2.2).
Рис 3 9 2 Влияние пространственной деформации крыла на зависимость /<1вах(М) при
v лах 1-тр«-лонидности консолей хк - 40 и 70°
Механизация передней кромки крыла в виде отклоняемых на малые
углы носков или предкрылков с небольшим выдвижением приводит к
значительному увеличению аэродинамического качества при околозву-
ковых скоростях (рис. 3.2.3).
Ниже приведены результаты исследований влияния па аэродинами-
ческое качество формы профилей, установленных в сечениях консоли
крыла при сохранении постоянного профиля в сечениях центроплана:
- профилей серии СР-16 с небольшим отгибом носков (ЛГ1ТГ =-1%)
с целью уменьшения отвала поляр за счет ослабления вихрей вблизи
передней кромки крыла:
- профилен с “полкообразным" распределением давления, с увеличен-
ной вогнутостью, малым радиусом носка и более задним положением
максимальной толщины и вотутости - профили серии СР 15 (fmdX = 2,2%,
*<--42,5%, xj -47,5%). Такие профили обладают высоким значением
МКр вследствие благоприятного сочетания достаточно большой вотутос-
П1 с малой напряженностью диффузора;
- профилей серии 11-128 с “пикообразным” распределением давления,
приводящим к ослаблению замыкающего скачка уплотнения в диапазоне
околозвуковых чисел М и, следовательно, к уменьшению волнового сопро-
ГИи синя. Профили серии П-128 харак
геризуются большим радиусом носка
Рн - 1,4% при с = 9%) с резким из-
цо^С1П1Рм кривизны на верхней поверх
ги вблизи передней кромки.
Ко\ ГлоЛ1,зование в аэродинамической
«ерии консоли крыла профиля
де1 с “нолкообразным'' распрс-
I1Vr Давления, относи 1ельной вог-
> *°стыо ( f п .„л
'/max = 2,2%) и малым рздИУ-
Рис. 3.2.3. Влияние отклонения носков
на зависимость К ц,х(М)
сом кривизны носка (рн - 0.8% при относительной толщине с = 9% ) j^l
днт к наибольшему возрастанию вслиштны А'П]ах модели с крыльями мадЗ
умеренной стреловидности (%к = 15^35°) в дозвуковом диапазоне скор<3
(рис. 3.2.4 и 3.2.5). Прирост аэродинамическою качества происходит за Сч
реализации почти безотрывною обтекания консоли на режимах крсйссрск **
полета. Величина Сха модели при этом несколько повышается (рис. 3.2.6)
Рис. 3.2.4. Влияние формы профиля на зависимость A'nlJX(M) при - 15°
СР-16, = 1,5% (исходный)
CP-16, hm =-1,0%, fm„ 1.5%
CP-15, fmax = 2,2%
П-128,= 1-4,2%
1,2 М
Рис. 3.2.5. Влияние формы профиля па зависимость К1пак(М) при = 35° (обозначения
гм на рис. 3.2.4.)
При увеличении угла стреловидности консоли от 15 до 70° отно"
сительная толщина профиля с уменьшается от 10 до 4,2%, а относительна
вогнутость fmax становится 0,4-гО,9% вместо 1э-2,29ь. Таким образом, значЧ
ния относительной толщины и вогнутости крыла в сложенном положстпч
становятся тою же порядка, что и на сверхзвуковых самолетах с нсподв*13*
ными крыльями, и рекомендованная профилировка консоли крыла обесн<
чивает вполне удовлетворительные аэродинамические характеристики д
лета с крылом большой стреловидности как при дозвуковых, так и
сверхзвуковых скоростях (рис. 3.2.7).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.2.G. Влияние формы профиля па зависимости СгоО(М) и (обозначения
см на риг 3.2.4.)
Рис 3 2.7. Влияние формы профиля на зависимость 7С11ЛХ(М) при Хк - 52 и 72°
Hbie А',Р°'’1и1,амичсские компоновки крыльев с профилями СР-15 и расчет-
эшоры р(.г) этих профилей для относительных толщин с - 10, 8 и 6%
1род^-№ на рис. 3.2.8.
раз,п «ССЛеДОВани<? 1СРЫЛ,,СВ> скомпонованных из профилей серии СР-15
1’ной относительной толщины, показало, что при малых дозвуковых
скоростях (М < 0.7-г0,8) максимальное аэродинамическое качестио у0 I
ли больше при большей относительной толщине консоли крыЛа _
другой стороны, уменьшение шносительной толщины крыла до с tgo
позволяет отодвинуть начало возникновения волнового кризиса до чИср
М « 0,85 при хк = 15" и до И ® 0,9 при у_к - 35°. 4
на распределение давления по хорде
Профили консоли крыла с = 10,8 л 67ь
Рис 3.2 8. Влияние относительной толщины
профиля СР-13
Таким образом, уменьшение относительной толщины при сохранении
относительной вогнутости профиля СР-15 консоли крыла изменяемой
геометрии значительно повышает- величину Ктах модели с крыльями малой
и \ меренной стреловидности при больших до- и околозвуковых скоростях.
Другим способом улучшения аэродинамических характеристик самолета
с крылом изменяемой геометрии на средних и больших углах атаки при
больших дозвуковых скоростях является увеличение местной кривизны
консоли крыла путем отгиба носка вниз, возрастающего к концу крыла.
Отгиб носка, т.е. придание сечению местной кривизны, создает бла-
гоприятный градиент давлений на большей части верхней поверхности
профиля, улучшает обтекание крыла и тем самым способствует повы-
шению аэродинамического качества при дозвуковых скоростях.
Увеличение отгиба носка к концу крыла улучшает обтекание концевых
сечений крыла, наиболее подверженных возникновению отрыва потока.
Уменьшение радиуса кривизны отогнутого носка способствует умснь
шению возмущений вблизи передней кромки профиля, что также приво-
дит к улучшению обтекания крыла на больших углах атаки.
Вместе с том увеличение отгиба носка с. возрастанием общей эфф6^
тивпой вогнутости профиля вдоль размаха крыла дает при дозвуковых
околозвуковых скоростях некоторое повышение лобового сопрогивле
модели.
Па рис. 3.2.9 приведены два сечения консоли крыла изменяв»*
геометрии (сечение но излому передней кромки и концевое сеченнв/’
которых установлены профили СР-16М. Эта консоль характеризуем
меньшей относительной толщиной (за счет увеличения хорды к°нс°'д
с = 8,3% (с = 10% на исходном крыло), малым радиусом закрУгле1Ж
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
_ л 7% (на исходном крыле с профилями серии СР-16 рп = 1,4% )
носка Рп —
аюнюй к концу консоли величиной отгиба носка ВНИЗ (Лип = -1,5-г
и возрастав
-> ) ’(тя качественной оценки приводится сравнение расчетных эпюр
° ' с;е11ИЯ давления но профилям СР-16 и СР-16М, установленным в
^'(евом сечении консолей крыла. Уменьшение относительной толщины и
отгиб носка па /w = -2,5% на расчетном режиме (Суя = 0,3) привели к
щотидании ,‘ника” разрежения на верхней поверхности профиля, к созда-
нию благоприятного с точки зрения обтекания крыла градиента давления на
бо’ыпей части верхней поверхности, к повышению Мкр.
Резельтаты испытаний модели показали (см. рис. 3.2 9), что использо
ванне в сечениях консоли крыла изменяемой геометрии профилей СР-16М с
ботыной местной кривизной привело к значительному увеличению аэродипа
мического качества в дозвуковом диапазоне скоростей при всех конфигу-
рациях крыла, причем аэродинамическое качество возросло как при
С,/а - 0,3-7-0,4, соответствующих режимам дозвуковой дальности полога, так
и при Су = 0,8-М. соответствующих режимам маневра самолета, т.е.
переход к новой консоли крыла с увеличенной хордой и отгибом носков
приводит к значительному росту подъемной силы и уменьшению индуктив-
ного сопротивления при дозвуковых и околозвуковых скоростях, что обеспе-
чивает выигрыш в аэродинамическом качестве при малых и умеренных
углах стреловидности консоли. На режиме больших сверхзвуковых ско-
ростей в конфигурации крыла с максимальным углом стреловидности
(Хк = 70°) значения /Стах модели практически не изменяются.
° —г------—1-----1-----------1 0,25 ----------------1
' О 0,4 0 0,4 0,8 Концевое сечение
^-3.2 9 п,-
11₽^ДелеНие . ,я,,ие увеличения хорды и отгиба носков консольной части крыла на рас
ДаплсНця и зависимость К(Суа) при разных углах стреловидное ги консоли
Таким образом, наибольшее максимальное аэродинамическое Ka<ieJВ
самолета в дозвуковом диапазоне скоростей обеспечивают крылья измен
.мой геометрии, в компоновке которых использованы профили с бодЬ11 °"
общей относительной вогнутостью (типа СР-15) или профили с болы.]
местной кривизной (типа СР-16М). *'и
Дальнейшее улучшение аэродинамических характеристик самолетов
крылом изменяемой геометрии при высоких дозвуковых скоросЛ
полета обеспечивается путем применения па консольной части крыда
специально разработанных для компоновок такого типа высоконесу1Щ№
сверхкритических профилей. Такие профили обеспечивают повышение
критических чисел М (Мкр), сохраняют высокие значения ХП1ИХ крыдд
изменяемой геометрии при стреловидности консоли - 15-5-25° ш
М = 0.85 и до М » 0,92-5-0,94 при Хк = 40-5-50° (рис.3.2.10), а также
улучшают аэродинамические характеристики па больших углах атаки и
повышают C'v ДС1П самолета.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Аэродинамика самолета с крылом изменяемой геометрии
на больших углах атаки
тгхснепие угла стреловидности крыла самолета позволяет обеспе-
высокие маневренные характеристики в широком диапазоне рсжи
мов полета (чисел М).
TIdh углах стреловидности консолей крыла порядка 40° самолет
обтачает наибольшим аэродинамическим качеством на околозвуковых
скоростях и имеет большие значения С^атах»1,5 (рис. 3.3.1 и 3.3.2),
которые достигаются при а = 35:40°.
Рис. 3.3 1. Влияние угла стреловидности консолей крыла на зависимости С?й(а) и п?.(<х)
1.6
1.2
0,8
0,4
%.
Оттчхчю к площади основной гралеции крыла
соответствующей стреловидности
|f nux
A-
Отнесено к площади крыла при у, = 70
4О'_“(С
20"
Ри‘ 3 3.2 J
Г*” путевой
| ред *.с. Бюцпенса
о
10’ 20’ 30"
Ктнипие угла стреловидности консолей крыла па С'уап|лх и критические углы
— л устойчивости ( m jj • О ) и по демпфиронанню Kjxuia ( /л“г - О )
ya nwx
Опыт летных испытаний маневренных самолетов показывает, Я
предельно допустимые для полета значения коэффициента подъем^
силы Суа доп лежат значительно ниже Сг/в тах. Выход самолета на уЛ
атаки, соответствующие Суа mdX, как правило, затруднен из-за ухудшеД
ряда характеристик устойчивости и управляемости (рис. 3.3.2-3.3.4).
атаки, числа М и угла стреловидности консолей
Рис. 3.3.3. Изменение демпфирующих свойств модели по крену в зависимости от ,тда
Рис. 3.3 4. Зависимость Суа До11 от угла стреловидности консолей крыла при М - М
Одной из причин, определяющих сваливание самолета, может ЭД
потеря демпфирующих свойств крыла по крену при больших yi тах ат
Демпфирующие свойства крыла тесно связаны с его несущими свойстиЧ
При малой стреловидности крыла раннее развитие срывов на консЧ
выражающееся в появлении существенной нелинейности в изменении СулЧ
обычно приводит к обращению знака производной тп“’(сс) (рис. 3.3.3)-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ч спреловидносгях крыла срывныс явления выражены слабее, и
-Т* ^лостт» зависимости Сг/<7(а) менее выражена; отсюда и падение
ошИХ свойств крыла также менее интенсивно. Улучшение обтекания
Де> , 1е.и крыла на больших углах атаки для этой стреловидности - прямой
К°Н* Наивнейшего повышения демпфирования движения крена.
П Др}т0Й причиной сваливания самолета может быть уменьшение путевой
vcroiiHiiBocn1 вплоть до изменения знака производной т$ > 0, которое также
южет происходить при меныпих углах атаки, чем а(Суатях) (см. рис. 3.3.2).
' Основная причина этого - увеличение боковых скосов в районе вср-
пипыюго оперения, в результате чего его эффективность существенно
уменьшается. Появление значительных боковых скосов на больших углах
таки определяется структурой потока за крылом с наплывом. Использо-
ваний перегородок па неподвижной части крыла уменьшает интенсив-
ность вихрей и позволяет сохранить эффективность вертикального опере-
ния до больших углов атаки. Наиболее эффективным средством улучше-
ния путевой устойчивости самолета является расположение вертикальных
пей фюзеляжа и применение вертикального оперения большой пло-
щади и большого удлинения.
Очень важно сохранение на больших углах атаки достаточного
момента крена органов поперечного управления Для крыла малой
стреловидности основной вклад в поперечную управляемость вносят
интерцепторы. На больших углах атаки из-за срыва на крыле интерцен-
юры теряют свою эффективность. Ликвидация срыва за счет механиза-
ции передней кромки сохраняет эффективность поперечного управ тения
до больших углов атаки. Сохранению поперечной управляемости до
больших углов атаки способствует использование дифференциального
илнзатора, эффективность которого практически не изменяется до
больших значений а (см. гл. 7).
Таким образом, сваливание самолетов с крыльями изменяемой гео-
,е ии определяется в итоге характеристиками боковой устойчивости и
nPaR мости, а первопричиной появления особенностей в этих характс
^‘к КИК ,1Раьило’ является образование отрывов потока при обтска-
крыла самолета и изменение структуры потока за крылом на
61 ™ ИХ углах атаки. '
По 1ъ ‘ 3.3.5 приведено типичное изменение но а коэффициентов
Вознц-'1НОИ Г1ЬТЬ1 самолета при числе М - 0,8 с указанием областей
г, ъ,Во^Овения срыва потока (начало тряски) и зоны с развитым на крыле
у и ютока (зоны сваливания и штопорного движения самолета)
п°'Юка^ Самолста м°жет совершаться до начала сильного развития срыва
И -- о кРЬ1Ле- На рис. 3.3.4. приведены изменения Суа д0П(Хпк) ИРИ
*«ха 11Я само-'гста с крылом изменяемой геометрии без использования
МиЧес И'П1ИИ На ма11свРе> полученные по испытаниям моделей в аэродина-
Ма-чь1х и rW'6ax и но результатам летных испытаний. Видно, что при
мер< гньсх углах стреловидности консоли С&,;доп составляет
0.5-s-O 6 (a ~ 12-: 14"): при больших углах стреловидности консоли ведичЛ
Су„ доп и угол атаки, при котором она достигается, уменьшаются. На
Рис. 3.3.5. Зоны начала тряски И сваливания самолета на типичной зависимости Суд(яД
Из рассмотрения зависимостей Суа, тг = /‘(а) модели самолета с крылом
изменяемой геометрии при больших дозвуковых скоростях (рис. 3.3.6)
видно, что в конфигурации крыла с консолями при малых и умеренных
углах стреловидности ~ 15т-45с) при углах атаки а ~ 10.12° наблюдается
появление нелинейности изменения С’уй(а), т.е. уменьшение интенсивности
прироста подъемной силы при увеличении угла атаки. У модели самолета I
крылом большой стреловидности (%к « 70°) нелинейность изменения С^/а)
Положительное влияние вихрей
вдоль передней кромки крыла
Рис. 33.6. Влияние vma стреловидности консолей крыла на Cw начала i ряски
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
стоя при меньших углах атаки (а»7ч-83) и сопровождается
наб’1К^инсм интенсивности прироста значения Cytl по мере увеличения угла
во3раС что связано с развитием на крыле вихрей от передней кромки крыла.
аГаки. 1отока на крЫле определяет методом измерения распределения
^тения в Точках, расположенных вдоль задней кромки подвижной
ЛаВ ти крыла, или с помощью спектров обтекатшя верхней поверхности
К°ПСJ полученных методом масляной жидкой пленки которые дают
*' k fliv распространения отрыва потока по поверхности крыла по мере
Хс.игюиия скорости и угла атаки,
Из рассмотрения спектров обтекания следует, что при скорости,
соответствующей числу М = 0,8, на крыле с консолью малой стреловид-
ности (хк ~ 1<>о) Уже ПРИ а ~ возникает отрыв потока из-под скачка.
По мере увеличения угла атаки срыв потока распространяется как по
хорде, так и по размаху крыла. Наиболее интенсивный срыв потока
наблюдается в концевых сечениях крыла.
На крыле со стреловидностью консоли 40° при М -0,94 срыв пото-
ка. возникающий па концах крыла, медленно распространяется к корню
по мерс увеличения угла атаки.
Увеличение числа Рейнольдса от 4-106 до 10-106 улучшает аэродинами-
ческие характеристики модели с крылом малой стреловидности, отодвигая
начало возникновения интенсивного отрыва потока в область больших углов
атаки (рис. 3.3.7). Следовательно, характер изменений С^/а) и щл(а) дтя
крыльев с малыми углами стреловидности консоли в натурных условиях
благоприятнее, чем при испытаниях моделей в аэродинамических трубах.
Однако с увеличением утла стреловидности консоли влияние числа Re на
аэродинамические характеристики крьтла уменьшается, а при %к - 70п
практически отсутствует. Влияние числа Re на характеристики самолета
уменьшается также и при увеличении числа М полета (рис 3.3.7)
Наиболее эффективно повышает несущие свойства, Су„ ,р и аэроди-
намическое качество самолета с крылом изменяемой геометрии при боль-
ших Дозвуковых скоростях и больших углах атаки (на режимах маневра
амолеча) отклонение механизации крыла на малые углы (предкрылков,
орогных носков и закрылков), применение но всему размаху консоли
poJ,acraiOfIlcro к концам крыла отгиба носка профиля вниз. Эти же ме-
ытия приводят и к повышению значения критических углов атаки
До путевой ’
. ин устойчивости самолета и к повышению демпфирования крена.
' 8-1()ГКЛО1,еиИС аакРЬ1лков и предкрылков на малые углы 5Н = 8Пр =
РИИ П ВсемУ размаху поворотной консоли крыла изменяемой геомст-
сВойсП0Ь >Ш1ает в широком диапазоне дозвуковых скоростей несу шие
7к -= 4Q - кРЬ1ла с умеренными углами стреловидности консоли
ЧИя 3. Иа « 0,13:0,15, сохраняет линейный характер измспе-
3эРодцЯИСИМо(;те1* тг ~ До больших углов атаки и повышает
чамическое качество при больших значениях С^а
-Г. = -13% САХ' М = О IS
Рис 3.3.7. Влияние чисел Re и М па АДХ модели сверхзвукового самолета с крылом Ч
меняемой геометрии
Благоприятный эффект от отклонения на малые углы механяза11’1
крыла сохраняется и при конфигурации крыла с малыми углами стр^д
вндности консоли (*/к = 15-5-20°). но ослабляется при конфшураняя КР 1
ла с большими углами стреловидности консоли (/к * 70°).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
мснепие на консоли крыла увеличивающегося к концам отгиба
/профи. 1Я вниз также приводит к сущее шейному улучшению аэро-
цоска 1 кИХ харакгеристик самолета на больших углах атаки. Такая
дина-'П^ ка крила ПрИВодит к улучшению обтекания концевых сечений
ироф’1' о6.гаст11 больших углов атаки и смешает начало возникновения
КРЬ1' т потока в центральную часть крыла. Все это позволяет сохранить
oTpbl;jHoCTb изменения зависимостей Суа(и) и тг(а) до больших углов
•1ИИ, в 103BVK0BOM диапазоне скоростей, особенно при дополнительном
^-к юнении поворотных носков крыла на малые углы (рис. 3.3.8).
0,4 0,8 0 0.4 0,8 0 0,4 0,8 C,JH
Влияние отгиба поскок и сиклопспия передней кромки консолей крыла на
‘ ЛХ модели. 1 - исходит крыло без наплыва; 2 крыло с наплывом, увеличенной хор-
дой Консоли п отгибом носков 8И = 0 и 8 ( - 10*
‘ исличсние коэффициента Суа начала тряски (Сувтр) на самолете с
рьцом изменяемой геометрии в случае отклонения предкрылков или
само°В па (МаЛ1>ю углы хорошо подтверждается летными испытаниями
Уве-тиченне кривизны передней части профиля крыла измс-
ЧсскогН геомегРии приводит к значительному возрастанию аэроднпами-
диаПа.° Ка'1еГ1’ва самолета при больших углах атаки во всем дозвуковом
°собр 5ОПС СКоР°стей и ПРИ различных конфигурациях консоли крыла,
Ко,, Но 1!РИ конфигурации крыла с малыми углами стреловидности
рас 1И И ОтКлоиении на малые углы (8П а 8;-10 е) поворотных носков,
Коц11е1 >5ке1,ных по всему размаху консоли крыла. Отгиб носка только в
°м отсеке крыла приводит к существенно меныпему эффекту.
Рис. 3.3.9 Влияние отклонения предкрылков на коэффициент подъемной силы начал,,
тряски С„„ т„
исходное крыло
крыло с увеличенной
хордой И ОГГИЙОМ ней,коп
исходное крыло с
отк, юнс и п । <1 м предкрылкоц
3.4. Взлетно-посадочная механизация крыльев изменяемой геометрии
Рис 3 4.1. .Эффективность закрылков в за-
висимости от относительного размаха (/3)
при бэ = 50” (с УПС н предкрылками)
Ik’
Па самолетах с крыльями изменяемой геометрии взлетно-посадочную
механизацию размещают по всему размаху подвижной консоли крыла, а
поперечное управление выполняют в виде интерцепторов и дифферен-
циально отклоняемого стабилизатора (см. гл. 7).
Механизация задней кромки крыла. Для самолета с крылом из-
меняемой геометрии могут быть использованы простые поворотные, од
нощелевые, двухщелевые выдвижные закрылки с малым и увеличен-
ным дефлектором, двухщелевыс с
малым выдвижением и осью вра-
щения, расположенной внутри зак
рылка поворотные с выдувание*
сжатого воздуха, отбираемого от
двигателя, па их верхнюю поверх-
ность (с системой управления
i-раничным слоем - УПС).
Использование на крылья И
меняемой геометрии закрылков
всему размаху подвижной консОЛМ J
развернутом положении повыи13®]
их эффективность по сравненная
эффективностью закрылков, Pattl
ложенных на части размаха кр^
(рис. 3.4.1). Кроме того, увсЛ’14 .
ние размаха закрылков у.меНЫ1-
индуктивное сопротивление КР*Д
па больших углах атаки (рис. 3-Л
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 3.4.2. Влияние угла отклонения и огносгпсльного размаха закрылка на поляру и
аэродинамическое качество модели (М - 0 15)
Приращения коэффициентов
силы or отклонения механи-
Рис. 3.4.4.
подъемной
.заш’н задней кромки крыла при а _ 10°
На рис. 3.4.3 в качестве црц^И
приведены сравнения аэродинамичЗ
ких характеристик Суа, тг * Да)
дели самолета с тремя видами MeyJ
пизации по всему размаху крыла й
развернутом положении (/к -15^20' ).
с простыми поворотными закрыдД
ми, с двухтцелевыми закрылками и г
закрылками с системой УПС.
рис. 3.4.4 даны соответствующие прИ.
росты коэффициентов подъемной си-
пя от отклоненной механизации кры-
.ча ДСуДП
изменения
чеппые по
же макета
кой трубе Т-101 ЦАГИ. Все коэффициенты на
графиках отнесены к площади 5кр и средней аэродинамической хорде
-Д<%) па линейном участке
зависимости Суа(а), поЯ
испытаниям одного и того
самолета н аэродпнамичес-
этих и приведенных шок?
крыла в сложенном положении (хк= 70°).
Простые поворотные закрылки, расположенные но всему размаху по-
воротной консоли, обеспечивают прирост коэффициента подъемной силы
при а = 10° (область линейного характера зависимости Сув(а)), равны®
« 0,4 при 53 = 25° и ДС^Я * 0,33 при 53 = 30°. Простые поворогны*.
закрылки целесообразно отклонять лишь до углов - 30-5-35°, при даль-
нейшем увеличении угла их отклонения интенсивность прироста подъем-
ной силы крыла значительно уменьшается вследствие возникновения на
закрылках срыва потока.
Щелевые закрылки обладают большей эффективностью. Палтг’в
щелей позволяет предотвратить срыв потока па закрылках, восстановит»
их плавное безотрывное обтекание до бо.дьших углов отклонения и, тс--»
самым, существенно повысить прирост коэффициента подъемной сил11
крыла. При оптимальных углах отклонения двухщелевых закрыл*®
(б, ~ 40ч-50°) прирост ДС^д составляет 0,9-5-0,95 (рис. 3 4.4).
Эффективность двухщелевых закрылков существенно зависит от г<Я
метрических параметров закрылка и дефлектора, от взаимного оти°сй >
тельного расположения дефлектора, закрылка и основной части кры-1
Наличие щелей между дефлектором и закрылком ~ 1% Ьсеч и щели Мс ।
ду дефлектором и основной частью крыла ~ 1.576 Ьсеч повышает эфФ^Я I
тивпость двухщслсвых закрылков по сравнению с эффективностью
стых поворотных закрылков. Увеличение степени выдвижения сисг^Ви|
дефлектор-закрылок относительно основной части крыла также пр®
дит к возрастанию прироста коэффициента подъемной силы от заКрЧ® *
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
стоянной относительной хорде эффективность двухщелевых зак-
Пр11 по стие11НО зависит от относительной хорды дефлектора и его
вноситетьной толщины
°Т Наиболее приемлемые параметры двухтцслсвых закрылков:
Относительная хорда закрылка Ья
Относительная хорда дефлектора Ья
Выдвижение закрылков Ar,
Угол отклонения 83
0,2бч-0,28 6сеч
0,28+0,3 Ь3
0,1 ЬКр
45+50°
Высокий прирост коэффициента подъемной силы при меньших при-
ростах продольного момента на пикирование обеспечивает закрылок с
малым выдвижением и дефлектором, расположенным над носком основ-
ного закрылка Такой закрылок (рис. 3.4.5) обеспечивает примерно те
же приросты коэффициента подъемной силы крыла, что и двухщелевой
закрылок с большим выдвижением (рис. 3.4.G), но создает при отклоне-
нии несколько меньший прирост моментов па пикирование.
Двух щелевой закрылок
ъ - S,= 25’; 8пр = 19’
* - 53 = 40'; Snp= 19’
Простой закрылок
. -5,-0; 5,1р- 0
М - S,= 25°; <5Пр = 19’
Дг б," 50"; 8П„= 19'
носков"Э ’^f^xl’eKrHHH0CTb двухщелсвых закрылков с дефлектором, расположенным нал
* основного закрылка, и предкрылками (.vT =32% САХ)
}I|t3ain* Х1Г1елевь,е закрылки рассмотренных вариантов при наличии меха-
д°Чдъ ПсРедпей кромки крыла обеспечивают самолету на взлетно-поса-
У4ета УГлах атаки (ст » 10+12°), коэффициент подъемной силы (без
П еРЬ на балансировку) С/в®1.4+1,5 (С 3 к 1,7+2 в параметрах
развернутого крыла), Суа тах 1,6+1,7 (соответственно Cyem
+2,5) (рис. 3.4.5 и 3.4.6).
Рис. 3.4.6. Эффективность двухтцелепых закрылков с большим выдвижением и повор!
пыми носками ( хт ~32% САХ)
Простые закрылки с использованием системы VJIC являются эффл
тивным видом взлетно-посадочной механизации крыла изменяемой ice
метрик, обеспечивающим наибольшие приросты коэффициентов подъл*
ной силы при отклонении на большие углы.
Выдувание сжатого воздуха, отбираем но от двигателя, может 6«J
использовано не только для ликвидации отрыва потока на верхней М
верхности отклоненного закрылка, но и для организации донолшпелъиВ
циркуляции практически по всей поверхности поворотной консоли кРу
ла. Выдувание сжатого воздуха характеризуется значениями коэфф»
циента импульса Ср, равными
Q 1П
И <7ос^0 ’
где Св - массовый расход воздуха; V’ni - скорость истечения из Ш
при полностью адиабатическом расширении; - скоростной напор, 4
площадь крыла, обслуживаемая УИС. j
На рис. 3.4.7 приведено влияние коэффициента импульса Ср на ”4
ращение коэффициента подъемной силы от закрылков системой
отклоненных на различные углы, по и пытаниям в аэродинамичв^
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
р-101 ЦАГИ- Видно, что при малых углах отклонения закрылков
тр-'6 ддя восстановления безотрывного обтекания их верхней по
требуется интспсивштсть выдувания Сц » 0,05, При даль-
Ве -ч увеличении интенсивности выдувания прирост ДСуя от УПС за-
НС1 \яется. При углах отклонения закрылков 83 > 50° повышение иптсн-
** jocTii выдувания сопровождается монотонным увеличением прираще-
И 4 что свидетельствует о неполном восстановлении безотрывного
HJU * -уо' „ ' ,
бтнаиия их верхней поверхности даже при сравнительно больших
значениях коэффициента импульса Сц.
Рис 3.4.7. Влияние коэффициента импульса С^ла эффективность закрылков с системой
> П 1 1; 2 - I-II-I11+1V - закрылок с УПС. С„ л ’ 0,1; 7 - 1111-ITI+1V (дпухщелсвой
акры к / IV
При интенсивности выдувания ( м = Сид где С(1д - интенсивность вы-
Дувания. необходимая для лпкви ;ацпи отрыва потока на закрылке, зак-
рыл) и можно отклонять на большие ’ г ты (б3 - 75-г80°) с сохранением до-
статочно высокой их эффективности Однако оптимальными углами от-
клонения закрылков на крыле изменяемой геометрии в развернутом поло-
жит являются S3 » 50-5-60° так кат при .дальнейшем их увеличении ин-
генсивность прироста \Суаз уменьшается, а приросты моментов на пики-
оованис от отклоненных закрылков возрастают. Наличие системы УПС
’Рзкгически удваивает величину ДСу) от отклоненных простых закрылков.
1 ветвенное повышение несущих свойств крыла изменяемой гео-
Ры-1 1 ПРН отк-Г1°нен1Ш на большие углы простых, двухщелевых и зак-
>в с системой УПС сопровождается возрастанием продольных мо-
1,,R па пикирование (см. рис 3 4.3)
вИжц ИС1,Ользовании закрылков, расположенных но всему размаху под-
"Даегс 1 ,,асти крыла, основной прирост коэффициента подъемной силы со
Мещ Я За СЧет отклонения корневых и центральных секций закрылка и, в
tojpj Си ет^пепи, за чет отклонения концевых секций закрылка, при этом
-'Пис корпевои секции сопровождается значительно меньшими при-
ростами продольного момента на пикирование но сравнению с природ,
от отклонения концевой секции. Это обстоятельство позволяет испоц
вать дифференциальное отклонение секций закрылков и получить бод!
приросты ДСуд при мепыпих приростах \т?. При этом корневые секЯ
закрылков следует отклонять на большие углы.
Механизация передней кромки крыла. На крыле измсняе>10.1
геометрии в развернутом положении с малыми углами стреловидности Ко^1
соли (%к = 15-5-20°) развивается ранний по углам атаки срыв потока, как Я
обычном прямом крыле большого удлинения. Плавное безотрывное обтска*
пне сохраняется только до углов атаки а «г 8-: 10°. При дальнейшем yj
личенпи угла атаки срыв потока возникает сначала в центральных сече,
пнях крыла вблизи излома передней кромки, а затем распространяется Л
степенно па нею консоль. Отклонение закрылков, как простых, так и деух-
щелевых, приводит к возникновению срыва потока на верхней иоверД
пости крыла при тех же или меньших углах атаки.
В связи с этим для крыльев изменяемой пеометрии в развернутом
положении целесообразно применять механизацию всей передней кромки
крыла, включая и неподвижную часть - центроплан.
В качестве механизации передней кромки крыла изменяемой геомет-
рии используются выдвижные и скользящие предкрылки, распол жея
пые вдоль передней кромки подвижной консоли. Основное влияние па
эффективность механизации оказывает степень выдвижения и опускания
предкрылков, а также размеры щели между предкрылками и основной
частью крыла. Возможно также использование поворотных носков ня
консоли крыла и профилированных и ^профилированных шитков, рас
положенных вдоль передней кромки центроплана.
Схемы различных видов механизации передней кромки крыла изме-
няемой геометрии показаны па рис. 3.4.8.
На консоли, сечение Б-Б
Скользящий предкрылок
Предкрылок с малым
выдвижением
Предкрылок с большим
выдвижением
Поворотный носок
Щиток на центроплане,
сечение А-А
I ^профилированный iiU11’--
Рис. 3.1.8. Виды механизации передней кромки крыла
Отклонение механизации передней кромки крыла восстанав^11
плавное безотрывное обтекание верхней поверхности крыла на больШ^
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
jt При отклонении предкрылков
лаХ а1а’чопП< щитков на центроплане и
на К° свых закрылков или закрылков с
двухш< • рся верХ11ЯЯ поверхность
с11СГеМо6гекасгся плавно до больших углов
KPbl'Id приводит к сохранению высоких
атаК1оСТов коэффициентов подъемной силы
^'механизации до углов атаки а > 20°
(рис- 3.4.9).
Выдвижение предкрылков смещает
iniK разрежения с основной части крыла па
предкрылок и персраспредетяет давление
по основному крылу, в результате чего ли-
со-
пейный характер изменения ^4(0)
хранясгся до больших углов атаки.
Отклоните закрылков приводит к су-
щественному возрастанию разрежений на
верхней и давлений на нижней поверхности
крыла по всей хорде сечений, обуславливая
увеличение коэффициента подъемной силы
Рис. 3.4.9 Влиягше положения пред-
крылка па эффективность двухшеле-
вого закрылка: 1 - 1 положение
предкрылка. 2-11 положение пред-
крылка, 3 - без предкрылка, 4
двухщелевой закрылок
сечения и крыла в целом до углов атаки,
соответствующих безотрывному обтеканию.
Совместное отклонение закрылков и пред-
крылков существенно перераспределяет
эпюру давления но сечениям крыла и обес-
печивает повышение несущих свойств крыла до больших углов атаки.
Параметрические исследования эффективности выдвижных и сколь-
зящих предкрылков и поворотных носков, расположенных вдоль перед-
нем кромки консоли, а также профилированных и ^профилированных
Щитков, расположенных на центроплане, показали, что эффективность
выдвижных предкрылков со щелью существенно зависит от степени вы-
движения, степени опускания предкрылка относительно основной части
ОтноС|1тель,,°и ширины щели между носком крыла и предкрылка-
н . . и Уиеличепии степени выдвижения и опускания предкрылков от-
ших1ТеД111° 0сн0инпй части крыла эффективность предкрылков па боль-
CRo. “Глах существенно повышается (рис. 3.4.9). Выдвижение
п ЛьзяШих предкрылков (без щели) нс обеспечивает линейного прогека-
По зависимостей С^сеч(а) самолета до больших углов атаки При ис-
МоДЬу^1,П1И На саМилстс двухщслсвых закрылков и закрылков с систс-
гает ( эффективность предкрылков на больших углах атаки возрас-
*,г*ль ^•^-^). При отклонении двухщелевых закрылков на опти-
1И 1Ь1С “1711,1 (*3*40.50°) щелевые выдвижные предкрылки улучшают
имость С^Да). поляру самолета и его аэродинамическое качество
при больших значениях
жимов взлета и посадки
что является весьма существенным
3.4,10 и 3.4.11).
р^.
Рис. 3.4 10. Влияние шелевых выдвижных лредкрылкоп и профилированных щитков (вй
пентронлапе) на эффективность дпухшслсвых закрылков: / - без предкрылков, 2 - с
предкрылками, 3 с предкрылками и со щитками па центроплане (6,,, ~ 75°) 7 - вь'.Т
вижпой предкрылок. 5 профилированный шпгок
Для многорежимных маневренных самолетов в качестве механизация
передней кромки крыла могут быть использованы вместо выдвижных ще-
левых предкрылков поворотные носки крыла (рис. 3.4.12). Эффектив-
ность поворотных носков несколько ниже эффективности щелевых вы-
движных предкрылков. Отклонение поворотных носков по всему Раз-*а’
ху подвижной консоли крыла изменяемой геометрии обеспечивает n*W’*
линейное протекание зависимостей Сув(а) с пеотклопенной и отклонен
ной механизацией крыла до больших уз лах атаки (ex =s 20е) (см. рис. 3.4Л
Линейные характеристики Суа и тг - f(a) мри углах атаки а > 5е ояИ
печиваются при отклонении поворотных носков по всему размаху
соли; отклонение поворотных носков по части размаха не обеспечили
плавного обтекания на участке крыла вблизи излома передней кромки
тем самым нс обеспечивает линейного изменения С^в(сх) на больших Я
лах атаки Поворотные носки крыла на взлетно-посадочных реЖИ^Ч
обычно отклоняют па углы 25-5-30°, дальнейшее увеличение угла откл<в
пня поворотных носков не повышает их эффективности.
При больших углах отклонения закрылков, особенно при испо*г,~д
ванин системы У11С на закрылках, выдвижение предкрылков на копеЯ
не обеспечивает линейного изменения характеристик подъемной сИ-1Нд
продольного момента до больших углов атаки, так как выдвиЖ^Я
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
^крылков восстанавливает безотрывное обтекание консоли крыла, по
’’^чиквидируег влияние вихревого жгута, сходящего с центроплана, на
Я^£асгь крыла, примыкающую к центроплану.
f> предкрылки
Ч - предкрылки
прижаты
01 клопепы
Рис 3.4.11 Влияние щелевых выдвижных предкрылков па поляру и аэродинамическое
качество самолета (М - 0,15)
Крыло с дпухпв'лсвыми закрылками
и предкрылками
1 2 3 4 5 6
6а" 0 0 25° 25° 40“ 40°
. Snp’J 0 19° о 19° 0 19°
12 Сравнение эффск! пвпости щиы
Крыло с двухпп-левыми закрылками
и поворотными носками
/ 2 3 1 5 6
6,-0 0 25' 25° 40е 40°
6„ ~ 0 20° 0 20° 0 20°
и поворотных носков ( х -32% САХ)
Для ликвидации срыва потока на участке крыла вблизи излома ПсЛ
ней кромки целесообразно применять механизацию передней кромки щЗ
роплана. Отклонение щитков на передней кромке центроплана обес
пинает улучшение обтекания корневых и центральных сечений крыла «-
больших углах атаки, особенно в случае отклонения на большие утлы
крылков с системой У ПС. Эффективность щитков па центроплане оп.рД
.'1яегся утлом их отклонения и почти не зависит от их профилировки, цри
чем оптимальными углами отклонения щитков являются углы a 6O-r70c
Эффективность щитков зависит также от величины щели между
ми и основной частью крыла причем щитки без щели обеспечивают бо.т^
ший критический угол атаки на крыле с отклоненными закрылками, чем та-
кие же щитки со щелью.
Таким образом, на взлетно-посадочных режимах для самолетов с
крыльями изменяемой геометрии в развернутом положении при испоц,
зовании в качестве механизации двухщелевых закрылков и закрылков ।
системой УПС с одновременным отклонением предкрылков или поворот-
ных носков па консоли и щитков на центроплане можно получи^
значения коэффициентов подъемной силы (без учета потерь на баланси-
ровку) С^шах ~ 2:2,5; Суа(а = 12°) » 1,6+2,1.
Рис. 3.1.13. Эффективность различных видов механизации передней и задней kjjomok
/ -5,-0: 2 - закрылки двухшемепые, 5,-50°, 5,,. = 60°; 3 ~ закрылки г. УПС, 5, "в
5„( - 60°, Сиз = 0,!; 4 - закрылки с УПС, 5, = 50°, 5Ш = 60°, 6„ ~ 15°, С„, - 0,1, См„ ' W
(.1-3 <- предкрылками, 4 без предкрылков) I
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
пис. 3.413 приведены зависимости С,/Я(а) и rw,-(a) для самолетов
j пом изменяемой геометрии с различными вадами механизации, от-
с кры. * к |1араМстрам крыла в развернутом и сложенном положении.
Н<?ССрасчеты показывают, что для самолета с крылом изменяемой геомег
1И при значениях = 0,25*0,3 можно получить следующие баланси-
^^вочные значения коэффициента подъемной силы Ct/a бал при 53 = 50 и
_ 10° (с учетом влияния близости земли):
простыми закрылками
1.2.
с дв\хщелевыми закрылками 1,4-М,5,
с закрылками с системой УПС (Ср «0.1) 1,7< 1,9.
3.5. Аэродинамические компоновки самолетов
с крыльями изменяемой геометрии
Как отмечалось выше, изменение угла стреловидности консоли по-
зволяет в широких пределах изменять геометрическое удлинение крыла и
том самым изменять несущие свойства самолета (в 1,5*2,5 раза) в зави-
симости ог режимов полета. Крыло изменяемой геометрии обладает бла-
гоприятным с точки зрения полетов на сверхзвуковых скоростях изме-
нением относительных толщин по потоку при максимальной стреловид-
ности крыла его относительные толщины становятся минимальными.
Исследования показали, что соответствующим подбором относитель
него размаха неподвижного центроплана и соотношения параметров по-
движной и неподвижной частей крыла можно обеспечить приемлемые пе-
ремещения аэродинамического фокуса крыла в широком диапазоне изме-
нения углов стреловидности и чисел М, в том числе и практически по-
ст°янное положение фокуса по углам стреловидности консоли
При минимальном угле стреловидности консолей паилучшие харак-
теристики получаются при минимальном относительном размахе непо-
дяижпого центроплана вследствие наибольшего удлинения крыла. Макси-
йальное аэродинамическое качество самолета нри углах стреловидности кон
солей -ук = 15-35е монотонно уменьшается с увеличением относительного
ва^'1аХа 11е|ГГРОПлана! однако при больших углах стреловидности (хк > 45°)
Мн> dl°r сказь,ва'ГЪся большие потери подъемной силы и аэродина-
XoJCCKoro ка'Тества на продольную балансировку самолета с малым разма-
йещроцдана. вследствие чего при %к “ 55° /Стах бал оказываются наи-
1ЬШи.мц при относительных размахах центроплана 0,2540,35.
3онтал1ПО'1О111Ь10 СООГ1,стгтвУюшего выбора параметров и расположения гори-
Гельнь*е1О1.° ОПере11ИЯ относительно крыла можно обеспечить удовлетвори-
ма>. ХаРЯктеристнки продольной устойчивости самолета на всех режи-
РедСтк>'1Сга применения традиционных для стреловидных крыльев
- лУ1Пления этих характеристик (перегородки, пропилы и др.).
Крыло изменяемой геометрии, составленное из несущих профцЛс|
развернутом положении позволяет реализовать па дозвуковых и 01<
звуковых скоростях высокие значения подъемной силы и адродинщц^Ц
кою качества, близкие соответствующим величинам дозвуковых само .—д
Вследствие благоприятного изменения относительных толщин ij
липепия по углам стреловидности такое крыло при свер: звуковых
ролях позволяет обеспечить самолету лобовое сопротивление, не Преьос
ходящее сопротивление сверх звуковых самолетов с тонкими крыльям
малого удлинения. **
На режимах взлета и посадки крыло изменяемой геометрии позволяй,
при использовании мощной взлетно-посадочной механизации передней и
задней кромок получить высокие значения коэффициен тов подъемной си«ц
соизмеримые со значением Суа ||1к; дозвуковых самолетов с крыльями боль-
шого удлинения. Высокое аэродинамическое качество самолета па дозвутл
вых режимах полета и хорошие несущие свойства на взлетит-посадочтпд
режимах обеспечиваются выбором формы крыла в плане, характеризуют^
ся наличием неподвижного центроплана с углом стреловидности по нсреднеп
кромке %к = 654-70°, с относительным размахом центроплана 2Ц - 0,25+0,35
(в долях размаха развернутого крыла с утлом стреловидности %к = 15+2(Г) и
поворотной консоли, угол стреловидности которой изменяется в предел
Хк = 15+75°, с осью вращения, расположенной па расстоянии г - 0,2+0,3
полуразмаха крыла от плоскости симметрии самолета.
Удлинение крыла в развернутом положении по основной трапеции
составляет л = 7+8, что соответствует удлинению а - 5+6 по полной пло-
щади с учетом центроплана и его подфюзеляжной части.
Уменьшение размеров центроплана и перенос оси поворота консоли
ближе к фюзеляжу вызывают увеличение смещения фокуса самолета на-
зад при увеличении утла стреловидности поворотной консоли, уве-
личение массы крыла и приводит к трудностям с. размещением полезней
нагрузки на внешних углах подвески.
Увеличение размеров центроплана и перенос осп поворота консоли
дальше от фюзеляжа вызывают уменьшение несущих свойств крыла в р*1
вернутом положении, а также усложняют проблему обеспечения прием»-
мых характеристик продольной устойчивости па больших углах атаки.
Консоль крыла компонуется из несущих профилей, используемых •
концевых отсеках крыльев околозвуковых самолетов, с относитсльЯ°^
толщиной 8-т-Ю/о и относительной вогнутостью f = 1,54-2% , возрастаю»^
к концу консоли. Для центроплана используется симметричный профи
с относительной толщиной с - 44-5% со сравнительно небольшим
сом носка ( рн = 0,25% )
Крылья, выполненные в указанной аэродинамической компоНОЦ
могут обеспечить на дозвуковых режимах полета максимальное аэроД^,
мическое качество А’|||ЦХ = 12+13 при относительной плошали мидсДсЧ’
сечения фюзеляжа самолета F-8 + 9%. /< = 18+19 при относи1®
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
26-28"о
- 28ч-30% b3,
- 10% ь3,
- 45-5-50’:
ЮШЯДН миделевого сечения F = 1,5-5-2% и достаточно высокое аэро-
и0*’ П скОе качество на сверхзвуковых скоростях полета.
дина' обсспечения высоких несущих свойств развернутого крыла на
стцО-посадочных режимах необходима механизация всей задней и пе-
редней кромки крыла:
закрылки - двухщелевые со следующими параметрами:
хорда закрылка
хорда дефлектора
вы,хвижение закрылка
угол отклонения
6) "предкрылки - т следующими параметрами,
хорда предкрылка 12-5-15% Ьссч.
выдвижение - 5-5-7% Ь^.ч,
опускание — 4-5-7% 6ССЧ:
в) на неподвижной части центроплана - щитки.
Подобная механизация позволяет обеспечить практически линейную
зависимость несущих свойств крыла от угла атаки до а = 20° и получить
максимальные коэффициенты подъемной силы Суа тах =1,8-2 и коэффи-
циенты подъемной силы при взлете и посадке Суа - 1,2-1,5. Использо-
вание механизации со сдувом пограничного слоя позволяет повысить
Суа пог до 1.8 • 119.
Для обеспечения высокой эффективности продольного управления
применяется управляемый стабилизатор.
/(ля балансировки коэффициентов подъемной силы, обеспечиваемых
мощной механизацией крыла, коэффициенты статического момента пло-
щади горизонтального оперения имеют величину:
Аги = 0.25 + 0,3 , .$'го = 0,25 - 0,3
уменьшение площади горизонтального оперения может быть достиг-
ло путем увеличения его плеча.
Для обеспечения приемлемой эффективности поперечного управле-
ния, если практически вся задняя кромка крыла занята механизацией,
^'Пользуется иптерцепторное управление в сочетании с дифферспнналь-
НЫм стабилизатором.
Те ^Ля обеспечения удовлетворительной поперечной управляемости ин-
с х еут?^Ъ1 На верхней поверхности поворотной части крыла выполняют
с°ставляющей 0,12-0,15 хорды крыла в сечениях, нормальных
Кр ^РаШения интерцептора, размах интерцептора (на одной консоли
кло"а сг>С1апляст 0,35-0,4 полуразмаха крыла, максимальный угол от-
Кры П'И,Я ИнтсРПепгора 45:50° Интерцепторы располагают перед за-
ч<ми и могут состоять из нескольких секций.
X - 11слико.м поворотного стабилизатора используются удлинения
“'°’ сужения г) = 3-4 и стреловидность но передней кромке до 55-:G0°.
Для поперечного управления дифференциальное™ (разница между yi-qfl
отклонения консолей стабилизатора) составляет \<р < 5-тЮ°. С точки зрей
аэродинамических характеристик (эффективности, характеристик штопоги
предпочтительнее ось вращения стабилизатора выполнят!. пестрсловнчной ’
Летно-технические и маневренные характеристики. KomiIo.
пивка самолета с крылом изменяемой в полете стреловидности обесцечц
вает улучшение летно-технических характеристик за счет оптимизации
ла стреловидности консоли по режимам полета. При каждом фиксировав
ном положении поворотных консолей самолет обладает определенными
преимуществами в летно-техпических характеристиках (рис. 3.5.1): при
минимальных углах стреловидности (ук= 5-к30°) - максимальной продол-
жительностью и дальностью полета и наилучшими взлетно-посадочными
характеристиками; при максимальных углах стреловидности (/к~70с) ре.
ализуются максимальные скорости полета, максимальные установившиеся
перегрузки и максимальные высоты на сверхзвуковых скоростях и обес-
печиваются минимальные перегрузки при полете у земли в возмущенной
атмосфере- при средних углах стреловидности (%к ~ ЗО-И50) реализуются
максимальные установившиеся перегрузки и максимальные высоты при до-
и околозвуковых скоростях полета.
В результате изменения угла стреловидности крыла при переходе от
режима к режиму самолет с крылом изменяемой геометрии может реализо-
вать существенно более широкий
комплекс летных данных и мане-
Рис. 3-5.1. Область режимов горизонталь-
ного установившегося полета, дальность
(/.) и длили 1 казбеги (/р) многоцелевого са-
молета с крылом изменяемой геометрии: a -
P'CKV,-0fi5: б С/$=-450кГс/м2, в -
т7 = 0,23 (»iT- относительная масса -гоп-
чина mT = mt/mc, — масса самолета)
вренных характеристик, чем самолет
с неподвижным крылом, оптимизи-
рованным на один основной режим
крыла изме-
полета, т.е. применение
нясмой геометрии придает самолет}'
свойство многорежимпости
Представление о режимах макси-
мальной дальности и продолжит®*’
ности полета самолета с крылом и3'
меняемой геометрии дают зависимое"
ти от числа М полета максимально*®
аэродинамического качества Кли*
произведения /СтнхМ и эффини®*^
подъемной СИЛЫ GyoK^x’ ПРИ К010Р°‘
достигается максимальное качество-
Па рис. 3.5.2 и 3.5.3 показаны
личные зависимости от числа И
малыюго аэродинамического кзчес**#
компоновок маневренною Кпых* \
и транспортного (/Ст.1Х~ 18) самолов
с крылом изменяемой геометрий ’’
различны утл зв счреловидиост11 1
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
„ части крыла в сравнении с аэродинамическим качеством самолетов с
крылом и крылом умеренного удлинения. Видно, что самолет с
м изменяемой геометрии позволяет па дозвуковых скоростях реализо-
|CPW‘ .^родинамическое качество, которое па 6070% превышает качество само-
с треугольным крылом и на 204-30% качество самолета с крылом умерен
ной стре. ювидности.
Модель маневренного самолета
£ис. 3.5.2 Зависимости К'пак, КгаахМ п
°г числа М моделей маневренных
самолетов. / - самолет с крылом у.черсн-
,10Й 'тре-Ювилности л = 3,5, /1Ж - 40°, 2 -
самолет с треугольным крылом X = 2.2.
Xns '* 60°
Модель транспортного самолета
Рис. 3.5.3. Зависимости Кпжх, и
от чиста М модели траискарптого
самолета; обозначения, используемые на
обоих рисунках: о • Д х - модель само-
лета с крылом изменяемой геометрии
О □ - (КгалхМ)га1к. ® - ктах
л аКС1,М' м качества самолета с крылом изменяемой геометрии достигается
Чем .'Ia'’u,lx Углах сгрсловвдности и, следовательно, при меньших скоростях,
То Wj и'1Сет моею для самолетов с крытом умеренного удлинения и самоле-
Сах,О1(ГРе"10‘,ГЪ,1Г>™ кРЬ1Лом (М = 0,64-0,7), поэтому произведение К111йхМ для
тр™,. г кРЬ1-юм изменяемой геометрии превосходит АС||1ахГ^ «1-'1я самолета с
1Х*} крмлоьт не па 60;-70%, а на 304-40%, а самолета с крылом умс-
М° ^Длине11Ия “ на 104-20%. Весьма пологий максимум произведения
соли \ '^-гигаегся в диапазоне М = 0,754-0,85 при углах стреловидности коп-
•МоЛега Г 154-35° в зависимости от аэродинамической компоновки крыла и са-
°1}1Ос1ггиТО'1и1ИНЬ1’ 1ЮЛ0ЖСНИЯ осн поворота консоли по размаху, удлинения,
-чьного >шделевого сечения фюзеляжа и т.д.)
Рис. 3.5.4. Сравнение дальности полета са-
молетов с обычными крыльями и с крьыья-
ми изменяемой геометрии: 1 крыло изме-
няемой тсомстрии, 2 - установка подвесных
топливных баков, 3 - разбег уменьшен в 1,5
раза, -I ~ крыло умеренной стреловидности
X ~ 3.5, хк=40=. 5 треугольное крыло, 6 -
у.мсныпопне отг три переходе к крылу изме-
няемой геометрии
Дальность и продолжитсдьц^И
полота зависят от относительной м
сы топлива, которая, и свою
сРчДь
определяется относительной массой'
конструкции самолета, массой обо •
дования и вооружения, удельным^
сом двигате.ш, тяговооружснность»
и т.д. Если при прочих равных ус^
впях относительная масса топлив
для самолета с. крылом изменяемой
геометрии будет меньше, чем на q.
моле те с обычным крылом умерен-
ною удлинения, иа Зг5% (за счет со-
ответствующего увеличения относи-
тельной массы конструкции),
дальность его полета в зависимости
от уровня реализованного аэроди-
намического качества будет превос-
ходи гь дальность полета самолета с
крылом умеренного удлинения. При
больших потерях относительной мас-
сы топлива прямые выигрыши в
дальности могут отсутствовать, од-
нако увеличение дальности может
быть обеспечено за счет увеличения запаса топлива в баках и при некотором
увеличении длины разбега (рис. 3.5.4).
Отличительной особенностью самолета с крылом изменяемой геомет-
рии при полете на малых высотах является возможность управления
производной С“д. Использование большого угла стреловидности консо-
лей в длительном полете иа малой высоте с большой скоростью привод11-
к уменьшению значения Суа и к относительно малым перегрузкам при
изменении угла атаки за счет атмосферных возмущений: они соответ
ствуют перегрузкам самолета с углом стреловидности = 15*20° прч
М =0,4 (V» 5*00 км/ч).
Уменьшение утла стреловидности до %к = 15*40° увеличивает Суа
позволяет обеспечить возможность быстрого создания больших манечИ
пых перегрузок (рис. 3.5.5):
пп - - Q С*1
Пуа ~
Таким образом, при управляемом изменении утла атаки самолет с
лом изменяемой геометрии может реализовать в 2.2,5 раза большее
щенис перегрузки на 1° изменения угла атаки, чем при гаком же неПР1
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
изменении угла атаки при полета в возмущенной атмосфере. Это
вольп са>1ОЛСТа с крылом изменяемой геометрии обеспечивает сущс-
сво1'стВО ‘ижсННР утомляемости экипажа в длительном полете на малой
ственн°^ сохранении высоких маневренных возможностей.
Рис. 3 5.5. Влияние угла стреловидное!и на ucpei рузку пуе при полете в возмущенной ат-
мосфере IV - скорость вертикального порыва петра
Изменение стреловидности крыла при М = 0,8-5-0.85 не приводит к
заметному изменению дальности полета.
Дальность полета на предельно малых высотах зависит от нагрузки па
крыло, скорости полета и угла стреловидности консоли. Однако в области
М * , (V а 1000 км/ч) при нагрузках на крыло G/S = 350-5-500 кГс/м
ротивленис самолета практически не зависит от положения консоли,
что обеспечивает небольшое различие в километровых расходах при изме-
Нснцц угла стреловидности крыла.
’ величение стреловидности консоли при М >0,85-5-0,9 обеспечивает
»сЬн°ЛС Г^ С кРь,Лом изменяемой геометрии существенное уменьшение ко-
1ат? 11ИИ,1а сопРОТИь'1СПия Слдо и уменьшение потребной тяги, в резуль-
RliJx Че'° самолет с крылом изменяемой геометрии достигает свсрхзвуко-
Пилета па малых высотах при не столь высоких тяюво-
-том v П110С1Ях> как это имее! место для самолетов с неподвижным кры-
^Мерснной стреловидности.
^^ЛеТНО'Посадочныс характеристики. Для самолетов с взлетной
(ВПГП^У>КСН1,ОСТЬ|о 0,6 потребная длина взлетно-посадочной полосы
ет сиязь П*х>'лелЯстся пробеюм, при Р/G < 0,5 разбегом Эго предоиределя-
Лейсгв, ?Те>кДУ несущими свойствами крыла и дальностью иолета (радиусом
Если рассматривать в качестве расчетного взлетный вес с наружной
подвеской грузов или топливных баков, то потребная длина ВПП из уС11 Ч
взлета становится равной се длине из условий посадки. Чем выше нссм л
свойства самолета во взлетной конфигурации, тем большую дальность по-^
он может иметь, юм большую нагрузку он может нести (рис. 3.5.6),
0.8 1,0 1,2 1,4 1,6 1.8 Т „
* ризб
Рис 3.5.6 Зависимость относительной дальности полета от отпоситогнюй длины разбега самоле-
та J
Крылья изменяемой геометрии обладают высокими несущими свой-
ствами на взлете и посадке они могут обеспечить значение Суа =
1,2-5-1,6, что позволит поднять с полосы, обеспечивающей посадку, са-
молет весом, превышающим нормальный взлетный вес (без подвссньн
баков и грузов) па 20-5-25% (рис. 3.5.G и 3.5.7)
Рис 3.5.7 Взлетно-посадочные характеристики (Vnot„ Vorp, /|хий) самолетов с кр,л-,‘^*е
ьяемон геометрии (летные испытания): / - самолет с неподвижным крылом, Xk'"w ’1
сам<1ЛС1 е крычом изменяемой геометрии, Хк=30°
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свойми^укаш^?
кис несущие свойства во взлетной конфигурации не менее важ-
Dbl<? высокое" аэродинамическое качество в крейсерском полете. Уве-
,lbl Ч°с располагаемых коэффициентов подъемной силы на взлете имеет
личсни сгм?нное значение не только для сокращения длины разбега при
псРв‘Х1ьпоМ ВзЛетиом весе, по и для увеличения радиуса действия само-
норма- поцЫШсНИЯ Всса нагрузки при увеличении взлетного веса.
лстацо1Пое использование несущих свойств механизированного крыла
изменяемой геометрии на взлете приводит к тому, что самолет с таким
ытом может иметь крейсерскую дальность полета в 1,5+2 раза боль-
шую, чем однотипный самолет с крылом малого удлинения, базирующий-
ся" на аэродроме с взлетной полосой такой же длины, или поднимать до-
полнительную шнрузку, составляющую примерно 20% взлетного веса.
Маневренные возможности самолета определяются располагаемой
продольной пм и нормальной пуа перегрузками и перегрузкой в устано-
вившемся вираже под уст- При сопоставлении самолетов определяют мак-
симальную вертикальную скорость (энергетическую скороподъемность) и
максимальную установившуюся перегрузку.
Максимальная энергетическая скороподъемность и максимальная ус-
тановившаяся перегрузка обычно рассматриваются на высотах 1 и 5 км.
При малых высотах перегрузки могут быть ограничены прочностью.
При дозвуковых скоростях полета сопротивление самолета, соответ-
ствующее нулевой подъемной силе, практически нс зависит от положения
поворотной консоли, поэтому и располагаемая продольная перегрузка при
пуи ~ 1 для больших дозвуковых скоростей на малых высотах (большие
скороепгые напоры) при тяговооружснности, характерной для современных
самолетов, практически не зависит от утла стреловидности консоли. Потреб-
ные значения установившихся вертикальных скоростей на этих режимах ио-
лета могут быть обеспечены только выбором тяговооруженности.
Самолет с крылом изменяемой геометрии может при каждой ко
in полета использовать го положение консоли, которое обесцеЧ1/Ш
максимальную установившуюся перегрузку (рис. 3.5.8). 61
На малых высотах полета при разгонах и вертикальных маневрах г
больших нормальных перегрузок целесообразно использовать при
мол стреловидности консоли хк»25к30°. при М > 1,1:1,2 - угол у>к » 70°. п'
маневрах с большими перегрузками целесообразно увеличивать угол сгре^
Рис. 3.5.9. Область максимальных значений установившейся перегрузки
ул в зависимости от числа И и угла стреловидности консолей крыла
лидности с возрастанием скорости полета, как это показано на рис. 3 5.9, или
маневрировать со средними углами стрслови/цюсти консоли ук ~ 40°
Список литературы к главе 3
1
2.
3
4
5
6.
11 К.Лебедь, А.Ф.Грг/здов, З.К.Дорохова, К.И.Оводкова Влияние параметров KPbL"’fJ
фюзеляжа па аэродинамические характеристики моделей самолетов с крылом изменяв.'.
геометрии // Тр. ЦАГИ 1969.
Н.К.Лебедь, ~7.Н.Опъкова, Г.Б.Огцвтсов, А.В.Петров. Исследования аффект»™ скти^рт^
.'Ш'шых видов взлетно-посадо'той механизации и продольная балансировка само. I
крылсы изменяемой геометрии И Тр. ЦАГИ, 1969 .илЛИ
Й-П.Догмюв, Г.Л.Якимов Расчетные и экспериментальные исследования аэро®11
ких характеристик н.еплоских крыльев с изменяемой стреловидностью при околоэвс
и сверхзвуковых скоростях //Тр. ЦАГИ, 1969 п0-
Р.И.Штейнберг, В.А.Терехоаа Крылья изменяемой геометрии с малым изменен)«|
ложепия фокуса при повороте консоли // ТВФ 1970, № 4
Г.Г./У/тплыкуоа, Р.Д.ИроЛов, Л.Л.Медвежкикова. Режимы полета, основные . епгые • '
и маневренные возможности самолетов с крылом изменяемой геометрии //Тр. ЦА1Т1 У^дов.
1 .С.Бюшгенс, Г.В.Александров, С.М Нелоцеркоаский, Г.И.Загайнов, Р Д-
Н.К.Лебгдъ, В.Г.Мике.шдзе, К.С.Николаева, РII.Штейнберг, Г.Л.Якгсчов. АэроЯй^и
самолетов с крыльями изменяемой пометрпи. (Мапоцйфия)//Тр. ЦАГИ, 1980
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Глава 4
АЭРОДИНАМИКА сверхзвуковых самолетов
А*с крыльями сложной формы в плане.
УПРАВЛЕНИЕ ВИХРЯМИ
1 Аэродинамика крыльев сложной формы в плане, их применение
для сверхзвуковых пассажирских самолетов
В начале GO-x юдов в ЦЛ1 И начались интенсивные исследования но-
вою класса несущих поверхностей крыльев сложной формы в плане.
Такие крылья представляют собой комбинацию исходного крыла умерен-
ного удлинения и вытянутого вперед наплыва с очень малым удлинением
(рнс?4.1.1). При этом формы в плане исходного крыла и наплыва могут
быть различными, например, исходное
крыло можег иметь трапециевидную,
стреловидную, треугольную формы, а
наплыв может быть треугольным, готи
веским, прямоугольным и г.д.
Путем соответствующего выбора гео-
метрических параметров исходного крыла
и наплыва можно построить несущие по-
верхности с заданной, в том числе и с
нулевой, разницей в положениях аэроди-
намическою фокуса при малых дозвуко-
вых скоростях и при заданной сверх-
Рис. 4.I.I. Крыло с южной формы -
комбинация исходного крыла и наплы-
ва - в плане
звуковой крейсерской скорости
(рис. 4.1.2). Тем самым может быть
’’О 1,5 2,0 2,5 М
р«с. 4 1 •) и
1иП11 llePWe экст1еримпггалы1ые ргзуль-
Внущ(.(!1ОдгпсР‘аш,ш,1{' принцип ТЮСТроСМИЯ
Чад, ' * П0Не1’х’10ст'1 с заданной разницей в
п1>и 111ЯХ аэР"д,п,йМического фокуса лу.
4Озп>коных скоростях и сверхзву-
,*Й-Ч’ской скор<к-щ (1960)
решена проблема продольной балан-
сировки без значительных потерь
аэродинамического качества при
сверхзвуковых скоростях для ЛА,
выполненных в бесхвостой схеме или
в схеме с очень маленьким юризон-
гадьным оперением.
Дальнейшие расчетные и экспериментальные исследования выяь 1
наряду с указанной фундаментальной особенностью еще целый
важных свойств крыльев сложной формы в плане:
при дозвуковых скоростях несущие свойства крыльев сложи
формы в плане имеют нелинейный благоприятный характер и сохраняй
ся до больших углов атаки, поэтому располагаемая подъемная сила I
таких крыльев значительно выше, чем у исходных крыльев (рис. 4j
чго обеспечивает возможность достижения лучших взлетно-посадочных й
маневре!птых характеристок;
Риг. 4.1.3. Несущие сиойства крыльев сложной формы в плане и исходных крыльев при
малых скоростях (при сире-делении коэффициента Суя п качестве характерной принята
площадь базового крыла)
- благодаря очень большим хордам в наплывной части таких
крыльев можно реализовать очень малые относительные толщины
профилей стах = 2:2,5%, чго приводит к уменьшению волнового сопро-
тивления и повышению /С11|ах при М > 1 и обеспечивает получеНи
больших полезных объемов, достаточных для размещения топлива;
крылья сложной формы в плане с большими углами стрел°вИ
ности наплыва сохраняют дозвуковую переднюю кромку на значительи
части размаха вплоть до больших чисел М, что дает возможность ноли
чить заметный выигрыш в значениях АГ1пах и тго при сверхзв)
крейсерских скоростях за счет оптимизации формы срединной новер-
пости крыльев (рис. 4.1.4); В
подъемная сила у крыльев сложной формы в плане создается I
большой длине по потоку, что позволяет ослабить звуковой удар; Я
благодаря большим хордам и соответственно, большим числа-'1 W
крылья сложной формы в плане имеют малые коэффициенты соЦр^И
линия трения при до-, транс- и сверхзвуковых скоростях полета;
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
при дозвуковых скоростях
\пГе-и,но малое сопротивление
°ТН0< я в рачительной степени ком-
тРеЯ fpver рост индуктивного сопро-
пе11С итгм обусловленный малостью
кроме -Ю1О, начало вол-
'ового кризиса сдвигается в сторо
больших чисел М, поэтому при
Трансзвуковых скоростях (51^0.95)
КОМПОНОВОК с крыльями
с южной формы в плане могут
бьггь получены более высокие зпа-
чем для компоновок с
боль-
Рис 4 1.4 Выигрыш п величине Ктдх при
сверхзвуковой крейсерской скорости от оп-
тимизации формы срединной поверхности
крыла сложной формы в шанс (М = 2,3;
_ 0.5): I -неплоские крылья; II - плоские
крылья: 1 -х0-45с, 2-50°, 3~55°, I 60’
гинср-
приме-
чения АС11ах,
традиционными крыльями
того удлинения;
- при сверхзвуковых и
звуковых скоростях полета
пение крыльев сложной формы в плане обеспечивает достижение высокого
уровня аэродинамического совершенства;
- крылья сложной формы в плане обладают благоприятными кон-
структивными и прочностными особенностями, так как они позволяют
реализовать более равномерную нагрузку конструкции по хорде и по
размаху и имеют малое удлинение, что уменьшает изгибающие моменты
в расчетных корневых сечениях.
Таким образом, крылья сложной формы в плане дают уникальные воз-
можност для получения хороших аэродинамических характеристик как при
сверхзвуковых, так и при дозвуковых и гинерзвуковых скоростях. Неслу-
чайно такие крылья нашли широкое применение в России и за рубежом во
многих проектах сверхзвуковых маневренных и неманевренных самолетов
вплоть до воздушно космических аппаратов "Шаттл" и Буран
Для СПС, которые ио-существу являются двух режимными самолета-
ми, очень важно обеспечить эффективны)! полет как на сверхзвуковом
*2). так и дозвуковом (M«U,95) крейсерских режимах, и крылья
ожпой формы в плане удовлетворяют этому требованию.
Исследования, выполненные в ЦЛГИ, показали, что скругления изломов
Ха кГ*>мки практически не влияют па несущие свойства, по ухудшают
. ;‘1ГпгР|>стики продольной статической устойчивости при больших углах
из 1,1 C|bI311 с этим на опытном самолете Tv-144 крыло вьшолнено с одним
л°мом передней кромки, состоящей из прямолинейных отрезков с углами
•югзидности наплывной и консольной частей Хпк.н””^° и ХпкО = э-’>°-
1{А1'гл°Рег11'1еские и экспериментальные разработки, выполненные в
Кото ’ Г1О:}ьолили найти оптимальные формы срединной поверхности,
аэТ)п1')1‘1с °беспечили получение выигрыша в величине максимального
комического качества Д/Стах к 0,7 при М = 2,27 (рис. 4.1.5).
1 (11
Рас 4 5. Экспериментальное иодтверж.те-
тис ло.зможпостей получения зцачптельио-
то выигрыша в зепгчинс Л’.пах та счет оп-
тимизации формы срединной поверхности
крыла ня тематческой модели СПС
Рис 4.1.7. Результаты жсисрименгальных
игследонаиш! моделей СПС-1 (темные точки)
и СПС-2 (светлые точки) в алродинамических
трубах Т-112 и Т-113 ЦАГИ: а - без гондол
двшателей; б — с гондолами двигателе й
Было также показано чт
Лпц
мепс.шс адаптивном механизации
области передней кромки крыла т В
однозвенных и двухзвенпых опц*
няемых носков (рис. 4 1.6) позвоц,
повысить аэродинамическое качест
на околозвуковых и умеренно сверх
звуковых скоростях полета (ЭТо
предложение не было реализовано на
'Гу-144, так как оно было сф°рмиро.
вано, когда постройка серийных
самолетов была уже закончена).
Рис. 4.1 6. Увеличение значений /(U1U мо-
дели СПС-1 с крылом сложной формы т
плане М счет отгиба посовых частей кры
ла: сплошная линия - баз отгиба носков;
штриховая с их отгибом (£>„ ~ 0.125b)
В настоящее время в России
ведутся исследования, направлен-
ные па создание сверхзвукового
пассажирского самолета второй
поколения - СПС 2. Они во мно-
гом базируются на опыте создай®1
Ту-144.
Резу л ы аты предваритеЛьИЦ
разработок указывают на пра,гГЙ
ческие возможности значительней
повышения аэродинамического
честна СПС-2 по сравнению^
СПС-1. В качестве примера
рис. 4.1.7 приведены экспсри^
зальные данные для одного и3 д-
риантон аэродинамической komj
новки СПС-2, разработанньЛЦ
ЦАГИ. Оценки уровней Aniax
СПС 2 в натурных условиях Я*
заны на рис 4 1.8. ||||
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1*1 iX
10
2,0
м
Рис 4.1.8. Оценки возможных натурных
значений КП|ах для СПС-2 (/) и данные
для СПС 1: Ту-144 (2) и "Конкорд" (?)
0,.з |,0
СПС-2 предъявляются жесткие
я ио шуму на местности.
'грг6°и^1олнения з’Л1х требований
'^Длмо. в частности. существен-
нсс/)Х< повысить аэродинамическое
н° на взлетных режимах. Ис-
Xдованяя, проведенные в ЦАГИ,
('казали, чю весьма аффективным
'Хдсгвом повышения аэродинамичес-
кого качества иа этих режимах
явтяегся применение комбинирован-
ного отклонения элевонов и носовой механизации консолей 6а.ювого крыла,
выполненной в виде поворотных носков или вихревых щитков (рис. 4.1.9).
Plfc. 4.1.9. Применение механизации крыла типа пихрепых пооопых щитков в комбинации с
1,ткл(1Н( нжм нлег«1ноп эффективное средство повышения аэродинамическою качества при
взлегных значениях коэффициент подъемной омы (М т О 15, Лэкр= 0.15 ); 1,5,6-
- °: 2 ‘ 5°: у “ 10°: 1-4 ~ ФИ1 = Зо°; 5 фш - о; 6 - ф... - о. лэкр = со
Принципы повышения несущих свойств и аэродинамического
качества тонкого крыла иа больших углах атаки
уме0> |ВНГ>ГМ средством увеличения несущих свойств топкого крыла
с*с>п П°ГО УЛЛИНе,1ИЯ ь области больших углов атаки па дозвуковых
с>сИолэ ЯХ 11Олр1'а (« S 15°) являются передние наплывы. Их применение
^Рьцц, J На Ис,Юльзовании особешюсти обтекания узких треугольных
cug еВ s 2, %пк > С>5°) с острыми передними кромками: генерации интсп-
ЧДсъ-ц. К11хГевьгх жгутов вдоль передних кромок со значительной скоростью
т"ЧециГКИ ВихРсй = 1,5ч-3: рис. 4.2.1) Это устойчивое вихревое
уществукицее над поверхностью таких крыльев до больших углов
Нмчг.г
атаки (а = 25+ 30° при Х = 1,54-1,0) и распространяюгцееся по пот
оказывает в области больших углов атаки определяющее Щтиящ^И
силы и моменты, действующие как на само крыло, так и на элем»
аэродинамической компоновки самолета, расположенные за крылом
Рис. 4.2.1 Влияние утла стреловиднпсти треугольных крыльев на угол атаки разрыв
ЛИЯ вихрей
Па крыле возникает нелинейное по углам атаки приращение поЛ^И
ной силы, которое при а •=- 25^-30° соизмеримо с подъемной силой
тенпиальном обтекании (без вихревых отрывов на передней кромке)-^И
менсние коэффициента подъемной си ты крыла малого удлинения в Д1
зоне углов атаки, при которых точка разрушения вихря лежит за заж
кромкой крыла (рис. 4.2.2). может быть определено по методу “аналог|
подсасывающей силой”, хорошо согласующемуся с экспериментом-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
4-2.2. Влияние закругления передней кромки и удлинения на зависимость С (а)
^.'•"льных крыльев
я гРсУГольных крыльев
^уа ~('уап ^Суав = п sin а cos2a + л Sin2a cosa,
г4с-. С
уап и ь^яп - потенциальная и вихревая составляющие коэффицисн-
°ЛЪемной силы; Суац - производная при угле атаки а = О и
1111111 ьном обтекании;
С'уа в Jt 2 И
- ----tgas=—tgcx.
!«u суЯИ л W
После того как точка разрушения вихря достигает задней кроки кть
ла и начинает приближаться к ею вершине, темп нарастания
циента подъемной силы уменьшается; максимальное значение достигает I
на углах атаки a = 30 + 40°. Наибольшие значения Суятах (-1,3) сооТВе
гсгвуют треугольным крыльям с удлинением л-1 + 2 (%пк = 75 + 63
рис. 4.2.2). Затупление передней кромки крыла приводит к еуД
ственному уменьшению вихревой составляющей подъемной силы. д,.а
логичные закономерности имеют место и для узких крыльев других форк
в плане (готическая, оживальная, S образная и др.).
Использование узких треугольных крыльев или других форм в пла-.
в качестве наплывов, устанавливаемых перед тонким крылом умеренного
удлинения и стреловидности (с - 5 + 6%, X. = 2,5 4, хпк - 30; 40°), изм?.
няет характер обтекания консоли при углах атаки, превышающих крити-
ческие для крыла без наплыва (рис. 4.2.3); кромочный вихрь (вихрь,
сходящий с передней кромки консолей крыла) под воздействием вихря с
наплыва смещается к концевым сечениям крыла, в результате чего зона
безотрывного обтекания консолей существенно расширяется. На частя)
консоли и центроплана, лежащих под вихрем с наплыва, возникают зоны
разрежения; разрежение имеет место и на частях консоли, подверженных
влиянию кромочного вихря. Регулярное течение на большей части верх-
ней поверхности крыла наблюдается до a - 24°.
Следует подчеркнуть, что передняя кромка наплыва должна быть ос-
трой. Затупление приводит к уменьшению завихренности и осевой ско-
рости в ядре вихря и снижает коэффициент подъемной силы крыла с
наплывом на больших углах атаки как из-за снижения несущих свойств
самого наплыва, гак и из-за уменьшения разрежений па консолях крыла.
Расчетные и экспериментальные исследования распределенных М
грузок показали, что па малых углах атаки при установке наплыва
грузка в корневых сечениях крыла (на ширине наплыва) распределяет»
по большой хорде, пики разрежений на передней кромке уменьшавши
При больших углах атаки па крыле с передним наплывом резкие
разрежения в области передней кромки пропадают, однако градиентД
лепия вдоль хорды становится небольшим и зона повышенного Pa3P*v
иия распространяется практически до задней кромки крыла. К°ЭФЧ I
цненты подъемной силы сечений увеличиваются па большей части п "'
размаха крыла. Лишь в концевых сечениях ( z i 0,6 ) наблюдается 1
крашение роста Суа сеч при a - 12+14°. С увеличением углов атаки л^И
нагрузки, приходящаяся па центральные сечения крыла, возраС‘Я
(рис. 4.2.4). В итоге приращение коэффициента подъемной силы ПР1^,
тановкс наплыва перец крылом умеренных удлинения и стрслоВИД^
превышает па больших углах атаки (а _ 20 + 40°) коэффициент по,*
ной силы, возникающей на изолированном наплыве (рис. 4.2.5). i
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 4.2 3. Положение вихрей иа крыле умеренной стреловидности с наплывом и распределение скорисги в ядре вихря
Рис. 4.2.4. Распределение нагрузки по раз-
маху консоли крыла с наплывом
Рис.. 1.2.5. Елиятше форг-гы наплыва на *е-
супгие свойства и поляр}' модети (модель
без ГО) (тк - тре}гольнос крыло)
Рассмотренная структура обтекания крыла умеренного удлинения
наплывом - генерация вихрей на острых передних кромках наплыва, Л
распространение над поверхностью крыла за наплывом и далее, смеше-
ние кромочного вихря и зоны сорванного потока на консолях к копны31*
сечениям сохраняется вплоть до больших околозвуковых скороегя
(рис. 4.2.3 и 4.2.6).
Подъемная сила при установке наплыва па крыло умеренного ул*
нения может увеличиваться па больших углах атаки на несколько ДсСЯ
ков процентов (рис. 4.2.5 и 4.2.6), Приращение коэффициента
нои силы, обусловленное установкой наплыва, практически не измен--
ся до чисел М = O.6-5-O.8 и может уменьшиться па 20-5-30% при
М = 0,9 (рис. 4.2.6). Ж
Влияние наплывов па несущие свойства при малых углах атаки^^и
консоли обтекаются безотрывно (а < 10°), па дозвуковых и грансзв;
вых (М < 1,2) скоростях невелико. Расчетные и экспериментальны0
следования показывают, что для крыльев с малым или умеренным У- ,
пением (X < 4) производная С“я (отнесенная к площади базового Kp^’j
практически нс изменяется при изменении относительного размах'*3 .
плыва и его относительной площади в достаточно широких предела*-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рпс. 4 2 Б В тиянис наплыва готической формы на записпмости Gv„(cx) и wi.(a) модели
при разных числах Маха
Относительное изменение производной С*в нс превышает 0,05
при изменении относительного размаха и площади наплывов до
ги - 0,3 -5- 0,4 и - 0,5 . Увеличение площади компенсируется
уменьшением удлинения. Приближенно сохраняется известная для крыльев
маною удлинения закономерность: несущие свойства (подъемная сила при
заданном угле атаки, С^я5) пропорциональны квадрату размаха:
лХ к/2
Т‘ ~
С" S =
При больших сверхзвуковых скоростях производная Суа (отнесен
п-,10,иади базового крыла) при установке наплывов увеличивается
Ся ‘ Учения несущей плошали самолета. Соответственно умеиьшает-
’’Роти ^ИЦИ011Т поляры Л2> определяющий значение коэффициента со-
ления, связанного с подъемной силой: Л2 » при М > 1,5.
Ти бК^Ффициснт сопротивления, связанный с подъемной силой, в облас
( ”Х УГлои атаки, где влияние наплыва па несущие свойства сущест-
Q - 15°), близок к определяемом)' формулой (см. рис. 4.2.5):
Cxti = Суа tgw- ИЛИ К ’ Cig а,
что соответствует случаю, когда действующая на крыло сила норм^И
к его поверхности (нет подсасывающей силы на передней кромке) {?•
скольку на больших углах атаки при заданном коэффициенте подъ^^И
силы углы атаки крыла с наплывом меньше, чем крыла без нап.ц.]
коэффициент сопротивления крыла с наплывом будет меньше, а аэРо 1
намическое качество больше, чем у крыла без наплыва (см. рис. 4.2.5) '
На дозвуковых скоростях при установке наплывов в области углов апц™
начиная с угла, примерно соответствующего максимальному аэрод11я^И
четкому качеству (Cf/(7j<n ), и до угла, соответствующего развитию отръ^И
консолях (Сгуд»1). наблюдается некоторое увеличение сопротивления
уменьшение аэродинамического качества, что связано с утратой подсасываву
щей силы на части передних кромок крыла, закрытых наплывом.
В целом передние наплывы в корневой части крыла являются эффек-
тивным средством увеличения подъемной силы самолета на больших vr®x
атаки и аэродинамического качества при больших коэффициентах подъем,
ной силы. Увеличение несущих свойств и аэродинамического качества
обусловлено образованием вихревых жгутов на острых передних кромках
наплывов. Чем интенсивнее это вихревое течение, тем дальше распро-
страняется оно за пределами наплыва и тем большее влияние оказывает на
элементы аэродинамической компоновки самолета, расположенные в след'
корневые и средние сечения консолей крыла, верхняя поверхность центро-
плана, консоли 1 оризонтального и вертикатъного оперений. Значительное
взаимное влияние элементов аэродинамической компоновки является одной
из основных особенностей самолета с передними натыывами крыла.
С целью изучения особенностей вихревого обтекания крыла с тре-
угольными наплывами были проведены визуализация обтекания и измере-
ние распределения статического давления в ядре вихря по траектории д’*
жения вихревых жгутов, сбегающих с наплывов, с. помощью шарового
пневматического насадка. Визуализация течения осуществлялась методе*
“водородных пузырьков" в гидродинамической трубе на специальной схе-
матизированной модели, геометрически подобной моде пи для весовых
испытаний. Мелкие пузырьки водорода, появляющиеся при электролиз
воды и стекающие с передних кромок крыла или наплыва, захватываю^
потоком, что позволяет наблюдать и фотографировать картину обтекай®
При небольших углах атаки (а < 10°) сформировавшийся на на,к
ве вихревой жгут небольшой интенсивности распространяется над КР
лом разрушается за пределами задней кромки крыла и не вызЫ
заметного приращения подъемной силы модели. При умеренных У ’
атаки (а > 12°) формируется вихревой жгут с достаточно высокой И>
снвностью, что способствует существенному приращению коэффиШ1С '
подъемной силы, но при а > 14° вихрь в области задней кромки йрЩ
разрушается, что является одной из причин существенного умеИЫ^ЧИ
производной Суа (рис. 4.2 7 и 4.2.8). •
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.2.7 Влияние угла стреловидноеп« треугольного наплыла на несу-
щие слойгтла модели самолета без ГО
Рчс 4.2.8 Слияние относительного размаха треугольного наплыпа на
несущие свойства модели самолета без ГО
жгутов определяется углом атаки и при определенных углах
Достигается максимальное разрежение в ядре вихря. Вихревые
— г интенсивности появляются при больших углах атаки
Данные измерений статического давления на оси вихря pmjn позво-
ря^ н^>1еС 1ОЧНо* нежели визуализация, отметить начало разрушения вих-
с ' рис. 4.2.9 приведены зависимости pmjn от угла атаки а для крыла
Сс,'сне1Г 7ЬНЬ,М папль1Вом наименьшего удлинения 1 - 0,62 в четырех
вихре,,! И0 Л'п,Не фюзеляжа. Видно, что в каждом сечении интенсивность
атаки —
жгуТЬ1 - -
(а > 1()га°Л1'ПТо^ интенсивности появляются при больших углах атаки
^°рвоц-,.' од,такс устойчивая часть вихревого жгута ограничена по длине.
кР°Мкц"11аДЬН° РазрУ’нснис вихревого жгута происходит в области задней
lVl,i;uioxfKPW',a (Рис- 4-2.9, сечение /). Начало разрушения определяется
ЖгуГа ^^зрастания давления в ядре вихря. В зоне разрушения вихревою
‘'додается резкое расширение ядра и беспорядочное движение
водородных пузырьков (явление “взрыва вихря"). С увеличением Я
атаки зона разрушения вихревых жгутов перемещается к Налли»
происходит уменьшение длины устойчивой части вихревых жгутов.
Рис. 4.2.9. Статическое давление па оси вихря (рш|п), сходящего с треу
голыюю наплыла, п зависимости от угла атаки
Сопоставляя результаты аэрометрических исследований рш,и в ядре
вихря и соответствующих весовых испытаний, можно выделить четыре
характерных режима обтекания (рис. 4.2.10):
- безотрывное обтекание - диапазон малых углов атаки (а < 6е),
влияние наплыва практически отсутствует;
- обтекание с разрушением сбегающего с наплыва мощного вихрево-
го жгута в области задней кромки крыла, определяемое характерным У’
лом атаки cq, при а > а* наблюдается первоначальное резкое умею»’
щснис производной С“о, связанное с явлением "взрыва вихря” в пре-
делах консоли крыла;
- обтекание с разрушением вихревого жгута в области пересечения
передних кромок крыла и наплыва, определяемое характерным углом о,
- обтекание при Су£, тах, характеризуемое разрушением вихрсМИ
жгута в передней части наплыва и определяемое углом ашах; протязЯ
ность устойчивой части вихревого жгута при этом незначительна.
При атах происходит наибольшее приращение несущих свойств МД
ли самолета, вызванное установкой наплывов, дальнейшее уве.'П *»
угла атаки (а > ашах) вызывает уменьшение приращения коэффицй Я
подъемной силы. Значения углов cq и а2, характеризующие разруШ^И
вихревых жгутов, определяют уровень приращения кОэффиШ1сВ
подъемной силы иа больших углах атаки.
Для обеспечения высоких несущих свойств наплывов на
необходимо увеличить углы а Г и ct2> используя геометрические пар ’д
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
илва т с. сместить начало разрушения вихревых жгутов, особен-
РЫ HiU1 пасти задней кромки крыла, па большие углы атаки и устранить
1,0 Б Уменьшить нелинейности в зависимости Суа = Да) при больших
1,3,1 ' я-пкн (« > Плавность в изменении зависимости С.а = f(a)
обеспечить формированием вихревои структуры, разрушение
м0* сй при больших углах атаки происходило бы без проявления эф-
K°i'V> "взрыва вихря” и без резкого перестроения.
Рис. 4.2.10. Зависимость С^и(а) с характерными режимами обтекания крыла умеренной
сгргловидности с треугольным наплывом
Особенности вихревого обтекания передних корневых на-
ывов различной формы в плане. С целью изучения возможностей
снечения более плавного изменения коэффициента подъемной силы но
аки и уменьшения резко выраженной нелинейности зависимости
ya(a.) при углах атаки а > а* были проведены комплексные исслсдова-
1ИЯ ^апль1ВОв готической (X = 0,46) и S образной (X = 0,73) форм в плане,
кого Сс'Юдования показали, что вихревые жгуты, сбегающие с готичес-
КрЬ1л?апЛыва’ б°Лес устойчивы к разрушению в области задней кромки
разру/ ВИхРевме жгуты, сбегающие с треугольного наплыва. Угол
еНИИ ВИхРСВ0Го жгута у задней кромки крыла для модели с готи-
(pitc Напл,’1Вом «1 на Да = 3-5-4° выше, чем у треугольного наплыва
Нце "И) Однако угол атаки а->, при котором происходит разруше-
на, ,хРев°го жгута в области пересечения передних кромок крыла и
К ^а2 - 22°), меньше, чем у треугольного наплыва (а? = 26°).
Рис. 4.2.11. Вчияние формы наплыва на угол атаки разрушения вихря
В гидродинамической трубе была выполнена визуализация обтекав
модели самолета с треугольным и т отческим наплывами при различий
углах атаки. При малых углах атаки (а - 10°), в начальный момент фор-
мирования вихревого течения вихревая картина потока у модели
треугольным и готическим наплывами практически одинакова. Для моде-
ли с обоими вариантами характерно наличие двух вихревых течений
одно из которых сформировано на наплывах, другое начинается в зо»
пересечения передних кромок крыла и наплыва.
При увеличенном угле атаки (а ~ 15°) вихревые жгуты, сбегающие
треугольного наплыва и из точки пересечения крыла и наплыва, разру
шаются над крылом. Вихревые жгуты, сбегающие с готического нап.тмм
и из точки пересечения крыла и наплыва, распространяются пад крыл*
раздельно, не взаимодействуя друг с другом, и разрушаются за пр₽Х
лами задней кромки крыла.
При угле атаки а - 20° над крылом с треугольным наплывом суш*
ствует один разрушающийся вихревой жгут над крылом с готичсскЖ
наплывом сохраняются два раздельных вихревых жгута, сформир0^
шиеся на наплыве и в точке пересечения крыла и паплыва, причем з<»1*
разрешения вихревого жгута готического паплыва расположена блиЛ
задней кромке, чем у треугольного. Область нестационарного отрыв*1'
течения формирующегося в результате разрушения вихря, па крыж
т отческим наплывом занимает меньшую площадь крыла.
Наличие над крылом с готическим наплывом на больших Уж
атаки двух вихревых течений и большая устойчивость второго из
чяются благоприятными факторами в создании дополнительной
пой силы и более плавною протекания зависимости С^в(а) при 6c-lbW
углах атаки (рис. 4.2.12). JH
На рис 4.2.13 4.2.15 приведены параметрические зависимости д
дельных углов атаки разрушения вихрей сци а 5 и соответствуя |
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
. 1ЦИеПтов подъемной силы (С*Я|,С*д2). а также величины при-
I я коэффициента максимальной подъемной силы (ДСу„ тах) от
раШ?111’ геО1метрических параметров и формы наплывов в плане
измене зВ01Я1()Т определить несущие свойства компоновки самолета
углах аЯк».
Рис. 4.2.12. Влияние формы наплыва на зависимости Cyt!(a) и I - готический на-
плыв. 2 треугольный наплыв, 3 - S-образный наплыв 4 - без наплыва
Влияние числа М в дозвуковом диапазоне скоростей. Зависи
мскти С,/Я(а) д.1я модещ! самолета с. го-
ризонтальным и вертикальным опере-
ниями с готическим нанлываом при
разных числах М показаны на рис. 4.2.6.
ак видно из представленных матсриа-
при переходе от малых дозвуковых
1зы.м°ЛЬ111ИЧ дозвУК0ВЬ1М и околозвуко-
в ‘ Ск°Р°стям качественно сохраняется
нисм,1Ие пагкп’1ВОВ' связанное с увеличе-
j-j’ ПоДьемной силы модели самолета.
вами^1113011 /1ля -'нуюли с наплы-
НсйносС°ХРаНЯК)ТСЯ хаРактеР11Ые исли-
Охо-1Гч,ТИ «Только сглаживаемые при
'^вуковых скоростях.
р 1,1.Ко Г1Г’И переходе от дозвуко-
,виогся °1'°ЛозвУковь1м скоростям изме-
<х‘ х. ЛНачспия предельных углов aj,
^ризующих разрушение виХ1>е-
Риг 4.2.13. Влияние геометрических па-
раметров и формы наплывов на предель-
ные углы атаки разрушения ппхрей: / “
^м-угольпый наплын, 2 - S-t>6]>a3iibiii на-
плыв, 3 - готический наплыв
вых жптов у задней кромки крыла и в области пересечения передних
мок крыла и наплыва п соответственно приращение подъемной сиды
званное установкой наплывов.
К1Х>
BU
Рис 4 2.13 Прярашспнс ко?н|в|>ициентов
подъемной силы, создаваемое наплывами
различной формы в плане (обапгачеж
см. па рнс. 4.2.14)
Рис 4 2 14 Влпятпге гепметргческпх парамет-
ров и формы наплывов на предо шине значе-
ния кмНфпцисптоп подъг>п:ой силы разруше-
ния nnxpeir. f - треугольный нан.ыв. 2 S-
образный наплыв, 3 готический наплыв
Рис. 4.2 16. В.ШЯШП- числа М на приращение
коэффициента подъемной силы, создаваемо-
го наплывами различной формы в плане: а -
S-образный паплын, “0,73; б - готичшкнй
наплын, Лц ж 0,46; в треугольный нан ты а,
*и 0,62, ДС\ик - С„,сн “
Наибольшее значение угла а* для
модели с исследованными наплывами
готической, треугольной и S-образно!
форм, а также максимальное прира-
щение несущих свойств ДС^н моде-‘*
наблюдается при умеренных дозвукьг
вых скоростях при числе М ~ 0 ’
(рис. 4.2.16). При дальнейшем уве*’
чении числа М происходит умепьицЯ
угла a.j и приращения коаффши1^'
подъемной силы, при околозвуков,‘)'
скоростях (М = 0,95) влияние нал-1*^
вов в получении дополнителЫ^,
нодьемной силы значительно -’
шастся. Отмеченное ciuoKcinie нес')п
свойств при переходе к окодозвуков
скоростям связано с возникновений
крыле кризисных явлений. При оК
звуковых скоростях (М > 0,7)
ле возникают местные свсрхзвУ^^И
зоны залпякающисся скачками
пения. Наличие на крыле зон с
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ав-юняем воздействует на вихревую структуру и влияет на разре-
даваемое вихревыми жгутами на крыле, что вызывает уменьшение
ясе»,,с’ «<пя С,,,, моде.ш самолета.
,Ч’1 яктсристики продольной устойчивости. Передшю корневые
I наряду с приращением подъемной силы, вызывают перемещение
г1ал.'1ь1В*^ 1Jlia’MirleCKOiTo фокуса модели самолета (рис. 4.2.12 и 4.2.17)
Й*^11Ъ1Х углах атаки наплыв, как крыло малого удлинения, обтекается
ПРЙ ' 1 безотрывно и создаст собственную, небольшую по величине, подъ-
плаиНО п, перемещение центра давления вперед за счет наплывов неболь-
d С выходом на большие угла атаки, когда существенно возрастает соб-
ШОСнная подъемная сила наплыва, происходит значительное перемещение
С оед центра давления модели самолета. У модели самолета с готическим
наппывом наблюдается более переднее положение аэродинамического фоку-
са чем у модели с треугольным и S-образным наплывами (рис.4.2.17)
Pin 4.2.17. Влияние числа М на зависимость гн.(<1)_м°Де-'1и с наплывами различной фор-
мы в плане, ,7Г = 025- 1 - готический наплыв. S1IH=13,3%; 2 - S-образный наплыв.
$ш,=8%; 3 треугольный наплыв, 5Ш1 -9,4%; 4 - без наплыва
4.3. Аэродинамика самолета с передними наплывами
в корневой части крыла (управление вихревым обтеканием)
Использование наплывов в аэродинамической компоновке самолета
тик VeT RcecTOPOHHei'° изучения комплекса аэродинамических характерис-
1,0 СЛсдуюпшм основным направлениям.
p0R ’ вь,бор основных геометрических параметров наплывов и парамег-
Чяюи^'?ГИХ элементов аэродинамической компоновки самолета, онредс-
11х ’фиращенис подъемной силы на больших углах атаки;
Шенн- Г*ССледовап1’е влияния наплывов на поляру и поиск путей умень-
ь °бла С°ПРО1ИВлепия и 11О13ЫШения аэродинамического качества самолета
Сги матых и умеренных углов атаки;
Хв<Х:Го Из.УЧение взаимодействия наплывов с элементами компоновки
Ристцр/°И Час1и самолета и поиск путей достижения требуемых характе-
В И *т-°'*'Т11ВО(?1 и и Управляемости относительно всех трех осей.
Моду 1 подобные исследования были выполнены на серии моделей
11°й Конструкции (рис. 4.3 1).
Рис. 4.3.1. Схемы моделей сверхзвуковых самолетов для научных нситедоващл ,i
Систематические исследования наплывов в аэродинамических комп^В
ках показали, что обусловленное ими приращение подъемной силы самокуц.
на больших углах атаки определяется как параметрами самих наплыв*
(относительная площадь, форма в плане, радиус скругления передней крои
10'
20
“ДС?Й ц
С,а
1,0
X™ = 00°
Xnx-^°
= 30’
' = 0.27
0
0.1
08
30
Треугольный наплыв
X х= 4,05 *1-2
о 3,2 « 4
2,36 А 8
П = 4
0,25
M-//a it
0 20" 40’ 0
3,2
20' ₽
0 10е 20 0 10’ 20° 0 W 20’ а
Рис 4 3 2 Влияние геометрических najjaMripoB и формы наплывов в плане на fec_yuitfe
с гни моделей само.'ктов: а - Zh-74°, 51Ш = 0,115, 7Н -0,33; б - “68”, ^нп ' 1
ф = 0.33; в - Хн - 74°, = 0.08, 7„ = 0,295: г - Л№1 = 0,115, г„ ~ 0,27
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
яК)рма срединной поверхности),
кИ’ ° 1Ирамстрами консолей крыла,
гаК й и шириной хвостовой части
^озедажа. компоновкой горизонталь-
ной и вертикального оперений. Так,
Н0)И уветинешп! стреловидности пере-
чней кромки базового крыла свыше
= 50е ею иесушие свойства на боль-
ших углах атаки (в том числе и
г- "„) увеличиваются, а в варианте
|ПаХ' - о
с наплывом изменяются в меньшей
степени. В результате различие между
HecvuBLMH свойствами крыла с наплы-
вом и без нею, т.е. приращение коэф-
фициента подъемной силы наплыва,
уменьшается. Для крыльев с умерен-
ной стреловшностт,ю и удлинением
<Х = 30-5-40°, 1 = 3,2; 4,5) зависимость
приращения несущих свойств or 4ЮР*
мы в плане незначительна (рис. 4.3.2).
Систематические исследования
влияния геометрических параметров
наплывов на приращение коэффи-
циента подъемной силы самолета
проводились па моделях в аэродина-
мических трубах при малых дозву-
ковых скоростях в диапазоне углов
атаки до а ~ 38:- 58°. Исследования
охватили широкий спектр парамет-
ров: крылья с 1 3,2 + 4.5, q = 2-J-8,
Хн _ 68^-76 готические, S-образные, \
Рис -1.3.3- Зависимость приращения коэффи-
циента подъемной силы от угла атаки и пло
шал треугольного наплыва- 1 - с наплывом
без ГО и ВО; 2 - без наплыва. с ГО и ВО
Х=30-42°: наплывы треугольные с
ни = 0,07-5-0,2 (в потоке)
^1,алпз результатов исследований показал, что интенсивное увеличе-
п и 1ЮДЪсмнои силы при установке наплывов начинается с утла атаки а„
ный К°ГиР°-м лля крыла без наплыва зависимость Суя(а) теряет линей-
ДИи Ха >актсР. а коэффициент сопротивления в связанной системе коор-
Потиг- имеет минимум, что соответствует началу развития отрывов
KpJlt, d Па ВеРХНеи поверхности крыла (рис. 4.3.3). Для рассматриваемых
1Ьев этот угол атаки лежит в пределах а = 8-5-14°.
Веко-pdUleHHr коэффициента подъемной силы ттанлывов ДС(уян при
оцре заданном угле атаки изменяется в зависимости от их площади,
Hv ЛС1,1<ой с учетом подфюзеляжной части (5Н) (рис. 4.3.3), по зако-
лизкому к швейному.
Рис 4.3.4. Влияние формы наплыва в плане
на приращение коэффитиента подъемной
силы: а - полная модель, х ~ 42°, а - 3.2; б -
модель без ГО х = 42°, а = 3,2; в - мотель
без ГО и ВО, х-^' <0, X “ 30" С?); ?
модель бал ГО и ВО, х “32*-35°, л ~ 3,2-г4.5-
д - модель без ГО и ВО х " 3(М2°
Эти экспериментальные p^y
юты иос.1ужили основанием w*
сравнения эффективности налльгво ’
различной формы в плане и анал^Я
влияния геометрических параметров
других элементов аэродинамической
компоновки самолета на их эфф^
тивность. Прирашения коэффициен-
тов подъемной силы нап лывов при-
водились к условно выбранной отно-
сительной площади SH = 0,2, и рас-
сматривались их зависимости от раз-
ности углов атаки а - а л = Да л г.е
зависимости АСув H0,2/.SH = /(Да,).
Влияние формы наплывов
в плане при малых дозвуковых
скоростях сводится к следующему
(рис. 4.3.4).
Готические наплывы позволяют
получить большее примерно на 0 15
значение приведенного к SH = 0,2
прирашения коэффициента подъем-
ной силы, чем треугольные при а-
а,,,>12°. При а - ал£10° готичес-
кие наплывы менее эффективны.
При установке наплывов с S-
образной передней кромкой достигаются менее высокие, чем для тре-
угольных наплывов, прирашения коэффициентов подъемной силы (прм
а - а,> 14° примерно на 15%).
Скругленный (плавный) переход от передней кромки наплыва
передней кромке крыла приводит к уменьшению на 20 ь25% приращен^
коэффициента подъемной силы по сравнению с его значением пр
треугольном наплыве.
Влияние горизонтального оперения проявляется в уменыле»
приращения коэффициента подъемной силы в диапазоне значений ct
84 10° до 20 : 25° на ДС^п, = 0.05-5-0,10 (рис. 4.3.5), т.е. па 25-5-30%. т
Кроме того, при установке горизонтального оперения усилив3
влияние ряда параметров аэродинамической компоновки па знаЧ<^уЛ
приращения коэффициента подъемной силы: возрастает различие мС' J
вариантами <: одно- и двухкилевым вертикальным оперением, коротка-
длинным фюзеляжем, заметнее становится различие между- вариа’ГгаМ
различными удлинением и стреловидностью крыла.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рш 4.3.5 Влияние горизонтальных и вертикальных оперений на приращение коэффициен-
те тиьемной силы, обусловленной наплывом- 1 - ДСИ„ - полная модель, 2 - ЛС^В -
модель без ГО. ? — -v н.с« «>
Влияние вертикального оперения Па моделях без вертикаль-
ного оперения и с однокилевым вертикальным оперением значения при-
ращения коэффициента подъемной силы при установке наплыва пример-
но одинаковы. Установка двухкилевого вертикального оперения приво-
дит к уменьшению приращения коэффициента подъемной силы при
углах атаки, соответствующих о - > 12-е 19°, на ДС„„ н|, 0,2/SH ® 0,1,
т.е, примерно на 25% (рис. 4.3.5).
Влияние фюзеляжа. Увеличение длины фюзеляжа на модели без го-
ризонтального оперения приводит к увеличению приращения коэффициента
подъемной силы примерно на АСг/д ф 0,2/SH ~ 0,05 в диапазоне углов а -
л-( *-15°. На полных моделях увеличение длины фюзеляжа ведет к более
заметным изменениям приращения коэффициента подъемной силы.
На значение ЛС^Д н 0,2/5,т оказывает некоторое влияние также и
Ф°Рма поперечного сечения хвостовой части фюзеляжа. Установка зад-
'*'Х Нап-,1ывов крыла (хвостовых балок) и увеличение ширины хвостовой
ц Ти Фюзеляжа приводят к уменьшению прирашения коэффициента
Urc. >Смной силы, возникающего при установке передних наплывов. Су-
^ебс- е1111Ь1М являегся т0 обстоятельство, что задние наплывы сами по
С11 г°3Дают подъемную силу, поэтому в целом коэффициент подъемной
'Ь* самолета увеличивается.
111Ь1к ^иР31исние коэффициента подъемной силы самолета при установке на-
^еличивается при переходе к уплощенной верхней поверхности фюзе-
’Давно переходящей в крыло, г.с. к схеме с нссупщм фюзеляжем.
ЛИяние чисел М на коэффициент подъемной силы ряда моделей с
’ми наплывами крыла показано на рис. 4.3.G.
Рис. 4.3.6. В.।ияпне числа М на приращение
коэффштпепта подъемной сиш oi наплывов
различной формы п плайе (модель без ГО)
Рис. 1.3.7. Влияние naiLibwoB на значение*,
эффиппеита полъемтюй силы, nwniq*
щеге началу тряски: / - с перештми наплы-
вами, 2 - без наплывов, 3 - летные испытали.
При увеличении числа М в дозвуковом и трансзвуковом диапазоне
различие в значениях приращения коэффициента подъемной силы па
больших углах атаки для наплывов различной формы становятся мене*
заметными.
\ становка передних наплывов крыла изменяет практически все аэр»
динамические характеристики самолета. Обусловленное вихревыми жгу-
тами наплывов улучшение обтекания консолей крыла приводи! к увел»
чению коэффициента подъемной силы, соответствующего началу ipwW
(рис. 4 3 7), увеличению эффективности элеронов и закрылков на боль ,
ших vr.iax атаки при дозвуковых скоростях.
Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе на
ковых скоростях при установке наплывов практически нс изменяется- Д'
полнительная поверхность трения невелика. На сверхзву! вых скор'*^
коэффициент сопротивления уменьшается из за уменьшения отнО<-1ГГ{У
ной толщины корневых сечений крыла. При М =1,5 ^2,3 это умсШ»,1,е,|
может составить 10-5-15°» волнового сопротивления самолета, что эквв
лептно увеличению максимального аэродинамического качества на ?=• ч
Положение аэродинамического фокуса при установке нал’№
сдвигается впсрст на дозвуковых скоростях - незначительно, на боЛгИ
сверхзвуковых скоростях - в большей степени. Расстояние между пи-
тыми фокусов на околозвуковых (М ~ 0,8) и сверхзвуковых (М
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
- ях уменьшается. что приводит к уменьшению потерь азродипамичес-
сК°Р(К' ' в условиях балансировки в сверхзвуковом полете.
кого к бо;11,ших углах атаки на дозвуковых скоростях установка неред-
•ш тывов на крыло приводит к возникновению кабрирующих момен
НИХ Увеличивающихся с увеличением угла атаки. В зависимостях тг(а)
то1*’ 1ЯЮТСЯ нелинейности типа "ложка”, устранение которых требует
"^тйчсния несуших поверхностей в хвостовой части самолета: увсличе
'Ве"п пощади горизонтального оперения, установка боковых ребер в хвос-
товой части фюзеляжа.
Из примера, приведенного па рис. 4.3.8, видно, что для компенсации
курирующих моментов, создаваемых наплывами на больших углах
чтаки. может потребоваться с учетом интерференции наплыва и оперения
увеличение площади горизош ал итого оперения.
v О1<овая устойчивость самолета существенно изменяется при
обтсг'-)13КС ПСРСД11ИХ наплывов крыла, поскольку изменяется характер
вИХп*<11П1Я Носов°й части фюзеляжа: вихри с наплыва более стаби.тьны, чем
•leciafii Торгующиеся на носовой части фюзеляжа, что ведет к уменьшению
крьт^1'^^11»- М(-’мс"тов рыскания носовой части фюзеляжа. След за
тц,1е Ск ? на11яьгвом, характеристики которого (вертикальпыс и поризопталь-
атакн °tbr По1ока> торможение потока) сложным образом зависят от углов
РИзо11та. Скольжения, определяет силы и моменты, действующие на го-
п 1Г’н°е и вертикальное оперение и хвостовую часть фюзеляжа.
пр1( у я,Гие вихрей от наплыва на вертикальное оперение проявляется
Рей ’ атаки а > 18:20°. Наиболее сильно подвержено влиянию вих-
Ван.тыва двухкилевое вертикальное оперение. В том диапазоне
углов атаки, в котором вихри наплыва проходят вблизи верхней коп
килей с их внешней стороны, возможна потеря статической устойчивгъС1
пути = 0). Это связано с появлением дополнительного дсстабитц^
рующего бокового скоса поюка в области между вихрями при вызван
скольжением смещении вихрей относительно консолей вертикалы»
оперения. Вне вихрей дополнительный боковой скос потока при скольж^
пни приводит к появлению стабилизирующего момента рыскания
(рис. 4.3.9) Если в некотором диапазоне углов атаки вихри проходят
между килями, устойчивость пути в этом диапазоне обеспечивается При
больших углах атаки большое влияние на эффективность вертикального
оперения оказывает и торможение потока.
Таким образом, применение передних наплывов крыла в аэродинамичес-
кой компоновке обеспсчинаш высокие несущие свойства и аэродинамическое
качество в области больших углов атаки (а < 15°) и, кроме того, позволяет:
увеличить коэффициент подъемной силы, соответствующий началу
тряски;
- уменьшить коэффициент сопрошвления при нулевой подъемной
силе на сверхзвуковых скоростях:
- сместить положение аэродинамического фокуса вперед на больших
сверхзвуковых скоростях и гем самым увеличить аэродинамическое ка-
чество в условиях балансировки в этом диапазоне скоростей полета;
повысить эффективность элеронов (элевонов) и закрылков на
больших углах атаки при дозвуковых скоростях.
Смешение вихрей относителыю ВО при р > О
18,2е
14 6
р = 0
Вихри с
Р=10°.
0.001
о
Кпнштвыг 10,8’
пихри
^5
Дестабилизирующий
момент рыскали
10,8'
Риг. 4.3.9 Схема pat положения вихрей, сходящих с наплыва относительно .тву*10’' j
го ВС) и их влияние на устойчивость пути
ап ль в.
ДеБ> 0 *
Стабилизирующий
момент рысканья
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
с тем установка наплывов приводит к некоторым нежелатель-
^Тлсктам: возникновение кабрирующих моментов, уменьшение аэро-
ны4 , .ог0 качества в области умеренных углов атаки.
устранения кабрирующих .моментов необходима тщательная
я увязка геометрических параметров наплывов и несущих тто-
ЯЗа”носгсй в хвостовой части самолета.
ЯеР\чя повышения аэродинамического качества необходимо совершен-
овтгь аэродинамическую компоновку крыла, использовать отклоняе-
м\чо в полете механизацию.
4.4. Аэродинамические характеристики самолета
с механизацией крыла
Характерной особетшостью обтекания тонких ( с < 5 ; б% ) крыльев ма-
лого и умеренного удлинения, используемых в аэродинамических компонов-
ках сверхзвуковых самолетов, является развитие местного отрыва потока у
передней кромки. Этот отрыв снижает разрежение в области передней кром-
ки, что приводит к уменьшению подсасывающей силы и проявляется при
малых и средних ут тах атаки в увеличении сопротивления (рис. 4.4.1). С
увеличением углов атаки кромочный вихрь, как указывалось в 4.2, отры-
вается от поверхности крыла, объединяется с концевым и вызывает отрыв
ногока на концах крыла. В результате уменьшаются коэффициенты под-^
ной силы и возникают кабрирующие моменты.
Степень реализации подсасывающей силы для плоского крыла мЛ
быть определена по результатам эксперимента с помощью соотношу/*
(см. гл. 1): ™
5 1 Л2С°Д
(1)
Коэффициент /Ъ на дозвуковых скоростях лежит в предедах
Д-> = 1,5-^2.0/пХ (рис. 4.4.2), что связано в основном с упомянутыми
выптс отрывами потока, перераспределяющими распределение давления
вдоль хорд крыла и уменьшающими степень реализации подсасывающей
силы. Отличие распределения циркуляции по размаху крыта от эллип-
тического может привести, как показывают систематические расчетные
исследования, к увеличению индуктивного сопротивления не более чем
па 5 : 10% (рис. 4.4.2).
1 - Дракон
2 - Су-15
3 - Мг.Г-21
Л - Як-28
5 - МнГ 25
6 - Фантом
7 Ягуар
8 - МиГ-19
9 -Ту-28 ,
10 - F-16
11 - F-18
12 -F-5E
13 - МиГ-17
14 - МиГ-15
15 Ил-28
Риг 4.4.2. Зависимость коэффициента увеличения индуктивное сопротивления
пения крыли
Дтя моделей сверхзвуковых самолетов коэффициент S на >ia'l,blX Д
звуковых скоростях изменяется от 0,4 до 0,7, увеличиваясь с ,
личецием параметра .
Rem = pIIOC j.(V cosxmc/v) ,
rvea KPU
г.е с уменьшением стреловидности крыла и увеличением ради? fJi)!
визны носка профиля, определенного перпендикулярно передней 1 J
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тя дозвуковых самолетов с крыльями большего удлинения па
крЫЛа- ' •‘ ^_11Ичивается до 0,9. поскольку самолеты этого тпа имеют
ранет Р ‘1еНЬшсй стреловидноегыо и большей относительной толщиной
0.5
1.0
Упсли-к-инс р,„к.
Уменьшение
I--4 МиГ 15
I-
МиГ-П
МиГ-2
-F-I6
YF-17r'-5,;
Д[ акЦ /М» Г 25
2 4 10 20-{О'* 1%,__________________
Ил-28 1 jj
0.5
2,0 М
0
2 4 6 X
"'ПК
Риг 4.4.3 Влияние числа Рейнольдса и параметров крыла на степсы» реалхзш ни ппдсасы-
иающеЙ силы I ~ толстый профиль, с=10-12%; 2 - тонкие профили, с = .Ч-=-5%, 3~ г <икло-
I енвем элементов мехыппации (по огибающей 4 - элементы механизации не отклонены
Таким образом, основным путем улучшения аэродинамики гонкого
крыла умеренного удлинения является улучшение обтекания его передней
кромки, чп> может быть достигнуто увеличением радиуса кривизны носка
профиля и подбором такого распределения крутки и кривизны срединной
поверхности, при котором для заданного коэффициента подъемной силы
критическая гонка (точка торможения потока) смещается в носик профиля
сечений и обеспечивается плавное безотрывное обтекание передней кром-
ки. В окрестности этого расчетного значения коэффициента подъемной си-
лы при закругленной передней кромке пики разрежений снижаются,
уменьшается вероятность возникновения отрыва, а при отрыве - уменьша-
йся изменение аэродинамических характеристик. Па отогнутой вниз части
передней кромки крыла появляются составляющие сил давления нанрав-
л**нные вперед, которые, подобно подсасывающей силе, реализующейся на
•’средней кромке плоского крыла при безотрывном ее обтекании, частично
компенсирую! направленные назад составляющие сил давления в средних
Хв°^°шчх частях сечений крыла. Очевидно, что подобная настройка
кв 1111И K^hL,a возможна лишь с помощью механизации передних и задних
атаки**’ ОТклоне1ГИе которых регулируется в полете в зависимости от угла
Кромк*1 1ИСЛа Уменьшение потерь подсасывающей силы па передней
^гся е применения отклоняемой в полете механизация крыла явля
тивт^СПО131П>1М Ре3оРиом уменьшения связанного с подъемной силой сопро-
Лозй,, и шеличения аэродинамического качества на дозвуковых и око-
^Ковых скоростях полета.
и м Яние отклонения носков и закрылков на подъемную силу
Ь|0-1еля НГ 7ангажа показано на рис. 4.4.4. Отклонение механизации на
с Крылом умеренного удлинения и пе]юдним наплывом позво-
•Ч’чмок,
Рис. 4.4.4. Влияние отклонения носкоп и за-
крылков на зависимости C^tn) и mj.a)
ляет увеличить коэффут„т w
подъемной силы на болыциу
л Угла*
атаки при малых дозвуковых с^*
ростях на ДСуя»0,15. ОтклонЛ
носков приводит к появлению 6
кирукнцих моментов в диапаао*1'
углов атаки до а~ 204-25°. Иры v
лах атаки а > 25° проявляется
тенденция к появлению нелиней-
ности типа “ложка" Увеличение
отклонения носков до 8НОг=3(р
+40° по всему размаху или толь
в корневых секциях сглаживает
эту пел иней пост!..
подъемной силы при отклонении
носков крыла сохраняется до числа
М=0,9. Обеспечение гладкости об-
Увеличение
водов поверхности крыла при от-
клонении механизации улучпта г
характер зависимостей С|/Я(а) паи
больших углах атаки при дозвуко
вых и околозвуковых скоростях.
Поляра крыла с отклонен-
ной механизацией может быть
представлена в следующей форме:
= <:хМ - Л,С9„ + Л2с1„ +1 Ц z С^'6,8; - £
1=1 “ i,j=l i=l
ИЛИ
Qr<? “ Or<7 min ^2^'ya
А X _ 1 У С 5.5 (4
'x<7min°« и 2- Сг a jmn •
г=1 2 «,/=1
Здесь верхними индексами 5, и бф обозначены первые и вторые
изводные аэродинамических коэффициентов но углам отклонения
тов механизации крыла и органов продольною управления. ВозмоЖ»
и точность (ох - среднеквадратичная погрешность) подобной аппроК
ции поляр иллюстрируется рис. 4.4.5. Такая же форма записи поляр
текаст из линейной теории крыла. Коэффициенты и производные.
шие в приведенные выше формулы, могут быть определены из аэрО*3|
мического эксперимента. Коэффициенты С^я. и At и их произвоДНЫ^^Н
ределякэт мешение поляры относительно оси абсцисс (асимметрий 1
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками4.''!
. а коэффициенты ^х«0> Qrmnin и их производные смещение поляры
tn«b>.0 «И ординат.
Рис. 4.4 5. Пример аппроксимации поляр с отклоненной механизацией зависимостью (4)
Отклонение носков (предкрылков) и закрылков вниз ведет к смещению
поляры вверх (лСуп.) и вправо (ACXfllllin). Для любого заданного (расчетно-
го) значения коэффициента подъемной силы Суа р существуют оптимальные,
обеспечивающие минимум коэффициента сопротивления, yijibi отклонения
элементов механизации крыла, которые определяются из системы уравнений:
v'reO°jopt _ '-yap '-хаО'
(5)
При наложении соответствующих дополни тельных условий могут
пять определены оптимальные значения углов отклонения элементов ме-
ханизации в условиях балансировки, при заданном распределении на-
njJ'3Kii по размаху крыла и т.п.
Поляра для заданного расчетного значения коэффициента подъемной
1ги представляется формулой
сла - Схд0 + Д/ЬС^др - (Л, + 2A^2Cytfр)Суд +
величина АД? зависит от производных, входящих в запись поляры (3).
дица^И зпачсниях коэффициента подъемной силы Су„ > 0,5Суйр аэро-
Качесщ еСК°е качсство крыла с отклоненной механизацией превышает
Ния bjfJ кРЫла при 5, = 0. При непрерывном изменении углов отклоне-
но коэгьТИЗаЦИИ к1>ь,ла u соответствии с (5), т.е. прямо пропорциональ-
со»ротХФИЦИС1,т* 11Одьсмной силы (углу атаки), связь коэффициентов
Ства и,-, и подъемной силы дастся уравнением огибающей семей-
,1ОЛЯР (3) (рис. 4.4.6).
хе от “ (- .гОс А\Суа
(7)
Рис 4 4.6. Схема огибающей семейства поляр с отклоненной механизаций
В идеальном случае разность Лэ ЛЛэ достигает значения 1/(яЛ)
(полная реализация подсасывающей силы).
Таким образом, использование управ.тяемой н полете механизации
крыла эквивалентно уменьшению коэффициент zb поляры, т.е увели-
чению эффективного удлинения крыла
Анализ форму;! (G) и (7) показывает, что при использовании ненлосЛ
го крыла, рассчитанного на максимальное аэродинамическое качество, с ме-
ханизацией имеющей 2-е 3 фиксированных положения, можно рса.1изовап>
значения сопротивления, отличающиеся от сопротивления по огибающей иг
более, чем па 5-И0%. При этом, однако, увеличится коэффтщиент сопро
тивления при нулевой подъемной силе. Для плоскою крыла, обеспсчиват®
щего минимум сопротивления при нулевой подъемной силе, число фиксиро-
ванных положений механизации должно быть не менее 3-5-4. Нолес точи»*
настройка и, следовательно, большее число положений элементов хеханлВ
пии требуется в случае применения крыла с острыми передними кромками.
Анализ результатов экспериментальных исследований влияния УгЛ*
отклонения и геометрических параметров элементов механизации кры
на поляру моделей самолетов позволил установить ряд характерных я|
кономерносгей (рис. 4.4.7-4.4.11):
при отклонении носков крыла
увеличение коэффициента асимметрии поляры Ct/a, близко к
ному при < 20°: при больших углах отклонения носков коэфФипИ ,
Суй. изменяется мало;
минимальный коэффициент сопротивления изменяется по ква.ЧЯ
тичиому закону; jj
увеличение максимального аэродинамического качества достав
ся при небольших углах отклонения носков (Sllac « 5°): J
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
больших значениях коэффициента подъемной силы (Су„=0,7^1,0)
ш тпкпинамичсскою качества может составить ЛК= 1,5 :-2,0;
уие.ц1чение
Рис 4 4.7 Влияние отклонения носков и закрылкои на коэффициент несиммегрни поляр С^.
_От*л°нении простых закрылков
<Кгкл(л"ВСлиЧ(П,Ис коэффициента асимметрии поляры меньше, чем при
Суа«(б Носкив; зависимость Cj,„.(53) может быть, как и зависимость
ал,,Р°ксимирована ломаной линией;
й°льц1е“е личение коэффициента сопротивления примерно такое же или
гем при отклонении носков;
Пе‘м При Ли'1снис максимального аэродинамического качества меньше,
Илы £ ’lk-roHciiHn носков, а качества при коэффициентах подъемной
Ь,7 1 о примерно такое же
Рис. 4.4.9. Влияние отклонения носков и закрылков на поляру и аэродинамическое качет
модели самолета при числах М = 0,6, 0,9 и 1,2: / - 811ис = 0, 83 = 0; 2 - 3Ч1Х = 2(Р, 8а_ О
6^-0, б, = 20°
коп н закрылков на коэффициент
увеличения индуктивного сопротив-
ления Аг (полная модель)
Увеличение максимального аэродинамического качества как при tft
клонении носков, так и при отклонении закрылков наблюдается видна
до максимальных значений коэффициентов подъемной силы и может ф
ставить при этом ЛК «s 1. В обоих случаях в экспериментах обнаружив
ется незначительное увеличение коэффициента Дз (рис. 4.4.10).
Качественный характер изменения :т>
1яр и зависимостей К(Су0) при отклонен»
носков и закрылков сохраняется до чмМБ
М = 0,8-:-0,9. Начиная с чисел М»0,7 »
тенсивно изменяются коэффициенты
(уменьшается) и Схв1Н111 (увсли,шваРЯ*
тем больше, чем больше углы отклони®
носков или закрылков. Уменьшаются
гимальные (обеспечивающие минимум
противления) утлы отклонения эдея^в
механизации. При числах М £ 0,9 °тК^И
пис механизации практически нс нривчМ
к увеличению максимального аэро^^И
мического качества при больших значе
коэффициента подъемной силы.
Па рис 4.4.11 представлен нр^^И
закона изменения углов отклонений
ков и закрылков в зависимости от
атаки и числа М, при котором обеСЖ-
вается минимум сопротивления.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 4 4 11 Законы отклонения носков и закрылков в зависимости от утла атаки и числа М
Увеличение относительной площади носков и закрылков (за
счет увеличения размаха) приводит при малых дозвуковых скоростях к уве-
личению коэффициентов Cxeuiiii’ и А > (при заданных 51И1<. и 53) и их
производных и А^х, Л&3 примерно пропорционально площади.
Увеличение относительной хорды носков слабо влияет на аэродина-
мическое качество.
Изменение радиуса кривизны носка профиля р)|(Х от 0 до
0,5% приводит к уменьшению коэффициента Л2 11 увеличению аэродина-
мического качества па дозвуковых скоростях при неотклоненных носках.
Аэродинамическое качество модели с отклоненными носками крыла
практически нс изменяется. На сверхзвуковых скоростях изменение ра-
диуса кривизны носка в диапазоне = 0-г 0.23% практически нс изме-
няет аэродинамической) качества как с отклоненными, так и с псоткло-
иенными носками. При рпое = 0,5% значительно увеличивается коэффи-
Utein сопротивления при нулевой подъемной силе.
ла - с*зг^С!КТИВНосТь применения отклоняемой в полете механизации кры-
ж КаК с1,СДСТва увеличения аэродинамического качества самолета, а так-
ль д Чтимых и максимальных значений коэффициента подъемной си-
плаПОВЬШ1аегся’ если при отклонении механизации крыла сохраняется
‘Вноси, обводов его поверхности (рис. 4.4.12).
плыц^ЛеТН°'посаА°чная механизация на крыльях с передними на-
ХаРак-МИ ИМес1 на режимах взлета и посадки (а =10-5-15°) такие же
Даете Истики, как и на крыльях без наплывов При а > 12° наблю-
гпецНь ^Величе1,ие эффективности закрылков, обусловленное повы-
KpoM,.?f разРеже,1Ием. связанным с образованием вихря на передних
УПели, 1ганлыва. Применение щелевой и многозвенной механизации
Швает ее эффективность.
Ряс 4.4.12. Влияние плавности обводов при отк.юшчпш носков (гибкая механизация) м
авридниамнчссксх': качество модели самолета: 1 - гибкая механизащгя, 2 - обычная ме&цц*
кия, .? - огибаюпгие; 811ог “ 20п (в icx случаях, когда он отклонен)
Таким образом, несущие свойства и аэродинамическое качество само-
лета могут быть существенно повышены в широкой области углов ащкъ
на дозвуковых и околозвуковых скоростях при использовании сочетания
узкого наплыва достаточно большой площади (5'Ш1 = 0,1+0,13) с остргтии
передними кромками (обеспечивает высокие несущие свойства и аэ»>
динамическое качество в области больших углов атаки) с крылом уме-
ренного удлинения и стреловидности (Х = 3:-4, %цК ~ 30-5-40"), имеющим
отклоняемую в полете в зависимости от угла атаки и числа М механизм
цию. Это обеспечивает максимизацию аэродинамического качества в а>
ласти малых и умеренных углов атаки и дальнейшее повышение несущи»
свойств и качества в области больших углов атаки.
4.5. Аэродинамические характеристики самолета
с адаптивным крылом
Дальнейшим развитием идеи применения отклоняемой в полете MW
низании является адаптивное крыло - многофункциональный орган»
вижные элементы которого отклоняются специальной системой упраы
ния, непрерывно при изменении условий полета: числа М, угла эта»
перегрузки, характера выполняемых маневров, атмосферных
ний. Для повышения эффективности адаптивного крыла цслесообрав
сохранить плавность обводов его поверхности при отклонении 1ЮД
вых элементов.
Адаптивное крыло позволяет:
- обеспечить высокое крейсерское качество и качество при м' ’Н
нутом придания срединной поверхности крыла оптимальной формы» Ч
деляемой из условий митшмума сопротивления в условиях балансиров* ' Я
- уменьшить сопротивление при полете с большой скорое
плоская срединная поверхность;
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
-iv4Uihh* поперечную управляемость на больших углах атаки
синхронною несимметричного отклонения подвижных элементов в
ИУТ<?М [ хВосговых частях консолей крыла (носков и элеронов);
К х'0В,’^бсС11СЧигь прямое управление подъемной силой путем синхронного
” ,JCH1W кривизной крыла и отклонением горизонтального оперения;
чирав- сНьШИТЬ изгибающие моменты при полете с большими перегруз
путем преимущественного отклонения корневых сечений закрылков;
каМ” снизить нагрузки при полете в неспокойной атмосфере путем
-юнсния секций закрылков в зависимости от внешних возмущений.
° Уменьшение сопротивления самолета может быть достигнуто за счет
оверЛ1енствования крыла в двух направлениях. Во-первых, па совре-
нных самолетах применяются крылья с незначительно деформиро-
ванной срединной поверхностью. Использование адаптивного крыла с
плоской срединной поверхностью позволяет уменьшить сопротивление
самолета при нулевой подъемной силе. Во-вторых, на больших углах
атаки в месте излома верхней поверхности крыла, возникающего при от
клонспии обычной механизации, происходит о1рыв потока, что приводи!
к падению ее эффективности Применение на адаптивном крыле носков с
большой относительной хордой и введение в конструкцию гибких эле-
ментов обшивки для сохранения плавности обводов поверхности позво-
ляет затянуть эти нежелательные явления до больших углов атаки.
Эффективность указанных мероприятий проверена па тематической
модели нормальной аэродинамической схемы с крылом X = 4, Т] - 4, со
стреловидностью Хпк = 38е (рис. 4.5.1). Модель испытана с исходным
крылом, имеющим умеренную, характерную для современных самолетов
Деформацию (относительная кривизна изменяется от корневого сечения к
’ ондевому от 0,6 до 1,3% местной хорды, крутка составляет -2°) и отно-
итсльную толщину 5%, крылом с плоской срединной поверхностью и
четырьмя крыльями, моделирующими адаптивное крыло с идсализиро
Рис. 4.5 1. Схелм модели сверхзвукового самолета
ванной (гибкой) механизацией. Этим крыльям была придана деф0
ция, рассчитанная по линейной теории при заданных локрцТиЧ(/Ма*
числе М и коэффициенте подъемной силы в результате решения см(Яг. М
ной задачи аэродинамики. По консолям крыла задавалось распредолИ
нагрузки, характеризующееся отсутствием особенности у передней кту
ки и эллиптическим распределением циркуляции по размаху, т.е. выц0-
пились условия минимальности сопротивления давления тонкого КрцПа I
дозвуковом потоке газа. Фюзеляж с наплывом моделировался плоски
пластиной, угол атаки которой подбирался таким образом, чтобы и ра„
пределении циркуляции по размаху не было провала. В одном из вд)1(
антов дополнительно накладывалось условие балансировки модели без
горизонтального оперения, которое выполнялось за счет смещения вп
ред задаваемой в расчетах линии центров давления сечений крыл
Расчеты проведены при числе Мр = 0,6 набегающего потока и коэффщщ
Рис, 4.5 2 Влияние умеренной деформации срединной поверхности крыли на АЛ
ли. 1 - крыло с плоской срединной поверхностью, 2 крыло с умеренной дефор^аи И
Сравнение аэродинамических характеристик модели с исходным
лом и с крылом, имеющим плоскую срединную поверхность, показа.^
различия касаются в основном сопротивления (рис. 4.5.2). Придали-
.ту умеренной деформации приводит к существенному увеличению
малыюго аэродинамического качества, но вместе с том сопровождав
желательным увеличением сопротивления при пулевой подъемной
Таким образом, применение адаптивного крыла с плоской срсДИ^
верхноегью, деформация которого на режиме максимального каче
дет доспи ат ься за счет отклонения механизации, позволяет умеИьиПЯ
эффшшеш сопротивления самолета при нулевой подъемной силе 1 PJ
но на 0,005 при дозвуковых скоростях и на 0,0025 при сверхзвуковая
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими р;
Рнс. 4.5.3. В паяние степени деформации срединной поверхности крыла па зависимости
С,„(а) К(С\„) и гл/С^), модель без ГО, М - 0,6
На рис. 4.5.3 показана возможность повышения аэродинамического ка-
чества модечи за счет увеличения масштаба деформации консолей крыла.
Данные получены при дозвуковых скоростях набегающего потока на м^ели
без горизонтального оперения с крылом с расчетным значением коэффици
eina подъемной силы 0,5 и с двумя крыльями с увеличенным в 1,6 и _. раза
масштабом деформации, что формально соответствует расчетным цоэффици
сигам подъемной силы 0,8 и 1. По сравнению с плоским крылом приросi
аэродинамическою качества ХК ~ 4-г 5 при С!/а = 0,5+1
Результаты сравнения огибающей кривых аэродинамического качеш
Ва модели с. идеализированным адаптивным крылом с уровнем. дос1ижи
мым на модели с крылом, имеющим умеренную деформацию и обычною
'юханизацию, приведены на рис. 4.5.4. Здесь представлены две огибаю-
Щи₽: одна для идеализированной адаптивной механизации (/)• вторая
Огибающая кривых аэродинамического качества, соответствующих раз^
углам отклонения механизации крыла с умеренной деформацией
с Выигрыша в максимальном аэродинамическом качестве в данном
м Чае нет. поскольку крыло специально спрофилировано под режим
бопх ИМа'1Ьпого аэродинамического качества. На режиме маневра при
oGbp,11111- значениях коэффициента подъемной силы, где отклонение
‘-а м°ханизации не может предотвратить образование отрыва пото
вредней кромки, приращение аэродинамического качества за счет
11гНия адаптивного крыла составляет 1,5 + 2 единицы.
Рис. 4.5.4. Эффективность адаптивной механизации: 1 идсадизнрованная адаптивная
ханизашш, 2 - крыло с умеренной деформацией и обычной механизацией,, 3 крыло с »*•
рентой деформацией без механизации, 1 Cxtt - Cm(s + (7^/лад 5 - Ста=Сто0-г С*й/с£
механизацией (М - 0,6)
На рис. 4.5.5 приведены экспериментальные данные, демонстрй^М
тпие возможность балансировки адаптивной механизацией без
качества Сравниваются аэродинамические характеристики модели
мя деформированными крыльями с одинаковыми расчетными значении
числа Мр ~ 0,6 и коэффициента подъемной силы 0,5 и различны?1
жением задаваемой в расчетах линии центров давления сечений. ® уяИ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
она располагалась па .линии 43% хорд. Расчеты показали, что в
с.1УчаС^£ае точка перегиба средней линии профиля находится у задней
этом и- "1ла н искривлена преимущественно носовая часть крыла, по-
кроМК еГ можно условно трактовать как адаптивное крыло с отогнутой
эТС)М? едией кромке механизацией. Во втором случае накладывалось ус-
1,о пср^а 1ансировки модели без горизонтального оперения. Оно выпол-
ловпе^ сдвига вперед линии центров давления крыла до ноложе-
11Я1°соответствующего 29% местных хорд. Изменение срединной поверх-
1ИЯ и заключается в увеличении угла отклонения носка и появлении S-
Ибпазности профиля, которая может быть достигнута отклонением вверх
механизации задней кромки. Видно, что аэродинамическое качество двух
кпь(1ьсв примерно одинаково при различных значениях момента танга-
жа Анализ линий равного наклона оптимальной срединной поверхности
позволяет сделать вывод о рациональной форме в плане подвижных эле
ментов адаптивного крыла.
С = 0,5, М, = 0,6; .гпл(Г) = 0,29
Рис. 4.3 6. форма отклоняемых иоскоп для адаптивного крыла / - адаптивное крыло, 2 -
xiunoe крыло, 3 -линии равного наклона срединной поверхпемти по отношению к СТФ
бти , СЧС1и 1,оказали (рис. 4.5.6), что в передней части крыла изоклины
• ‘ зки к прямым линиям, параллельным передней кромке. Поэтому для
Xv . ?Нта алап,ииного крыла рекомендован носок с неизменной но разма-
носка °ЛЮТНО^ ХоРА°й' Увеличенной по сравнению с хордой исходного
де г‘ и кубическим законом увеличения угла отклонения носка но хор-
круткГ ОТкло,,е1,ии такого носка крыло приобретает отрицательную
ионные И * ВеличииакяцУюся к концам крыла кривизну. Расчеты, выпол-
еггогцу 110 Мст°АУ декретных вихрей, показали, что в месте сочленения
НИя и г ° lI<JCKa с кессонной частью крыла нет резких изменений давле-
ется Ню- Г ОТК1ОИении такого носка плавное натекание потока реализу-
т^Вного >П> RCe^ 11Г-РеДНей кромки. Если хорда поворотных носков адап-
3”аЧец1Ь[ РЬ1Ла НР будет выдержана постоянной ио размаху, оптимальные
Разли,1И У1Лов 01 клонения секций носков по размаху крыла окажутся
"Риведуд И' Ь1СЛ11 между секциями, отклоненными на различные углы,
к Увеличению сопротивления.
Таким образом, экспериментальные исследования показывают, чт0
моделях с крыльями, имеющими оптимальные срединные повсрхиОсти ,1а
ализутогся выигрыши в сопротивлении. близкие к теоретически
ним (S =: 0,8). Для самолета с крылом умеренного удлинения и стрр*'
вндносги (к - 4, 7_п:; * 40°) можно ожидать увеличения аэродинамич<^И
качества по сравнению с самолетом, имеющим плоское крыло, ДКШа
на крейсерском дозвуковом режиме и ЛК * 4 на режиме маневра'
С(/а = 1,0 (рис. 4.5.4) с
4 6. Статическая устойчивость сверхзвукового самолета
на больших углах атаки
Значительное взаимодействие несущих, стабилизирующих и управ-
ляющих поверхностей самолета с передними наплывами крыла привело к
необходимости скрупулезных исследований по выбору формы, размсяд
и положения органов стабилизации и управления совместно с выбором
параметров наплывов, по отработке средств местной аэродинамики, изме-
няющих в нужном направлении структуру обтекания крыла, наплыва,
носовой и хвостовой частей фюзеляжа (перегородки, вихры енераторы,
ребра, гребни и т.п.), а также но выявлению возможностей использова-
ния механизации крыла в целях обеспечения устойчивости и управляе-
мости относительно всех трех осей в широком диапазоне уыов атаки (в
том числе и закритических).
Основными путями обеспечения продольной статической устойчивости
на больших углах атаки при дозвуковых скоростях являются, как было
указано выше (см. 4.2), увеличение площади и удлинения горизонтального
оперения и/нли увеличение ширтгны хвостовой части фюзеляжа (боковые
ребра, схема с несущим фюзеляжем) Результаты систематических иссле-
дований этих элементов показывают следующее (рис. 4.6.1 и 4.6.2).
- Пикирующие моменты от несущих поверхностей, располагаемых в
хвостовой части фюзеляжа, том больше, чем больше удлинение и
щадь лих поверхностей. При одинаковых площадях пикирующие момы
ты от боковых ребер в хвостовой части фюзеляжа меньше, чем от горип
зонтального оперения. J
Пикирующие моменты, создаваемые горизонтальным опере’0’
увеличиваются при опускании оперения ниже плоскости хорд крыла
при увеличении его отрицательной V-образности.
Моменты тангажа крыла с фюзеляжем зависят от формы попереу^И
сечения фюзеляжа. Переход от эллиптического сечения к круьтоМУ с
выми ребрами но всей длине приводит к появлению кабрирующих моме
- Моменты ташажа изменяются в сторону кабрирования при Ус1аУ"^И
разнесенных гондол двигателей иод плоским несущим фюзеляжем, а Иа . i
ших угтах а ки - при установке двухкнлевою вертикального онсрс’°ЧЯ J
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Риг. 4 6 1 Влияние размеров и положения ГО, ширины хвостовой части фюзеляжа па
ро юльпую статическую устойчивость модели: / -Sro -0,2 <-2,7; 2 -5го = 0,25, = 3>2;
У - р<<рс -Vp = 0, 07; 7 ребро Sp = 0,168
При выборе компоновки хвостовой части высокоманевреппого самолета
следует учитывать, что установка на пей несущих поверхностей ведет к из-
менению характера зависимости поло-
жения аэродинамического фокуса са-
молета от числа М В аэродинамичес-
ких схемах с широким фюзеляжем
(или с боковыми ребрами в хвостовой
части фюзеляжа) наблюдается тенден-
ция к сдвигу фокуса назад в сверхзву-
ковом диапазоне, а в схемах с обыч-
ным фюзеляжем - вперед.
остановка гондол под несущим
Фюзеляжем приводит на дозвуковых
к ^Оль,иих сверхзвуковых скоростях
аэР°Динамического фокуса
киле ^)ИС 4-6 2) Установка двух-
Незпа«ОГи ВеРТикального оперения
аэпт/,ИГеЛ1’П0 вменяет положение
Динамического фокуса
СвойсГв 1ИЗ МатеРиалов по несущим
тов 1а* 1 и ХаРактерис гикам момеи-
Р^ли-щГ^3 Молелей самолетов с
к°нфи1 МИ Вариантами наплывов и
ф1с^ляжаЦ,1ЯМИ. хвостовых частей
WblCf,KMc 1, Показал> что достаточно
"?МЫе *1СсУ1пие свойства и прием-
Тодольные характеристики
Рис. 4 6 2. Влияние формы фюзеляжа па
закисимость го,(а) и положение аэродина-
мического фокуса от числа М
Рис. 4.6.3. Влияние геометрических парамет-
ров ВО ла путевую устоичтиичь модели: / -
сднокилсиое ВО. 5ВО=0,27, Хви=1,5; 2-
Л-То -0.27. 7W- 1.5; 3 - =0.19, - 1,3;
4- -S^-0,17. /w-l,0;5 влияние увели-
чения иющадк и удлинения ВО (Л'^-
= 0.17-^0,27, I 1.5)
могут быть обеспечены при относительной площади наплывов в г, ’
5ц п = (),1-г-0.13 (.Slin - 0.18-5-0.25 с учетом подфюзеляжной части)
рине хвостовой части фюзеляжа - 0,25=0,35 размаха крыла (ехоцД
несущим фюзеляжем). При обычной для однодвшагельного или -нк.
двигательного самолета ширине хвостовой части фюзеляжа нриемЛем“Х"
значения площади и удлинения горизонтального оперения могут варъи*
ваться в пределах S т= 0,25-5-0,38, '-го = 3:3,5.
Анализ характеристик боковой статической устойчивости моделей
гов с передними наплывами крыла показал, ’по при малых дозвуковых ско
ростях диапазон углов атаки, в котором обеспечивается боковая устойчивое^
расширяется при увеличении площади и удлинения вертикальною оперения t
достигает а *30° при = 0,25-5-0,3 и 1,4-5-1,7 (рис. 4.6.3) Вертикаль-
ное оперение может быть как однокилевым, так и двухкилсвым.
Для самолета с двухкилевым вертикальным оперением устойчивость
нуги при больших углах атаки опре-
деляется расположением вихрей I
наплыва между килями (рис. 4.6.4 -
4.6.5).
Моменты крена и рыскания ва
больших углах атаки зависят от
формы в плане сочленения крыла с
наплывом. В случае резкою пере-
хода (передняя кромка наплыва »
месте соединения с. передней кром-
кой крыла параллельна плоскости
симметрии самолета, как, например
в случае готического наплыва) по
ложенис вихря с наплыва являете»
стабильным, зависимости пь/а.р) •
»^(а,0) носят достаточно регуМ*"
ный характер обеспечиваются етР*'
нательные значения производных
и в широком диапазоне У1^
атаки. В случае плавного перс^И
положение вихря нестабильно,
внешности wx(a, р) и Шу(а., Р' ™
ко изменяются.
Существенную роль игра0*J
филировка наплыва: скругл^^^Д
редких кромок ухудшает о°*у^И
устойчивость. Для мапевренйО
молота необходимо заострение
дпих кромок наплыва (рис. 4.»Я ।
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Риг. 4.6.5. Влияние утла развала килей на
путевую и поперечную устойчивость модели
Рис. 4.6.4. Влияние положения двухкиле-
в<>г<1 ВО по ширине фюзеляжа на путевую
и поперечную устойчивость модели
такжеЛ¥Чше1ГИе боковой устойчивости па больших углах а гаки достигается
Пе1*’1И7Ме^°1Г^ИЯП1я’'П1[’ УЛУчшаю,11ИМИ обтекание консолей крыла: скругление
ПеР,.” J* KiX)MOK> установка перегородок в средних сечениях консоли, откло-
носков крыла.
льве Угла отклонения носков крыла до 5|ИХ- - 40° приводит на ма-
ки а > ^^ОВЬ1Х скоростях к улучшению боковых характеристик на углах ата-
°г’Оюце7 Хорошие результаты дает дифференцированная настройка углов
Не»Ых у Я Носков: малые углы отклонения концевых секций и большие кор-
•^висим ЧевЬ1,1С11ие утла отклонения кошювых секций приводит к улучшению
5Тлов ;ir. Г И Мом«гга крена от угла атаки и скольжения гих(а,0) в диапазоне
'^ег за, Г ° ~ 1 ^19°. а увеличение утла игклонешгя корневых секций улуч-
Игл.мости (а) и п?у(а) при углах атаки а > 23-е26° (рис. 4.6.7).
Рис 4.6.7 Влияние отклонения носков крыла па путевую и поперечную устойчивость модс^
Влияние формы носопой части и подфюзеляжных гребней па путевую и поп
Pin. 4.6.8
речную устойчивость модели
При околозвуковых скоростях отклонение носков на углы
5НЛ(- ~ 203 не приводит к улучшению характеристик боковой устойчивости-
Расширение диапазона углов атаки, в котором обеспечивается усто
вость пути (< 0) может быть достигнуто применением гребней на
ней поверхности хвостовой части фюзеляжа, а также переходом от
формы поперечного сечения носовой части фюзеляжа к эл.тилтйч^И
(рис. 4.6.8). Подфюзеляжные требни являются эффективным ерс;
улучшения боковой устойчивости на больших сверхзвуковых скоростям
4,7. Некоторые выводы по аэродинамике сверхзвукового само-1еТа
с крылом сложной формы
Комплекс исследований по аэродинамике самолетов с передни*11’
пдывами крыла показал, что для таких самолетов характерно, сильное 1
модействие элементов аэродинамической компоновки и многозначно01
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
аЭрОдипа>пг1еские характеристики Так, наплывы крыла служат
высоких несущих свойств, гак и для улучшения боко-
как ЛпЯ 71ИВОСТ11 в области больших углов aiaiui: отклонение носков крыла
рой устои увеЛ11чение аэродинамического качестве! в широком диапазоне
цбесшчи я' позволяет улучшить устойчивость и управляемость самолета.
углов а; ^ики как продольной, так и боковой устойчивости зависят от иа-
Характ 1 11аПЛ1ЛЬОЦ горизонтального и вертикального оперений. Установка
ра 'Лтевого вертикального оперения изменяет и моменты тангажа, а уста-
ДВ'Х'1 горизонтального оперения - моменты крена и рыскания. Боковая ус-
Н°гчивость изменяется и при отклонении горизонтального оперения.
Т° Изучение всего многообразия аэродинамических связей между элемен-
тами аэродинамической компоновки позволило установить следующее:
1 Передний узкий, гонкий, с острой передней кромкой наплыв в
корневой части крыла обеспечивает высокие несущие свойства и аэроди-
намическое качество в области болыних_углов атаки.
Относи тельная площадь паплыва S,, (в потоке) может быть в пре-
делах от 0,1 до 0,13 0,15. Уменьшение площади снижает подъемную си-
лу, увеличение ее ведет к возрастанию кабрирующих моментов.
2. Базовая трапеция крыла при умеренных значениях удлинения и
стреловидное!и до и Хак баз “40° обеспечивает достаточно высокое
аэродинамическое качество в крейсерском полете па дозвуковых скоростях.
Срединную поверхность крыла желательно иметь плоской для обес-
печения высоких скоростных характеристик в трансзвуковом и сверх-
звуковом диапазоне скоростей.
3. Крыло должно иметь механизацию передних и задних кромок, от-
клоняемую в полете.
Назначение механизации - повышение аэродинамического качества в
крейсерском полете и при маневре на дозвуковых скоростях и улучшение
Устойчивости и управляемости при больших углах атаки.
4. Для компенсации кабрирующих моментов, создаваемых наплывами, в
квехловой части фюзеляжа целесообразно размещение несущих поверхностей.
f «эможные схемы: с несущим фюзеляжем (широкий несущий центро-
маха ИЛ>1 ФГОзеляж с боковыми ребрами с шириной не менее 0,3+0,35 раз-
крыла) и с обычным фюзеляжем и горизонтальным оперением уве-
«Шой площади и удлинения - не менее Sro = 0,25 + 0,38 и Хг0 " 3 + 3,5.
коСТя ^иРпзон1альнос оперение целесообразно располагать ниже плос-
тацав .РД кРЬ!ла. Возможна отрицательная V-образность. Чем ниже ус-
MtHbii е аеТся гоРн^онтальпос оперение по отношению к крылу, тем
6 ^^абРиРУКлти1с моменты на больших углах атаки.
агНоси оперение может быть однокилевым или двухкилевым с
_ сельцо» площадью и удлинением не менее = 0,25 + 0,3 и
311,4 17т
' 1 акое оперение позволяет обеспечить сохранение боковой ус-
На Дозвуковых скоростях до утлов атаки по мопсе а - 25 : 30°.
Двухкилевос вертикальное оперение предпочтительнее для Сх ’
несущим фюзеляже.'!, однокилевое - для схемы с обычным ф’Юзеляж *
При двухкилсвом вертикальном оперении расстояние между ки> 1
в их верхней части должно быть больше, чем размах наплыва. ИСс,ЯМ11
вапия показали, что для компоновки с несущим фюзеляжем ц0 Ср ' Jt>"
нию с компоновкой, имеющей обычный фюзеляж, можно ожидать: °
- небольшого увеличения несущих свойств на сверхзвуковых СКс
ростях и соответствующего улучшения поляры из-за некоторого увещрць
ния площади плановой проекции;
- некоторого увеличения волнового сопротивления - расчленение
объемов самолета в схеме с несущим фюзеляжем на отдельные элементы
(головная часть с фонарем, гондолы двигателей) обусловливает увели-
чение площади и углов наклона к строительной горизонтали самолета
поверхностей, ограничивающих эти объемы; возможна неблагоприятная
интерференция этих объемов;
- некоторого увеличения сопротивления трения и сопротивления
производственных неровностей (заклепки, винты и т.п.); это сопротив-
ление пропорционально площади омываемой поверхности самолета, а в
схеме с несущим фюзеляжем омываемая поверхность фюзеляжа при том
же объеме больше из-за большей ширины фюзеляжа н поперечных
сечений, имеющих более сложный контур; кроме того, как и па сверх-
звуковых скоростях, возможна неблагоприятная интерференция элемен-
тов компоновки с несущим фюзеляжем;
- большего различия в положении аэродинамического фокуса на дозву-
ковых (М = 0,8) и больших сверхзвуковых (И = 2+2,5) скоростях из-за
увеличения ширины хвостовой части фюзеляжа; это различие в условиях
балансировки компенсируется отмеченным вьппс улх чтением поляры.
В обоих рассмотренных вариантах компоновки с передними наплы
вами крыла достигаются значительно большие несущие свойства при
больших у г чах атаки и дозвуковых скоростях, чем в компоновке без на
плывов, большие значения производной С“й при дозвуковых скоростях-.
При равных относительных площадях миделя фюзеляжа сравниваемая
вариантов меньший коэффициент сопротивления при нулевой подъем
силе на сверхзвуковых скоростях може! быть получен в компоновке
передними наплывами крыла и обычным фюзеляжем. В этом же ваи_
те достигаются паиболыпи; значения максимального сбалансирован!
аэродинамического качества на сверхзвуковых скоростях
Список литературы к главе 4 *
1. Некоторые вопросы аэродинамики деформированного крыла произвольной
плане. Сборник работ //Тр. ЦАГИ, 1970. с,цолеТ*
2. А.Л. Пмленко Оптимизация параметров адаптивного крыла маневренною
нормальной схемы И Тр ЦАГИ, 1989 Зцгл”“
3. В. А Песецкий. Исследование топологии обтекания моделей самолетов I ‘ I
схем на больших ' чах атаки //Тр. ЦАГИ, 1989. Л
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Глава 5
орпДИНАМИКЛ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ И СОПЛ
AJ СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
.„динамика воздухозаборников (ВЗ) и реактивных сопл (PC) яв-
/ , 1 им из самостоятельных и важных разделов общей аэродинами-
ЯеГСЯоХ (BVKOBbix самолетов. Она включает в себя исследование течения
ЬИ С ai iv воздухозаборников и реактивных сонл, вопросы согласования
П 1jxf работы воздухозаборников и сопл с режимами работы двига
^етя вопросы интерференции входящего потока и выходящей из двига-
тетя струи с обтеканием планера самолета.
Непрерывный рост энерговооруженности сверхзвуковых самолетов
предопределяет все большую роль силовой установки и ее элементов -
воздухозаборников и реактивных сопл — в обеспечении высоких лстно-
1ехнических данных самолетов. В связи с этим все большее значение
приобретают вопросы оптимизации силовой установки ее интеграции с
планером. Решение этих вопросов требует большого объема эксперимен
тальных и расчетных исследований.
5 1. Характеристики воздухозаборников
Сверхзвуковой воздухозаборник самолета - это устройство, предназ-
наченное для забора и подвода к двигателю необходимого количества
воздуха из окружающей среды и осуществления эффективного его тормо-
жения до дозвуковой скорости за счет преобразования кинетической
энергии в потенциальную энергию давления. Более широким понятием
является входное устройство - это часть силовой установки, включаю-
щая воздухозаборник, средства его регулирования, защитные устройства.
с Процесс сжатия потока в воздухозаборнике относится к наиболее
ложным гроцессам газодинамики. Сложность возрастает с увеличением
вослоСТИ 11а^Р1 аюи1СГ0 потока и определяется не только возрастанием не
апазоп'1ИМЬ1Х Поте,зь энергии в воздухозаборнике, но и уменьшением ди-
Н а С1° Уст°й,,Ииг)й работы, который ограничен сильными колсбания-
сУЩсстт"1С П1Л По?,11,аясом) воздухозаборника и двигателя Процесс сжатия
40лета 1,1,0 заиисит ог условий полета самолета и обтекания частей са-
Акт**,ИЯ,Ои1ИХ 1Ш Поток ПРРел воздухозаборником
к°в, ос ^’1Ьность проблемы компоновки и разработки воздухозаборни
Рсделя Ино Лля НОШ,1Х типов летательных аппаратов и двигателей, оп
м°Нно пРеж'1е всего тем, что в воздухозаборнике (который одновре-
’Фи 1ЯРТся элементом и самолета, и двигателя) обеспечивается а за-
COr-,iacoR. 1ОДСЛЬНЬ1Х и натурных испытаниях проверяется правильность
При н,1я характеристик самолета и двигателя.
*l*tKa ца ( динамическом проектировании и компоновке воздухозабор-
СаМолете \ чшываются как характеристики обеспечивающие эф-
фективность сто работы, так и характеристики, обеспечивающие во -1
иость его эксплуатации. Требования к эффективности существсцНЬ1 Л
типовой траектории полета, а эксплуатационные характеристики и.
во всем возможном диапазоне режимов полета самолета и работы ,
теля (включая предельные и особые). г’
Основные геометрические параметры. Воздухозаборник
гонг из сверхзвуковой части, дозвукового диффузора и самолетного^
нала (рис. 5.1.1. 5.1.2). Основными элементами сверхзвуковой части
ляклся: профилированный клип (для плоских воздухозаборников)
конус (для осесимметричных воздухозаборников), переходный участок
обечайка, горло - участок канала, имеющий минимальную ллоищдь
ковые щеки (для плоского воздухозаборника), система управления (отс*.
сывания или перепуска) пограничным слоем. Определяющими парами-
рами профилированного клипа (или конуса) является начальный, коне,
ный углы наклона поверхности dj, 5К (0| и Gs) и число ступеней и по-
верхности торможения, определяющие длину /_к поверхности торможе-
ния до плоскости входа и степень внешнего торможения сверхзвуковое
потока в косых скачках уплощения. Размеры воздухозаборника но вход,
определяются площадью входа равной площади проекции входа в<ю
духозаборнпка на плоскость yz. Для плоского воздухозаборника f'us
учета скругления обечайки Го = 6Л, где Ъ - ширина, a h - высота возду-
хозаборника. Для осесимметричного воздухозаборника Го=^о/4 глг
- диаметр по перед пен кромке обечайки.
Рис 5.1.1. Плоский воздухозаборник: I ~ поверхшх'ть сжатия; 2 - щека: 3 11°ДВ“*Я
не,ц.; 1 ~ высота входа; 5 - обечайка; В - створка подпитки; 7 - «норка пер'*_• Ч
двигатель; 9 линия uctiqxJB сечений; 10 — тео;хггическая илх-кость воялухозабор*^^И
высота горла; 12 - клин слива пограничной» слоя; 13 - крыло (или другой элемент “Ч"
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Риг. 5.1.2. Осесимметричный воздухозаборник' 1 - центральное тело (конус); 2
обечайка, У пилон: 4 - жалюзи: 5 - створка подпитки; 6 - створка перепуска
Основными параметрами обечайки являются ее внутренний 5, внеш-
ний углы наклона (рис, 5,1.1) и ос длина. Определяющими парамет-
рами дозвукового диффузора и самолетного капала являются график
распределения площади по длине, эквивалентный угол расширения до-
звукового диффузора
у/2 = arctg
\21 /
где / - расстояние от начала дозвукового диффузора до рассматриваемо-
го сечения, F отношение площадей на выходе и входе дозвукового
Диффузора, <УНКЗ эквивалентный диаметр, соответствующий площади F
_'.1 ВХ(-’ле в дозвуковой диффузор, и относительная длина канала
-к где LK - длина капала от плоскости входа воздухозаборни-
^Ло сечения соотвеютвуюшего началу двигателя, d п - диаметр канала
’’•‘«ходе в двигатель
СЪ1 Система управления пограничным слоем (УПС) в виде системы отса-
х ‘ игя пограничного слоя с центрального тела или поверхности сжатия
Пр/,<ГеРизуется отношением площади F0TB отверстий, выполненных в
«Икд ~ИР°1,апно'1 клине или конусе, к площади входа Fq воздухозабор-
а /лв -^агв/^о- Система для слива пограничного слоя с элементов
Велич* ’ .,’ЛИзи которых установлен воздухозаборник, характеризуется
Чйда э’н°й отношения высоты щели слива Лщ.гл к расстоянию /-Пл 01 на‘
Фит ЛС‘чента планера (например, крыла или фюзеляжа) до кромки про-
Рйег P°UailHoro клина (или конуса), Лщ.сл =Лш.Сл/Ли> формой и геомет-
*еНнс сФИлиРова1нюго клииа-растекателя нограничногр слоя, располо-
г° в Щели слива между воздухозаборником и планером.
Воздухозаборник может быть снабжен системой регулирования "
филированного клипа (конуса) и обечайки, стартовой механизацией
да (например, в виде створок подпитки) тт створок перепуска.
Аэродинамические характеристики. Основными характеры 1
ками, определяющими аэродинамическую эффективность сверхзвуупцД
воздухозаборника, являются следующие.
Коэффициент восстановления полного давления, характеризует |
потери полного давления подводимой к двигателю массы воздуха 0ц
определяется как отношение среднего полного давления заторможенное
потока в мерном сечении канала на входе в двигатель РОдп к нотноад*
давлению в невозмутцетптом набегающем потоке Рр*:
~ •^Ьдп/^Ьо' •
Коэффициент расхода воздуха f, характеризующий величину pacxegj
воздуха, забираемого воздухозаборником. Он определяется как отношена
тлощади струйки воздуха в невозму щепном набегающем потоке которая
проходит через воздухозаборник, к плошади его входа Го: f = Кл Fq.
Коэффициент внешнего сопротивления воздухозаборника. Он опре-
деляется как отношение силы внешнего сопротивления воздухозаборника
А\н к скоростному напору набегающего нсвозмущенного потока q„. и пло-
щади входа воздухозаборника Fq: Сл - Хвз/(<7*Г0).
Обычно при испытании аэродинамических моделей в трубах, с пол-
ной имитацией протока воздуха через воздухозаборник и наличии систе-
мы слива пограничною слоя, величина внешнего сопротивления воздухо-
заборника входит в аэродинамические характеристики и его поляру. При
частичной имитации протока воздуха через воздухозаборник (напрш<Ф
при имитации только при одном, например, максимальном значении )Я
эффициента расхода, отличном от рабочего значения) в аэродипамичв
кие характеристики самолета нужно вносить поправки, связанные с но
полным соответствием обтекания возд; хозаборника ( м 5 4).
Основные составляющие суммарного коэффициента внешнего сопрОд
ления воздухозаборника следующие коэффициент сопротивления по Жу-
ком-’ контуру струнки потока, входящей в воздухозаборник С1Ж. коэфЧ
циент внешнею волновою сопротивления обечайки Сд коэффиш№*4И
противления системы отсасывания Схатг и перепуска СЛ Кл.сл пограяИИ
слоя, коэффициент сопротивления трения мотоюндолы Сг 1р (рис. 5.1-
I!ротивопомпажныв запасы воздухозаборника ККу и Л/. харакг,
зутощие запасы соответственно по расходу воздуха и ходу ре гул и ргЧН
органов воздухозаборника от рабочего режима до режима помпажа
на течения) вохздухозаборника или компрессора двигателя Вел»
\К/ и Л/ определяются следующими выражениями:
Л/<
-(лу/ртб) 100‘Л.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Р1К
ни
113- Составляющие суммарного коэффициента внешнего сопротивления поздухозабор-
.' (; - коэффшгиен! сопротивления по жилкой линии контура струйки потока, пх< щ-
п воздухозаборник; Сдо6 - коэффициент ппеппгего полпопого сопротивления обечашси;
- коэффициент сопротивления еистехгы отсасывания пограничного слоя с поверхности
гор'м кен><я воздухозаборника, С11И|а1 - коэффициент сопротивления кнтна слипа, т.е. сме-
ни .1 перепуска пограничного слоя с поверхности гыансра; Сгтр - коэффициент сопротив
<енл трогня М0Т0Г01ЩОЛЫ С, кр - коэффииисиг сопротивления nejx-пуска воздуха из кана-
ы в< внешний поток
где (/7v)flll и (/7 v)n - отношение коэффициентов f и v соответственно на
рабочем режиме и на границе помпажа воздухозаборника; /ра<, рабочее
положение регулируемого органа; А/ - максимальное отклонение регу-
лируемого органа, при котором сохраняется устойчивая (беспомпажная)
работа воздухозаборника и двигателя.
Неоднородность потока в канале на входе в компрессор двигателя.
Неоднородность потока определяется (более подробно см. ниже) стацио-
1 рн i неравномерностью потока и крупномасштабной турб тентностыо
потока Стационарная неравномерность характеризуется интегральными
параметрами окружной дйп и радиальной дйр неравномерностями и ве-
личинамн зон фо и [р, ими занятыми. Турбулентность потока характери-
^еТся амплитудой А и среднеквадратичным значением пульсаций иолно-
поток'ВЛеН11Я F СУммаРным интегральным параметром неоднородности
прес * ВП М1,огом определяющим газодинамическую устойчивость ком
ОК|П °ра ДВигате;|Я ’ является величина №=Дсо+с. включающая в себя
К) неравномерность потока дй() и пульсационную составляющую е.
^Рак^0 Сельнэя характеристика в тздухозаб трника Дроссельная
Фиииен^ИС1ИКа ВоздУхоза<5°Р11Ика представляет собой зависимость коэф
(Р«с 5 Восстанопле11ия полного давления v or коэффициента расхода f
^Ленн- Нди ог иРивеДеиного расхода воздуха </(Хдв), где л(1( - при
Г1. сЛ°Р^ь в канате на входе в двигатель, а <7(л01) газодина
фу11К11Ия.
Г !/(*-!)
JII
Различают четыре типичных режима работы воздухозаб^В
сверхкритический, критический, докритический, режим помпажа
критический режим характеризуется положением замыкающего
уплотнения за плоскостью входа. В этом случае реализуется макси^^Я
ный расход воздуха. При уменьшении приведенного расхода
на этом режиме коэффициент расхода воздуха сохраняете^
стоянным, а коэффициент восстановления полного давления вецр'
вается, что связано с тем, что замыкающий скачок уплотнения acn I
гается в области меньших сверхзвуковых скоростей. * ('л*
Критический режим работы воздухозаборника соответствует полои^Н
замыкающего скачка уплотнения
8
Рис. 5.1 4 Дроссельная характеристика
воздухозаборника- 1 - дроссельная харак-
теристика воздухозаборника; 2 - сверх-
критический режим; 3 - критический
режим; 4 - докршическин резким; 5 -
расходная характеристика двигателя; 6 -
режимы устойчивой работы ноздухоза
борника и двигателя; 7 - расчетный ре-
жим toBMeci ной работы воздухозаборника
и двигателя; 8 - граница помпажа возду-
хозаборника: 9 - граница устойчивой ра-
боты двигателя; /0 область помпажных
режимов работы воздухозаборника
в плоскости входа воздухозаборника j
этом случае коэффициент расхода в ?
духа f остался максимальным. Пи,
дальнейшем дросселировании, т.е. прч
уменьшении с/(Хдв) замыкающий щ.
чок уплотнения перемещается ырст»,
потока и располагается перед па-
костью входа, приводя к тополнтпел-
по.му перепуску воздуха перед плос-
костью входа (докритичсские режимы
работы воздухозаборника) Коэффи-
циент расхода воздуха при эт»
уменьшается, а коэффициент восг-..-
повления полного давления сначала
немного возрастает в связи с умень-
шением потерь в канале из-за умел-
шения скорости по тракту канала, з st-
тем остается примерно постоянны»
При глубоком дросселировании
чина коэффициента v может уме*
шаться за счет разрушения зам1'
кающим скачком уплотнения расчет*
системы косых скачков уп.ютие!
Помпаж воздухозаборника
ся па докритических режимах ра
когда при некоторой степени
рования наступают периодически0
лсбания потока в канале и персД
костыо входа с выбросом части В'I
ха из капала через вход. При^^И
картина течения и давление в
натурных воздухозаборников лср^^И
чески меняются с частотой *- ' |
Длительные помпажные режим1» 1 |
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1П’<
по газодинамической устойчивости силовой установки, так по
‘'^ГНКОНСТРУКПШ!.
11р0Ч> хочная характеристика двигателя в координатах v и f изобра-
^рячой линией: f/v = Gl,1,/(242Fo6/ (Мх)), здесь Спр - приведен
*асТ'. ход воздуха через двигатель, кг/с; Fo - площадь воздухозабор
иь1И 1 2- 942 - размерный коэффициент, кг/(мс).
tIllK Точка пересечения расходной характеристики двшагсля с дроссель-
Г характеристикой воздухозаборника определяет режим совместной ра-
боты воздухозаборника и двигателя.
Диапазон устойчивой работы двигателя па дроссельной характерис-
тике воздухозаборника отраничен. Границы устойчивой работы зависят
как от свойств воздухозаборника, так и от устойчивости двигателя к воз-
мущениям со стороны воздухозаборника. На свсрхкртическом режиме
работы воздухозаборника причиной помпажа двигателя является возрас-
тание неоднородности потока, а на докритичсском режиме - помпаж воз-
духозаборника. Следует отметить. что при небольшой интенсивности
помпажа (например, при числах Мл < 1,7) он может по вызвать помпа-
жа двигателя. Поэтому граница помпажа двигателя на дроссельной ха-
рактеристике воздухозаборника нс всегда совпадает с границей помпажа
самого воздухозаборника.
Оптимальным режимом совместной работы воздухозаборника и дви-
гйтсля из соображений эффективности силовой установки, является кри-
тический режим. Критический режим приближенно определяется по от
истлению /tnax/vnax, т.е. по гак называемой условной угловой точке дрос
сольной характеристики.
Па практике, из соображений потребных запасов устойчивости сило-
вой установки, упрощения регулирования воздухозаборника, устранения
гряски конструкции и нр., а также вследствие разного рода неточностей,
режим совместной работы воздухозаборника и двигателя может огличать-
гя от критическою
Вес 'ГипоВые зависимости характеристик воздухозаборников.
егэл^11110 гииовь1х зависимостей позволяет использовать их на начальной
По- ’проектирования и выбора типа воздухозаборника и в целом сило-
рактс/ГГаНПиКИ' а ,акжс ПРИ анализе получаемых результатов по ха
тичио 1С1Икам ВозДУх°эаборников вновь разрабатываемых самолетов раз-
РУемых 1,азна,,е"Чя. Зависимости v(M*) для регулируемых и перегули-
Раз.тцч\ В°'зл-ГХОЗа^°РНикпв при сверхзвуковых скоростях существенно
^оту110.^51 u СВязи с различной эффективностью торможения свсрхзву-
GoTllI 1,игока и различной возможностью оптимального согласования ра-
На>3'1'Хоза^°РИика и двигателя.
ВосгТановИС '5 пРИВеДены типовые зависимости для коэффициента
е,1П1его СН11Я Полн°го давления для регулируемых воздухозаборников
”РИ с 11 с*чешанното сжатия (см. 5.2). Они реализуются в основном
«Ухлдих условиях:
Рис. 5.1.5. Типовые (стандартные) зависи-
мости коэффициенте восстановления пол-
но») давления v и расхода отсасываемого
воздуха 1 - воздухозаборник внеш-
него сжатия; 2 воздухозаборник смешан-
ного сжатия
- воздухозаборник работает
крейсерском угле атаки самож^и
нулевом угле скольжения; **-
перед возду xo3a6opHjri(Q^j
ществляется слив пограничного
с поверхности планера летатсльИ
аппарата;
- воздухозаборник имеет систе-
му слива пограничного слоя;
- возмущения от элементов 1Ца.
нера летательного аппарата, вызываю-
щие ухудшение характеристик возду-
хозаборника (скачки уплотнения. вих-
ревые следы и т.д ), не попадают во
вход воздухозаборника;
воздухозаборник регулируется Во всем рассмотренном диапазоне
чисел М полета и снабжен стартовой механизацией входа.
На рис. 5.1 5 приведены также значения коэффициента расхода отсас -
Рис. 5 1.6. Прирост КО ' “ s ,,
внешнего сопротивления ^ли-
берийка из за щ-]>епуска <’ ‘ри
мого воздуха чптез жалюзи-
духозаборпик; 2 - жалюзи
ка; 3 ~ для н«>'. тлсотаборШ^’^И
utro сжатая; 4 - для
ника < мешанного сжатая дЦ
ваемого или перепускаемою воздуха Д/’пн; = ЛЛ\)/А'о, необходимого для реа-
лизации типовых значений коэффициента восстановления полного давления
Величина A/iIlc возрастает с увеличением числа МЛ. Для воздухоза-
борников смешанного сжатия опа примерно в два раза больше, чем для
воздухозаборников внешнего сжатия.
Перепуск воздуха связан с ростом внешнего сопротивления переписка.
При этом величина прироста сопротивления зависит от организации сис-
темы перепуска. Для оценочных расчетов могут быть использованы рап-
ные, приведенные на рис. 5.1.G, получен-
ные на основании экспериментальных дан-
ных при выпуске перепускаемого воздуха
через жалюзи под углом е » 154-20°. При
ближеппо при числах М< = 1.5 4-3,0 ве-
личина ЛСгпер«0,03 для воздухозаборни-
ков внешнего сжатия и ДСХ11(Т»0,06 - для
воздухозаборников смешанного сжатия.
Особенностью нерегулируемых возду-
хозаборников сверхзвуковых самолетов с
одноконтурными турбореактивными (ТРД)
и турбореактивными двухкоптурными дви-
тателями (ТРДД) с малой степенью двух-
коптуриости является го, что па сверхзву-
ковых скоростях полета режим согласова-
ния с двигателем реализуется (рис. 5.1.7а,б)
на пологой ветви дроссельной характерис-
тики с перепуском большого количества
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
в замыкающем скачке уплотнения,
ценном перед плоскостью входа, (до-
РаС,1<^ский режим работы воздухозаборни-
КрИГЯ с большим внешним волновым сопро-
^’счшем по жидкому контуру. Потери пол-
ТИВЛ давления при гаком режиме работы скла-
НОГ°Ю1СЯ нз потерь в косых скачках уплотне-
От клина (или конуса) и в замыкающем
,nW4K₽ перед плоскостью входа, а также по-
X, полного давления во внутреннем канале.
В связи с тем, что с увеличением сверхзвуко-
вой скорости полета доля эффективного тормо-
жения (с малыми потерями полного давления)
и косых скачках уплотнения уменьшается, а
потери полного давления в замыкающем скач-
ке растут, величина коэффициента восстанов-
ления полного давления для нерегулируемых
воздухозаборников при числах М.л>1,3-М,5
дтя большинства исследованных воздухоза-
борников резко уменьшается (рис. 5.1.8).
На основании опыта эксперименталь-
ных исследований на начальной стадии
выбора тиа и компоновки воздухозабор-
Рис 5 17. Режимы согласова-
ния регулируемого и нерегули-
руемого поздух «заборника и
двигателя: / - регулируемый
воздухозаборник, 2 - нерегу-
лируемый воздухозаборник
пика для нерегулируемых воздухозабор-
ников без управления пограничным слоем для оценки коэффициента
v а * 0 : .Т, р - О
о
,tMl'yesnJLX *,,’лнг>10 давления для нерегу-
J3J-хозабпрников: 1 гиноная
"’'РКИков- •> Ъ1Я Г^О’лируемых воздухоза-
запи'-имость v(Mj для не-
к воздухозаборников
v может быть принята зависимость
2, показанная на рис. 5.1.8.
Предполагается, что для обеспече-
ния высоких характеристик на взлетно-
посадочных режимах полета (Mz<0,4)
нерегулируемый воздухозаборник снаб-
жен стартовой механизацией входа.
Виды возмущений потока в
воздухозаборниках. Определяю-
щие параметры Поток в воздухоза-
борнике в результате процессов тор-
можения, трения о стенки и внешнею
обтекания влияющих па пего частей
самолета становится неравномерным и
нест ационарным
Стационарная неравномерность.
Стационарная неравномерность потока
по характеру воздействия па компрес-
сор разделяется на окружную и ради-
альную (рис. 5.1 9).
В общем случае для хараЛ
стики каждого вида неравном *4
ти используются два парам^^Я
носительная величина потерь °*
него давления в зонах с за< П|
жениым потоком и отноеитель₽М°*
размер этих зон. Окружная не^
номерность характеризуется гт '
метрами Айо и оО1 радиальнад^
Дйр и fp. При смешанной неравно.
мерности сперва определяются па-
раметры окружной неравномернос-
ти, а йотом - радиальной, причем
Рис. 3.1.9. Окружная (а) и радиальная
(б) стационарная неравномерность потока
ДОр рассч итывастся относительно среднего полного давления в секторе г
заторможенным потоком (а не относительно среднего по сечению):
До0 = До0/¥Ср <р0 - <р0/2л , ДОр = AOp/Vy , /р - (1 - Ff)/(1 - Fpr),
1
где До0 = v(:p - v„, ф0 = Ф2 “ ФЬ vcp = — Jvrd<p;
О
---Ц- [v 2rdr;
'-4 i
1 -
Vo =— fvrrfo:
Фо
° Ф1
Дар = v0 - vp;
1 1 ! <Р2
Jv,2r<ff; v.P = — /«?ф.
r> >, °" Ф,
При наличии двух и более секторов пониженного давления парамет-
ры \о0 и фо вычисляются для каждого сектора. При ф0 > 60° в качео*
нс определяющего принимается максимальное из значений До0 для Р33’
пых секторов. Если ф0 < 60°, сравниваются значения Даофо/б0 и выбг
рается максимальное из них.
С целью уменьшения числа измерений и упрощения вычислен^
некоторых случаях используются другие параметры, характеризую
неравномерность потока. Примером такого параметра является парами
/-> = (/Jo»>axr - ^0minr)//J0«p. который характеризует максимальную^
равномерность полных давлений на характерном для данного Дц,п
относительном радиусе г, отнесенную к среднему полному давлению
мерительном сечении. Для воздухозаборников с удлиненными KaI,a'oC<f
и характерным радиусом г = 0,6 (ТРДД со степенью двухкоИТ}'Р,(и
т а 2) D « ЗДсго
К стационарной неравномерности относится за к ру ценность ПотС
канале. Она возникает при наличии неравномерности статическое
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
поисречном сечении канала. Образующиеся вторичные потоки
чел1’51 иосо6еГ1НО значительными вблизи горла воздухозаборника и при
бываю ’ Под действием наружного обтекания воздухозабор-
»,сиР1,^)ЗЧО5К1га п обтцая закрученноегь потока, например, при работе па
и1*1 1 ноского воздухозаборника с горизонтальным клипом, если рядом
'^^тст второй воздухозаборник или расположена боковая поверхность
Ра ,яжа. При агом УГЛЬ1 скоса потока в ядре мопт достигать 2-6°.
Фюзе’ 11НОСП, потока может заметно влиять па работу7 двигателя, не
^меюгцего входного направляющего аппарата.
Турбулентность. Турбулентное течение представляет собой псупоря
ученное движение по потоку вихреобразований различных размеров.
Влияние турбулентности потока на работу двигателя сводится к не-
равномерности потока, которая образуется путем сложения стационарно
i-o поля скоростей и поля скоростей, вызываемого наиболее крупными
вихреобразоваинями. Характерно, что в воздухозаборниках крупное вих-
реобразоваиие может пройти через любую точку сечения в ядре потока.
При L < 10 пульсации давления могут иметь значительную неравномер-
ность по поперечному сечению капала воздухозаборника.
Турбу.четность потока в воздухозаборниках измеряется с помощью
специальных приемников и аппаратуры, амплитудно-частотные xapaicie-
рпстикп которых подбираются таким образом, чтобы фиксировать круп-
номасштабные вихреобразования и сглаживать мелкомасштабные. При
подборе приемников и аппаратуры
частоты процесса:
используется понятие характерной
Vid,
- диаметр капала.
^хир
где V' - с редняя скорость в канале, d .... г _____
Основные характеристики крупного вихреобразования’ максималь-
ная относительная интенсивность (амплитуда) А|11ах = Л/’>о1цах/2А>оСр, про-
вихрей
хольный
«Ь = 1 /тн
пах АР() max
размер (масштаб) ZB = Т7сртв> частота следования
(рис. 5.1.10).
^ис. 5.1.10. Осциллограмма колебаний полного давления
в канале воздухозаборника
Ъто ^Дольный Ра:,МеР крупных вихреобразований, имеющих
т'"* Их с >Т°КУ форму, обычно бывает порядка диаметра канала,
с-1аб 3Ледо1,ания _ нерегулярной. Продольный масштаб, как правило,
1сит от режима работы воздухозаборника и положения его регу-
вытяпу-
а часто-
лируемых элементов. Нс обнаружено влияния па работу двигателя '
лнчества прошедших вихрей. Поэтому наиболее существенной вец^И
характеризующей турбулентный поток в воздухозаборнике, являет **** W
тепсивность крупномасштабных пульсаций (Атах). Интенсивность - *
лентпых пульсаций полного давления связана с интенсивностью лул^*"
ций продольной составляющей скорости. Приближенно эта связь от
лястся соотношением: АР0/2Р0ср - . где “ср” обозик
значения стационарных величин.
Интенсивность пульсаций, из соображений автоматизации проц
обработки результатов измерения, удобно характеризовать срсднекв^И
тичпым значением
е 5Р0)" /ро гр, 1ДС (ЬРп )2 = у J[5Р0 (т)]2 dx
о
В случае нормального закона распределения пульсаций е=Аши/,Я
Однако этот закон нс всегда имеет место в воздухозаборниках вследствие
неизотроппости и возможной неоднородности турбулентного течения в них.
При специальных исследованиях широко используются другие статисти-
ческие величины, характеризующие турбулентное течение, в том числе вре-
менной масштаб и спектральная плотность мощности случайного процесса.
Одномерные возмущения. Одномерные возмущения потока при устойчи-
вой работе воздухозаборника могут быть апериодическими и колебательными.
Апериодические возмущения представляют собой быстрые изменения
полного давления как в сторону его уменьшения, так и в сторону его воз-
растания. Этот вид возмущений может вызываться быстрыми нерсмеш
пиями регулируемых элементов воздухозаборника (коррекции програм-
мы регулирования, открытия створок перепуска и т.п.) или быстрым Я9
менением углов атаки и скольжения самолета при интенсивном маневри-
ровании, при полете в турбулентной атмосфере и пр. Колебательные в<Д
мущепия при устойчивой работе воздухозаборника могут наблюдать^
например, вблизи критического режима на вертикальной ветви дроес^
пой характеристики. Частота этих колебаний имеет порядок собстве!ИИ
акустической частоты канала воздухозаборника. Кромке того, к°' .
тельные возмущения могут возбуждаться в воздухозаборнике раздаче
ми подвижными элементами, например, авторсгулируемымн ciFA
подпитки. Следует отметить, что периодические колебания давлений, -
блюдаемые на отдельных участках канала, например, вблизи
вс тедсгвис значительной турбулентности потока в воздухозаборнике,
гут рассеиваться и пс фиксироваться в конце капала.
Автоколебания и разрывы характеристик. Неустойчивая
воздухозаборника связана с появлением новых видов возмущен1*!’
рые могут приводить к автоколебаниям н разрывам характеристик, т
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
агтсрпым видом колебании в воздухозаборниках с внеш
Наиболее
ёрхзвукового потока является помпаж. Помпаж наблюдаете;
ним сжатием ви3духозаборнтша па докритичсских режимах работы
при др1’сселир происходит периодически!! выброс части воздуха из капал*
При 1К’'П1а^здухо-чаборпика. Помпаж относится к релаксационному виду
через ВХОД р|нт"исИВНость помпажных колебаний зависит от особенностей
к?;±о"^озлркп- и возрастает с увеличением числа И набегающего
дан"оГО га 1<Олсбаний при помпаже определяется объемом газовоздущ-
погока. 1ас с11ЛО|ЮЙ установки, возрастая при его уменьшении, и для натур-
ной) тра‘^1 и1й находится в диапазоне Зч-Ю Гц. По мерс дросселирования
ных коНСа^) ника частота помпажных колебаний увеличивается.
В°ЗД1Ги‘работе воздухозаборника с внешним сжатием сверхзвукового но-
на пологой ветви дроссельной характеристики могут возникать коле-
1°Кая давления, близкие к гармоническим, примерно той же частоты, что
6а"”и помпаже но с. существенно меньшей амплитудой. Эти колебания
И/впения получили название малой неустойчивости воздухозаборника.
Малая неустойчивость может плавно переходить в помпаж. В этом слу-
чае за границу помпажа воздухозаборника принимают точку, в которой
амплитуда колебаний приводит к помпажу двигателя (условно А « 20%).
Разрывы характеристик воздухозаборника могут наблюдаться при рез-
ком изменении условий внешнего обтекания. Характерным примером яв-
ыется так называемое явление пелены (подробнее см. 5.2). Характеристики
воздухозаборника в этом случае изменяются скачком. Воз/тухозаборнттк пе-
[теходнт на новый режим работы, при котором значения v и f ниже, а нео-
днородность потока выше, чем до возникновения пелены. Аналогичное из-
мсненис характер,™ -от - »
сжатием при срыве сверхзвукового т_ де^(}ие возМущений иа двига-
Параметры, характеризующие в _ возмущений ттото-
тель. По харак теру воздействия на д» * - ’ па три типа: не-
ка в копие воздухозаборника целесообразно р и Турбулснтнос ть),
однородность потока (стационарная по равномерность и туроу
одномерные возмущения, тепловые возмущеният. параметром
_ Неоднородность потока характер”Т^ использоваться иной
Ло0 + £. Вместо интегрального параметра темого дви-
нараметр, найденный при стендовых испытаниях11араМетр не-
гатоля и воздухозаборника. Примером иослед п йся при доводке
инородности IV --=2/1 + D, широко использовавшийся при
ТрДД и воздухозаборников с удлиненными каналами. режимов
Для каналов с длинами 4 ч-10 калибров (т е ' Т'1 У ровни инте-
полета самолета без перегрузок и скольжения jeapa ’ наличии тте-
Ра-и>ного параметра неоднородности Доо + с - ° нролпород-
Р^РУз,^, скольжения и изменений температуры атмос ер> к
"> потока может возраста". в 1.5*2 раза (рас.
£зУОД<>в а и р самолета, так и от применяемых систем рог. г
'-охозаборпика и двигателя.
Рис '111 !кидкородпость потока IV в каналнх воздухозаборников при
различной их компппопке на самолете: 1 - осесимметричные воздухоза-
борника: 11 плоские воздухозаборники: 111 - нерасчетные режимы по
а, р. г,с: 1, И: и = 0+3’. ₽ “ О
Одномерные колебания характеризуются частотой и интенсивностью.
Интенсивность одномерных возмущений задается величиной огносшсгь-
ного понижения полного давления па входе в двигатель Ррдв и tE<’
ростыо его изменения dP^ldx.
5.2. Типы сверхзвуковых воздухозаборников
Типы сверхзвуковых воздухозаборников различаются по сносЯ
сжатия с.всрхзвуково!о потока, по форме поверхности сжатия и Ф°Р*\
входного сечения, по количеству ступеней поверхности сжатия и с00Г^
сюеино по количеству косых скачков уплотнения, по способу РеО’'
роваиия, по компоновке воздухозаборников на летательном аппарате и
На современных сверхзвуковых самолетах используются возДУ^И
борпики внешнего и смешанного сжатия сверхзвукового потока. В JKKre
хозаборпиках внешнего сжатия торможение сверхзвукового потока i
лизуется в косых и замыкающем скачках уплотнения до плоское?11
да, при этом режим согласования воздухозаборника соответствует Д^Я
тическому режиму, когда замыкающий скачок уплотнения Pacn°L,^e
вблизи плоскости входа воздухозаборника (рис. 5.2.1). В воздухо*^И
нике смешанного сжатия торможение сверхзвуков >Г' потока Л .
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В<hay х плаб при и к
с смешанным сжатием
Воздухозаборник
с внутренним сжатием
Рис 5 2 1. Типы сверх звуковых воздухозаборников в зависимости от способа
сжатия сверхзвукового потока: 1 - положение замыкающего скачка на режиме
v ; 2 - дроссельная характеристика при запуске воздухозаборника; 3 - дрос-
сельная характеристика при незапуске воздухозаборника, а - автозанускаемый
воздухозаборник, б с. пусковым регулированием
•твляется частично перед плоскостью входа в косых скачках уплотнения,
частично за плоскостью входа в косых скачках уплотнения и в замыкаю-
щем скачке уплотнения, расположенном в горле воздухозаборника, т.е. в
этом случае согласование воздухозаборника и двигателя реализуется на
сворхкритическом режиме. При дросселировании воздухозаборника со
смешанным сжатием сразу за сверхкритическим режимом возможен срыв
сверхзвукового течения, сопровождающийся резким уменьшением коэф-
фициентов v и f и колебаниями полного давления в канале. Если при от-
крытии дросселя расчетная система внутреннего торможения сверхзвуко-
вого потока восстанавливается, то воздухозаборник называется автоза-
пускаемым. Если для этого требуется специальное регулирование, то та-
кой воздухозаборник называется воздухозаборником с пусковым рогули
1 в нисм или принудительным запуском.
В воздухозаборнике внутреннего сжатия торможение сверхзвукового
потока реализуется полностью за плоскостью входа, во внутреннем капа-
31 v Тип возДухозаборника не нашел широкого применения в сверх-
ния О13-Ь1Х самолстах в связи с трудностями их регулирования и обеспсче-
режима согласования работы воздухозаборника и двигателя
ни в с^Юр?ь,е поверхности сжатия и входного сечения широкое примене-
метрцчСВСрХ:,В^КовЬ1Х самолстах различного назначения получили осесим-
>1G> плоские, полукруглые и пространственные воздухозаборники.
!Ия Сссси'1л,етричных и полукруглых воздухозаборниках для торможс-
п°ловц ^звУКОВО1'о потока используется профилированный конус (его
СсЧецце * ИЛ11 вырезка, а в плоских - профилированный клин. Входное
С11Мметп 1ГЯоских воздухозаборников имеет прямоугольную форму, осе-
3 пгых - и виде КруГа (сго половины или часта).
х с В-'имости от формы поверхности торможения различают одно-,
нИкц «-ступенчатые плоские и осесимметричные воздухозабор
3д^Хозаб°р11ики с криволинейной поверхностью торможения,
а1ощие изоэнтропическое торможение сверхзвукового потока
Воздухозаборники могут быть регулируемыми с использованиеJB
регулирования профилированных конусов и клиньев и нерегудцп
Регулируемые воз;1ухозаборники, как правило, выполняются ос bIe
тричпыми, плоскими или полукруглыми. Наибольшие возможности ,
гулирования могут быть реализованы в плоских воздухозаборник^
нерегулируемых воздухозаборников вполне успению могут быть йен
ваны 1акжс воздухозаборники различной пространственной формы ЛЬэ°‘
СХЕМЫ КОМПОНОВКИ ВЗ
Лобовые ВЗ Боковые ВЗ Подфюзеляжные ВЗ
Подкры.и-пыс ВЗ Боковые ВЗ Надфюзеляжные
с. горизонт, клином (падкрыльевыс ВЗ)
Рис. 5.2.2 Схемы компоновок воздухозаборников па самолете
Но компоновке на самолете (рис. 5.2.2) воздухозаборники подразл?
ляюгся па лобовые осесимметричные; боковые плоские или полукруглые
подфюзеляжные плоские или полукруглые; подкрыльевые плоские, осе*
симметричные падкрыльевыс (надфюзеляжные) плоские, или осесиммс
тричпыс; боковые плоские, полукруглые или иной формы входа, рапК
ложепные под наплывами крыла и т.д.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Л _ । g -2,3. При расположе-
ОТДС.ТЫ1ЫХ гондолах воздухоза-
такого типа позволяют по-
мини-
. «поим особенности работы воздухозаборников для ряда типич-
. компоновок (рис. 3 2.3).
I,hI И ивсденные ниже материалы относятся к воздухозаборникам с
сжатием сверхзвукового потока, которые обладают наиболее
ннепгним 1ИапазоНО>( устойчивой работы, особенно по углам атаки.
и'ИР/<ругль/е воздухозаборники (рис. 5.2.4) широко использовались на
верхзвукиВЬ'х самолстах первого поколения, рассчитанных на полеты до
чисел М
нии в *—
борникл
!^игь силовую установку с
.матьпым весом и высокими характе-
ристиками на расчетном режиме. Од-
нако с увеличением углов атаки ха-
рактеристики круглого воздухозабор-
ника резко ухудшаются, особенно на
сверхзвуковых скоростях. Для обес-
Рис 3 2 1. Сверх.шуковои самолет с лобо-
вым осесимметричным воздухозаборником
печения работоспособности силовой
установки использовались удлинен-
ные каналы с расположением воз-
духозаборников в носовой части фюзеляжа (компоновки Су-7, МиГ-21 и
др ). На рис. 5.2.5 приведены результаты испытаний моделей разработанно-
го в ЦА1И осесимметричного воздухозаборника при двух характерных
числах Мл набегающего потока: 0,9 и 2. Воздухозаборник имеет длину, рав-
ную трем диаметрам входа в двигатель. При а = 0 значения коэффициента
восстановления полного давления соответствуют типовым значениям для
воздухозаборников смешанного сжатия (зависимость 2 на рис. 5.1.5), псо-
ДН0|х>д1юсгь потока мала и составляет 7 : 13% по величине 2/1 + D. При
М ~ 7
2 - допустимые значения неоднородности потока сохраняются до
'^Ля обеспечения устойчивой работы силовой установки на больших
' ах атаки необходимо применять дополнительное регулирование двигателя
рекеЛЬК> K^arKCuPeMCHH(JI'° увеличения запаса устойчивости и вводить кор-
пию в систему регулирования воздухозаборника по углу атаки.
V
? 2 1 °-9
2,1 +
30
10
0 а
баРИвкч. f ^е1УЛ1>таты испытании модели разработанною в ЦАГИ осесимметричного поздухоза-
***• 3 - косд-’и*-10™ по схеме "Х” (для выравнивания потока. при а >15’), 2 - створки подпит-
f качок. 4 - йо.шы сжатия, 5 - изогирымческий контур, б - конус, 7 - OIIC
Боковые воздухозаборники (рис, 5.2.6. 5.2.7) характеру. 1
сверхзвуковых самолетов второго поколения. Основной особенностью яН
ковых воздухозаборников является увеличение среднего угла атаки в
расположения воздухозаборника в 1,3-е 1,5 раза по сравнению с
ки носовой час i n фюзеляжа. В связи с этим среди боковых возду
борников наиболее эффективны в аэродинамическом отношении пто-
воздухозаборники с горизонтальным расположением клина. Тииичн
примерами такой компоновки являются самолеты МиГ-25 и МиГ-3(
также Г-14 и F-15 Другие типы воздухозаборников - плоские с Бортика* *
ным расположением клина и полукруглые - в боковой компоновке
худшие характеристики по коэффициентам восстановления полного дав»,
пия и неоднородности потока на углах атаки. Для уменьшения пеоднород
пости потока в воздухозаборниках с вертикальным клином использую*]
удлиненные каналы или специальные мероприятия по выравгпшанию по-
тока, например, в виде продольных перегородок (компоновка МиГ-23),
Рис. 5.2.6. Сверхзвуковой самолет с боковыми
плоскими немцу хознборпикйми, снабженными
юризоп сальными клиньями торможения
Рис. 5.2.7. Ноконой плоский воялухозиб Р
ник с вертикальным клипом торможсш<я
Зависимость от угла атаки основных характеристик бокового возД*
хозаборника с горизонтальным клином и длиной канала Lid = 4,5 npW
дена на рис. 5.2.8. При дозвуковых числах М полета воздухозаборники
горизонтальным расположением клина обладают более высокими и -м
бильпыми характеристиками как по коэффициенту восстановления .
иого давления, так и по неоднородности потока в широком диапазоне^
тов атаки. При числах М» > 2 при использовании воздухозаборник®™
кого типа возможен отрыв потока с боковой и нижней поверхности
зс.тяжа на больших углах атаки, так называемое явление “ пелены -Te
возникновении “пелены” в воздухозаборнике скачком падает коэфЧ*^И
еш восстановления полного давления и возрастает неоднородности _
ка. Причиной возникновения "пелены" является возрастание
личснии угла атаки интенсивности скачков уплотнения в воздУ*
нике перед плоское гью входа. Скачки воздействуют на noi-раничнь
фюзеляжа и вызывают его отрыв. Чем выше число И полета, т I «М
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
vriax атаки может возникнуть это явление. Возможным сред-
McHblU,*X '111Чеиия угла атаки апел, на котором возникает “пелена", явля-
ство.м 'В^аН11е воздухозаборника относительно фюзеляжа. Это позволяет
еТгЯ оП'а11рЯжсниу10 область по перепадам давления - кромку обечайки
саМУ10 ,борНцка - отодвинуть от пограничного слоя фюзеляжа и тем
возДУх ‘eW411Tb допустимые перепады давления в скачках уплотнения,
с^МЬ*п иади результаты экспериментов, смещение воздухозаборника
1чЗК • О 1 высоты воздухозаборника позволяет на 2-5-3° сместить начало
В’И икР вения “пелены" в сторону больших углов атаки (рис. 5.2 8)
Рис 5 "? R V
। ' * “°- лдракгерис7ики плоского бокового воздухозаборника с горизонтальным
положением клина торможения, Lid = 4,5
Гм недостатком плоского бокового воздухозаборника с горизон-
ка L1M КЛИ1,ОМ ПРИ числах Мл > 1 является рост неоднородности пото-
3Bw^ а < ара<ч> что обусловлено уменьшением внешнего сжатия свсрх-
Жового потока.
По УГпу3аН11Ь,е В1,1Шс недостатки устраняются введением регулируемого
Ник бы- атаки 11О-1Ожепия горизонтального клина. Такой воздухозабор-
^СзУ-Чьт- П^елложсн ЦАГИ в 1961 г. и подробно исследован на моделях.
Чвление »Ы Исслсдовапия показали, что поворот всего клина устраняет
ленця пелены" При этом коэффициент восстановления полного дав-
Ьсем Исс Г1аРа^етры неоднородности потока почти нс изменяются во
ЛеДованном диапазоне углов атаки Несмотря па конструктив-
ную сложность воздухозаборник такого типа был применен на
капском истребителе F-15. а^ерц~
Подкрыльевое расположение воздухозаборников (Dlt
5.2.10) использовано на сверхзвуковых пассажирских самолетах
Concorde и истребителях четвертого поколения Су-27, МиГ-29 По
лом воздухозаборник находится в более стабилизированном по НД К₽ы
лепию ноле местных скоростей, чем у боковой поверхности фюзеляж^'
Рис 3 2.9 Сверхзвуковой высокоманеврен-
пый самолет Су 27М <• нодкрыльсвыми
плоскими воздухозаборниками, спабжеппы
ми горизонтальными клиньями торможения
Рис. 5.2.10. Полкрыльсвые плоские bi
хозаборники с горизонтальным расположе-
нием клиньев торможения на сэмпл
МиГ 29
11спользование крыла в качестве первой ступени сжашя потока цозво
.1яе1 получить еще одно преимущество - мспыпсс изменение дроссельных
характеристик воздухозаборника по углам атаки, чем у бокового возд,
хозабх>рпика с горизонтальным расположением клина. Результаты испы-
таний (см. рис. 5.2.3 и 5.2.11) показывают, чго характеристики плоского ।
под крыльевого воздухозаборника с горизонтальным расположением клине-
на положительных углах атаки достаточно стабильны, заметное ухудшени*-’
характеристик наблюдается при скольжении и отрицательных углах атаки- i
Изменение характеристик по углам атаки и скольжения соответствует .
изменению пород воздухозаборником средней скорости потока, положу
вихревых следов и юлщины пограничного слоя на крыле (или фюзеляжу I
В подкрыльевой компоновке наибольшие трудности возникают с
печением работоспособности силовой установки при отрицательных у
атаки. При а < 0 с передшгх кромок крыла сбе1ают вихри (рис-
которые, с учетом углов скольжения, занимают область iipifMcP110^^
ную полуразмаху местного сечения крыла (Zq ~ 0,5 -5-1). Вихри, 1
в воздухозаборник, приводят к резкому ухудшению всех его хар
тик. При дозвуковых скоростях и удлиненных каналах ^ухуди16 ^
рактеристик еще находится в допустимых пределах (рис. 5.2.11)
при небольших дозвуковых скоростях удастся обеспечить работав
ность силовой установки даже при круговой обдувке воздухоз д
(а - 0-г 360°). Однако чем выше число тем меньше возмоЖН!»0*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.2.11. Характеристики нодкры iM-ROro поздухгааборника
Выбором места расположения воздухозаборника относительно перс-
Р”с- -5.2.12. т .
L °ЧХ|)я J Р^тирия кромочпо-
f-0 U»™' М--'.7. —
In. I Л ПовсРхчость крыла)
дней кромки крыла сверхзвукового само-
лета можно устранить попадание кромоч-
ного вихря во вход. Эта область примерно
соответствует Zo ~ 0 4- 0,5
Некоторое улучшение характеристик
воздухозаборников с уменьшением углов
атаки может быть достигнуто при верти-
кальном расположении клина (компоновка
а на рис. 5.2.11).
В случае осесимметричного воздухо-
заборника (компоновка б на рис. 5.2.11)
начальный момент попадания вихря в воз-
духозаборник не приводит к сокращению
протпвопомпажного запаса воздухозабор-
ника и сопровождается звуковыми и тря-
сочными явлениями, которые предупреж-
дают о приближении опасных режимов.
Местными мероприятиями (изменением
формы носка профиля крыла, формы на-
плыва, установкой специальных перегоро-
док - интерцепторов и вихреотводящих уст-
ройств) удается сдвинуть начало резкого ухудшения характеристик
заборника при отрицательных углах атаки па 2ч-4° или приблизить
заборник к кромке крыла.
>ОЧ-Хо.
Bft4vxo.
Одной из сложных задач в нодкрыльевой компоновке является
та двигателя ог частиц грунта на режимах взлета и посадки. Из 3аЯ1>1'
различные пути решения этой задачи, например, полное перскпьгп^ТД
да воздухозаборника и организация подвода воздуха с верхней п< ВХ°
ности крыла (что требует дополнительного регулирования воздухо^"
бор ника на взлетно-посадочных режимах), установка убирающейся" За'
лете решетки в канале.
и 110-
Рис. 5.2.13. Относительное изменение тяги двиганеля (Р) и неоднородности
канале перед ним (24-ZJ) к зависимости от угла атаки для типичных компоновок
хоаабпрпика на самоленг
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
5.2.13л приведены сводные графики относительного измсне-
‘ Р чвигателя и неоднородности потока перед ним в зависимости от
”’,я ГЯ'”ки для основных рассмотренных компоновок воздухозаборников
угла а у |( 2 Наилучпгими аэродинамическими характсристи-
нри Ч1,СгиИ’рОКОм диапазоне углов атаки обладают плоские боковые возду-
1'аМ,’арники с регулируемым положением горизонтальною клина. Для
хоза • компоновок воздухозаборников неоднородность потока при боль-
Г,уг ?ах атаки (в основном, отрицательных) может превышать допус-
Ш мый г™ двигателя уровень. Поэтому для использования этих воздухо-
Т11ГОРН1ПСОВ на маневренных самолетах требуется введение в систему ре-
агирования двигателя кратковременного увеличения запасов устойчи-
вости с приближением к опасным режимам или ограничение углов атаки.
В это