Глава XI АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА СО ВЗЛЕТНОПОСАДОЧНОЙ МЕХАНИЗАЦИЕЙ

Глава XI АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА СО ВЗЛЕТНОПОСАДОЧНОЙ МЕХАНИЗАЦИЕЙ 11. 1. Механизация крыла и ее влияние на аэродинамические характеристики самолета Для уменьшения скоростей взлета и посадки самолетов и взлетно посадочных дистанций необходимо увеличивать несущие свойства крыла. Это достигается применением на самолетах различной механизации крыла. Различают механизацию задней и передней кромки. К механизации задней кромки относятся закрылки (простые, щелевые, многозвенные, выдвижные, эжекторные), а также щитки (простые, выдвижные). В качестве механизации передней кромки используются предкрылки, носовые щитки, отклоняемые носки. Простой закрылок представляет собой отклоняющуюся кормовую часть крыла (рис. 11. 1).

При отклонении закрылка увеличивается кривизна крыла. Под крылом поток тормозится, над крылом — ускоряется. В результате происходит приращение аэродинамической нагрузки (рис. 11. 1) и подъемной силы (рис. 11. 2). Рис. 11. 1 Рис. 11. 2

При увеличении угла отклонения закрылка δз увеличивается положительный градиент давления на верхней поверхности, развивается срыв потока, и дальнейшее увеличение δз не приводит к существенному росту коэффициента суа. Чтобы затянуть срыв потока с верхней стороны закрылка на большие углы о 3, применяют щелевые закрылки (рис. 11. 3, а). Воздух, проходя через профилированную щель, увеличивает скорость в пограничном слое (рис. 11. 3, б) и повышает его устойчивость к отрыву. В результате увеличивается прирост коэффициента подъемной силы Δсуз, (рис. 11. 4). Для повышения эффективности закрылки делают многозвенными, многощелевыми (рис. 11. 5). Рис. 11. 3 Рис. 11. 4 Рис. 11. 3

Применение таких закрылков позволяет обеспечить более плавное изменение кривизны, уменьшить положительные градиенты давления на закрылке, увеличить суммарный угол их отклонения без срыва потока, а следовательно, и прирост Δ суз. В отличие от простого закрылка, имеющего неподвижную ось вращения, выдвижной закрылок одновременно с отклонением выдвигается назад (рис. 11. 6). Рис. 11. 6 При одновременном отклонении и выдвижении закрылка происходит уменьшение удлинения крыла и градиента давления, увеличение числа Re (за счет возрастания хорды), а также площади крыла. В результате заметно возрастает коэффициент суа (рис. 12. 7). Простым щитком называется отклоняющаяся нижняя часть крыла (рис. 11. 8). При отклонении щитка происходит торможение потока на нижней поверхности крыла и его разгон на верхней, в результате коэффициент суа возрастает (рис. 11. 9). В случае выдвижного щитка (рис. 11. 10) дополнительно увеличивается площадь крыла.

Рис. 11. 8 Рис. 11. 7 Рис. 11. 9 Рис. 11. 10 В случае струйного закрылка в узкую щель, расположенную вдоль задней кромки крыла (рис. 11. 11), выдувается струя газа под некоторым углом θ к хорде крыла. Рис. 11

За счет ее эжектирующего действия возрастает скорость и разрежение на верхней поверхности крыла. В то же время струя играет роль жидкого закрылка, тормозит поток под крылом и увеличивает давление на нижней поверхности крыла. В результате подъемная сила крыла возрастает (рис. 11. 12). Рис. 11. 12 Кроме того, при наличии газовой струи возникает реактивная сила, проекция которой также увеличи вает подъемную силу (см. рис. 11 ).

11. 2. Влияние формы крыла на эффективность механизации Отклонение органов механизации крыла изменяет его кривизну и поэтому практически не влияет на производную в пределах линейного участка зависимости суа(α), но существенно изменяет угол атаки, соответствующий нулевой подъемной силе (α 0). Поэтому приращение коэффициента подъемной силы может быть определено следующим образом (см. рис. 11. 2): (11. 1) Здесь коэффициент является характеристикой крыла (ЛА) при неотклоненной механизации, а угол α 0 з представляет собой изменение α 0 при отклонении механизации. Форма крыла в плане влияет в основном на производную , а угол α 0 з определяется типом механизации, ее параметрами и расположением на крыле. Прирост коэффициента подъемной силы Δсуз при отклонении механизации умень шается при уменьшении удлинения и увеличении стреловидности крыла, так как при этом уменьшается производная (рис. 11. 13). На рис. 12. 14 показано влияние угла стреловидности крыла χ на относительную величину су макс /(cy макс)χ = 0. Видно, что с увеличением стреловидности эффективность механизации падает, при этом наиболее сильно у простых щитков и закрылков (по сравнению с выдвижными). Существенное значение также имеет вопрос о размещении на крыле и выборе геометрических параметров механизации. Хорды закрылка обычно не превышают 30— 35% хорд крыла. С дальнейшим увеличением bз / b коэффициент Δсуз почти не увеличивается (рис. 12. 15).

Рис. 11. 14 Рис. 11. 13 Рис. 1. 15

Важную роль играет угол стреловидности закрылка. Уменьшение угла стреловидно сти передней и задней кромок закрылков повышает их эффективность. Поэтому иногда у стреловидных крыльев в месте размещения закрылков спрямляют заднюю кромку, увеличивая хорды крыла в центральной части (рис. 11. 16). Рис. 11. 16 Аналогично влияет на эффективность механизации установка крыла изменяемой в полете стреловид ности в положение минимальной стреловидности. Кроме того, для уменьшения неблагоприятного влияния малого удлинения и большой стреловид ности крыльев современных самолетов на эффективность их механизации увеличивают сужение крыла, при этом увеличивается относи тельная площадь закрылка. Установка в районе расположения закрылков на стреловидных крыльях аэродинамических гребней (перегородок) повышает эффективность механизации, так как спрямление струек увеличивает несущие свойства корневых сечений. Используются и другие способы повы шения эффективности механизации крыла.

11. 3. Управление пограничным слоем как средство повышения эффективности механизации Выше отмечалось, что при больших углах отклонения закрылка на его верхней поверхности происходит срыв потока, который приводит к уменьшению прироста подъемной силы, вызванного отклонением закрылка. Эффективным способом предотвращения срыва потока и увеличения подъемной силы крыла с отклоненной механизацией является управление пограничным слоем УПС (сдув и отсос пограничного слоя). Принцип управления пограничным слоем сводится к принудительному увеличению скорости частиц воздуха в пограничном слое и повышению его устойчивости к отрыву. Как известно, отрыв потока с обтекаемой поверхности происходит вследствие взаимодействия пограничного слоя и положительного градиента давления. При отклонении закрылка большие положительные градиенты давления имеют место вблизи излома поверхности — оси поворота закрылка (см. рис. 11. 1). В этом месте обычно и наблюдается отрыв потока. Для повышения устойчивости пограничного слоя к отрыву необходимо увеличивать скорости частиц воздуха в его сильно заторможенной части, прилегающей к поверхности крыла. С этой целью и используется принудительный сдув или отсос пограничного слоя. В случае сдува струя газа, отбираемого от компрессора двигателя, через узкую щель выдувается на верхнюю поверхность закрылка (рис. 11. 17).

При этом увеличивается скорость течения в пограничном слое (рис. 11. 18) и предот вращается отрыв потока. Коэффициент подъемной силы крыла су при сдуве пограничного слоя возрастает по следующим причинам. Рис. 11. 17 Рис. 11. 18 Сдув затягивает отрыв потока и позволяет увеличить углы отклонения закрылков вплоть до 90° при условии их безотрывного обтекания. Газовая струя, с одной стороны, эжектирует (подсасывает) воздух с верхней поверхности крыла и увеличивает на ней скорости и разрежения, с другой, — сходя с задней кромки, образует своего рода жидкий закрылок, который дополнительно тормозит поток на нижней поверхности и увеличивает на ней давление. Газовая струя создает реактивную силу R, проекция которой увеличивает подъемную силу (см. рис. 11. 17). Сдув пограничного слоя с закрылка изменяет распределение давления по хорде крыла: возрастает разрежение на верхней поверхности и положительные градиенты давления вблизи носка (рис. 11. 19).

Рис. 11. 19 Рис. 11. 20 Это может привести к отрыву потока с передней кромки крыла, что ограничивает углы атаки и углы отклонения механизации на посадке. Для предотвращения срыва потока с передней кромки на ней также устанавливают механизацию (предкрылки, отклоняемые носки, носовые щитки, сдув пограничного слоя). Эффективность механизации можно также повысить применением отсоса пограничного слоя через специальные щели. При этом из потока удаляется заторможенная часть пограничного слоя и скорости потока у стенки возрастают (см. рис. 11. 18). Это позволяет сохранить плавное обтекание до больших углов атаки и увеличить коэффициент су макс (рис. 11. 20).

Для современных самолетов из за ограничения посадочных углов атаки этот способ не применяется. Перспективным способом увеличения подъемной силы является применение эжекторной механизации (рис. 12. 21). В этом случае верхний и нижний элементы закрылка образуют камеру, в которой происходит смешение первичной струи газа, выдуваемой из крыла, с вторичным воздухом, эжектируемым в основном с верхней поверхности крыла. При этом подъемная сила крыла существенно возрастает за счет отсасывания воздуха с верхней поверхности крыла и увеличения там разрежения, а также за счет вклада верхнего закрылка. Рис. 12. 21 11. 4. Сопротивление и аэродинамическое качество аппарата с отклоненной механизацией Отклонение механизации (закрылков, щитков) наряду с уве личением подъемной силы приводит к значительному росту со противления, особенно при больших углах отклонения.

Это объясняется увеличением сопротивления, обусловленного подъемной силой, и связано с тем, что даже при угле атаки α = 0º отклонение закрылка вызывает появление на нем аэродинамической нагрузки, проекция которой увеличивает сопротивление (рис. 11. 22). На рис. 11. 23 приведены зависимости сх(α), полученные на модели самолета в аэродинамической трубе при отклонении закрылка на различные углы (δ 3 = 0°… 11°), а на рис. 11. 24 — поляры первого рода для тех же случаев. Рис. 11. 22 Рис. 11. 23 Рис. 11. 24

Видно, что при отклонении механизации сопротивление самолета возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтому аэродинамическое качество самолета при отклонении механизации уменьшается. На рис. 11. 25 приведена зависимость максимального аэродинамического качества Кмакс от угла отклонения закрылка δ 3. Рис. 11. 25 Рис. 11. 26 Значительное увеличение сопротивления при отклонении механизации может увеличить длину разбега самолета при взлете. Поэтому взлетные углы отклонения механизации обычно меньше посадочных (примерно вдвое). Отклонение механизации на малые углы может в некоторых случаях приводить не к падению, а к увеличению аэродинамического качества. На рис. 11. 26 показана полученная расчетом зависимость Кмакс (δ 3) прямоугольного крыла с острой передней кромкой. Видно, что при отклонении закрылка на углы δ 3 = 4º… 6° величина Кмакс достигает наибольшего значения.

11. 5. Влияние механизации на моментные характеристики летательного аппарата Отклонение механизации крыла оказывает влияние на момент тангажа. Это влияние проявляется двояким образом. Во первых, при отклонении механизации значительно возрастает аэродинамическая нагрузка в кормовой части крыла центр давления крыла смещается назад (рис. 11. 27) и появляется дополнительный пикирующий момент. Во вторых, механизация обычно устанавливается в корневых сечениях крыла и приводит к увеличению подъемной силы главным образом в этих сечениях (рис. 11. 28). Рис. 11. 27 Рис. 11. 28

При этом возрастает скос потока у оперения, его подъемная сила уменьшается, появляется дополнительный кабрирующий момент. В зависимости от компоно вочной схемы самолета, типа и параметров механизации суммарный момент может оказаться как пикирующим, так и кабрирующим. В случае механизации типа закрылков суммарный дополнительный момент при их отклонении обычно является отрицательным (пикирующим). На рис. 11. 29 приве дены зависимости тz (α) для модели самолета при различных углах отклонения закрылков. Видно что при увеличении угла отклонения закрылков смещаются влево — дополнительный момент является пикирующим. При этом увеличивается по абсолютной величине балансировочный угол атаки αбал (рис. 11. 30). Рис. 11. 29 Рис. 11. 30

При наличии сдува пограничного слоя углы скоса потока у оперения сильно возрастают, и резко снижается его эффективность. В этом случае суммарный дополнительный момент может оказаться кабрирующим. Кроме того, при несинхронной подаче воздуха на левый и правый закрылки может появиться значительный кренящий момент, что весьма опасно в условиях посадки. 11. 6. Влияние близости земли на аэродинамические характеристики аппарата и эффективность его механизации Приближение ЛА к поверхности земли или воды оказывает существенное влияние на аэродинамические характеристики и эффективность механизации. Характер этого влияния оказывается весьма сложным и неоднозначным. Поток между крылом и поверхностью земли тормозится, и давление на нижней поверхности повышается. Это приводит к дополнительному перетеканию воздуха через переднюю кромку на верхнюю поверхность (рис. 11. 31) и на ней поток также тормозится, а разрежение уменьшается. Рис. 11. 31

Кроме того, поверхность земли отражает скошенный за крылом поток, приподнимает вверх спутный след. Близость земли оказывает также влияние на перетекание воздуха через концы крыла и на формирование боковых вихревых жгутов. При этом у крыльев больших удлинений эти жгуты под влиянием близости земли приподнимаются вверх и их влияние на обтекание крыльев уменьшается, а у крыльев малых удлинений — расходятся в стороны, как бы увеличивая их удлинение. В результате имеется диапазон удлинений, для которых влияние близости земли оказывается наиболее благоприятным. Для современных самолетов, как показывают исследования, приближение к поверхности земли способствует увеличению подъемной силы. На рис. 11. 32 показана зависимость коэффициента самолета с треугольным крылом от безразмерного параметра , где Н — расстояние от центра масс ЛА до поверхности земли, l — размах крыла. Заметное влияние близости земли на подъемную силу наблюдается обычно при < 0. 5. Наиболее сильно влияет близость земли на сопротивление аппарата, обусловленное подъемной силой, особенно на крыльях с закругленной передней кромкой. Это объясняется, во первых, уменьшением перетекания потока через боковые кромки и, во вторых, ростом подсасывающей силы вследствие повышенного перетекания потока через переднюю кромку. На рис. 11. 33 приведена зависимость отношения коэффициентов индуктивного сопротивления схi / схi∞ вблизи и вдали от земли от расстояния H.

Рис. 11. 32 Рис. 11. 33 Видно, что при небольших расстояниях до земли ( < 0. 1) индуктивное сопротивление уменьшается более чем в два раза. Увеличение подъемной силы и одновремен ное снижение индуктивного сопротивления аппарата вблизи земли приводит к заметному повышению аэродинамического качества (рис. 11. 34). Рис. 11. 34 Этот эффект используется при создании экранопланов (экранолетов), т. е. ЛА, предназначенных для движения над поверхностью земли или воды. При приближении к поверхности земли фокус ЛА смещается назад (рис. 11. 35).

Рис. 11. 35 Рис. 11. 36 Это объясняется в основном следующими двумя обстоятельствами. Во первых, вблизи земли происходит перераспределение аэродинамической нагрузки ср по хорде крыла — увеличивается нагрузка в кормовой части сечений (рис. 11. 36). Во вторых, увеличивается эффективность горизонтального оперения из за влияния близости земли и уменьшения скосов потока от крыла в районе горизонтального оперения. 11. 7. Механизация крыла, предназначенная для предотвращения отрыва потока и улучшения аэродинамических характеристик ЛА На современных ЛА для предотвращения отрыва потока и улучшения аэродинамических характеристик на больших углах атаки широко применяется механизация передней кромки крыла (предкрылки, носовые щитки, отклоняемые носки).

1. Предкрылки. Предкрылком называется небольшое крылышко, которое устанавли вается вдоль передней кромки основного крыла (рис. 11. 37). Рис. 11. 37 Рис. 11. 38 При выдвижении предкрылка между ним и крылом образуется профилированная щель. Воздух, выходящий из щели на верхнюю поверхность крыла, увеличивает скорость частиц в пограничном слое и повышает его устойчивость к отрыву. В результате увеличивается критический угол атаки и коэффициент су макс (рис. 11. 38). На са молетах о стреловидными крыльями предкрылки затягивают концевой срыв на с крыле и позволяют существенно улучшить моментные характеристики, в частности зависимости тz(α) (рис. 11. 39) и тx(α) (рис. 11. 40).

Рис. 11. 40 Рис. 11. 39 Носовые щитки. При отклонении носового щитка (Крюгера) изменяется кривизна крыла вблизи передней кромки (рис. 11. 41), обеспечивается более плавное ее обтекание, уменьшаются местные положительные градиенты давления и срыв потока затягивается на большие углы атаки. Рис. 11. 41

Кроме того, при отклонении щитка увеличивается площадь крыла. В результате коэффициент су макс возрастает (рис. 11. 42). На рис. 11. 43 показано влияние относительной хорды щитка bщ / b на величину су макс. Отклоняемые носки. Отклонение носка крыла, так же. как и носового щитка, изменяет кривизну крыла и позволяет увеличить критический угол атаки и коэффициент су макс. Наиболее эффективным является отклонение носков на углы, обеспечивающие безударный (тангенциальный) вход потока на переднюю кромку (рис. 11. 44). Так как на крыле конечного размаха местные углы атаки в различных сечениях неодинаковы, то потребные углы отклонения носков для обеспечения безударного входа потока также различны. Рис. 1. 43 Рис. 1. 44 Рис. 1. 42

На рис. 11. 45 показано полученное расчетом изменение углов отклонения носка по размаху стреловидного крыла при различных углах атаки. Так как по размаху крыла углы δН могут значительно изменяться, то для практической реализации безударного входа носок должен разрезаться на секции, отклоняемые на разные углы. Рис. 11. 45 Следует отметить также, что отклонение носков, особенно на тонких крыльях, позволяет увеличить аэродинамическое качество за счет уменьшения сопротивления, обусловленного подъемной силой. Еще больший эффект можно получить при одновременном отклонении закрылков и носков, особенно при отклонении носков на углы, обеспечивающие безударный вход потока на переднюю кромку крыла. На рис. 11. 46 и 11. 47 приведены поляры, полученные на модели самолета о треугольным крылом при отклонении закрылка на угол δ 3 = 5°. В первом случае (см. рис. 11. 46) носки крыла были зафиксированы (δ н = const), во втором (рис. 11. 47) — углы их отклонения при изменении угла атаки подбирались таким образом, чтобы обеспечить безударный вход потока (δ н = var). Видно, что в обоих случаях имеет место увеличение Кмакс.

Рис. 11. 46