Обтекание тел воздушным потоком
ПОСТРОЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА И САМОЛЕТА
жүктеу/скачать 0.57 Mb.
|
- Бұл бет үшін навигация:
- ПОЛЯРА САМОЛЕТА
ПОСТРОЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА И САМОЛЕТАПОЛЯРА КРЫЛАДля различных расчетов летных характеристик крыла особенно важно знать одновременное изменение Су и Сх в диапазоне летных углов атаки. Для этой цели строится график зависимости коэффициента Су от Сх, называемый полярой. Для построения поляры для данного крыла, крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки. При продувке для каждого угла атаки аэродинамическими весами замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления Q. Определив величины сил Y и Q для данного профиля, вычисляют их аэродинамические коэффициенты. Из формулы подъемной силы и силы лобового сопротивления находим:  (2.20)
Такой расчет производится для каждого угла атаки. Результаты замеров и вычислений заносятся в таблицу. Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной оси откладывают значения Су, а на горизонтальной - Сх. Масштабы для Су и Сх обычно берутся разные. Принято для Су брать масштаб в 5 раз крупнее, чем для Сх, так как в пределах летных углов атаки диапазон изменения Су в несколько раз больше, чем диапазон изменения Сх. Каждая точка полученного графика соответствует определенному углу атаки. Название «поляра» объясняется тем, что эту кривую можно рассматривать как полярную диаграмму, построенную на координатах коэффициента полной аэродинамической силы СR и , где - угол наклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего потока (при условии, если масштабы Су и Сх взять одинаковыми). 
Рис. 27 Принцип построения поляры крыла Рис. 28 Поляра крыла Если из начала координат (Рис. 27), совмещенного с центром давления профиля, провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны Сy и Сх. лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от углов атаки - так называемая поляра крыла. Так как коэффициенты Сy и Сх пропорциональны аэродинамическим силам, то нетрудно убедиться, что угол, заключенный между векторами Сr и Сy, представляет собой угол качества q. Угол качества q можно непосредственно замерять на поляре, построенной в равных масштабах Сy и Сх, а поскольку поляры построены, как правило, на разномасштабных коэффициентах Сy и Сх, то угол качества определяется из отношения
Поляра строится для вполне определенного крыла с заданными геометрическими размерами и формой профиля (Рис. 28). По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки. Угол нулевой подъемной силы о находится на пересечении поляры с осью Сх. При этом угле атаки коэффициент подъемной силы равен нулю (Сy = 0). Для крыльев современных самолетов обычно о = Угол атаки, на котором Сх имеет наименьшую величину Cх.мин. находится проведением касательной к поляре, параллельной оси Сy. Для современных крыльевых профилей этот угол заключен в диапазоне от 0 до 1°.
Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся проведением из начала координат секущей к поляре. В точках пересечения найдем углы атаки (и ) при полете, на которых аэродинамическое качество будет одинаково и обязательно меньше Кмакс. ПОЛЯРА САМОЛЕТАОдной из основных аэродинамических характеристик самолета является поляра самолета. Ранее было установлено, что коэффициент подъемной силы крыла Сy равен коэффициенту подъемной силы всего самолета, а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки больше Сх крыла на величину Сх вр, т. е. 
Поэтому поляру самолета можно получить путем прибавления величины Сх вр к Сх крыла на поляре крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину Сх вр (Рис. 29). Обычно поляру самолета строят, используя данные зависимостей Сy=f() и Сх=f(), полученных экспериментально путем продувок моделей в аэродинамических трубах. Углы атаки на поляре самолета проставляются путем переноса по горизонтали углов атаки, размеченных на поляре крыла. Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как это делалось на поляре крыла.
Рис. 29 Поляры крыла и самолета Рис. 30 Поляры самолета с выпущенными закрылками Угол атаки, при котором коэффициент лобового сопротивления имеет минимальную величину ( Наивыгоднейший угол атаки (наив) соответствует наибольшему значению аэродинамического качества самолета. Графически этот угол, так же, как и для крыла, определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла. А так как  (2.22)
то можно сделать вывод, что максимальное качество самолета в целом всегда меньше максимального аэродинамического качества отдельно взятого крыла. Из этого же графика видно, что наивыгоднейший угол атаки самолета больше наивыгоднейшего угла атаки крыла на 2 - 3°.
Рис. 31 Поляры самолета для различных чисел М Критический угол атаки самолета (крит) по своей величине не отличается от величины этого же угла для крыла. На Рис. 29 изображены поляры самолета в трех вариантах: - закрылки убраны; - закрылки выпущены во взлетное положение (= 20°); - закрылки выпущены в посадочное положение ( = 45°). Выпуск закрылков во взлетное положение ( = 15-25°) позволяет увеличить максимальный коэффициент подъемной силы Сумакс при сравнительно небольшом увеличении коэффициента лобового сопротивления. Это позволяет уменьшить потребную минимальную скорость полета, которая практически определяет скорость отрыва самолета при взлете. Благодаря выпуску закрылков (или щитков) во взлетное положение длина разбега сокращается до 25%. При выпуске закрылков (или щитков) в посадочное положение ( = 45 - 60°) максимальный коэффициент подъемной силы может возрасти до 80%, что резко снижает посадочную скорость и длину пробега. Однако лобовое сопротивление при этом возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтому аэродинамическое качество значительно уменьшается. Но это обстоятельство используется как положительный эксплуатационный фактор - увеличивается крутизна траектории при планировании перед посадкой и, следовательно, самолет становится менее требователен к качеству подходов в створе посадочной полосы. Ранее нами были рассмотрены поляры крыла и самолета для таких скоростей полета (чисел М), когда влиянием сжимаемости можно было пренебречь. Однако при достижении таких чисел М, при которых сжимаемостью уже нельзя пренебречь (М > 0,6 - 0,7) коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления нужно определять с учетом поправки на сжимаемость.  (2.23)
где Сусж - коэффициент подъемной силы с учетом сжимаемости; Сунесж - коэффициент подъемной силы несжимаемого потока для того же угла атаки, что и Сусж. До чисел Увеличение наклона поляр объясняется ростом коэффициента индуктивного сопротивления, так как при одном и том же угле атаки жүктеу/скачать 0.57 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|
(2.21)
, на этом угле атаки, согласно формуле (2.19), будет минимальным. Поэтому для определения наив нужно провести из начала координат касательную к поляре. Точка касания будет соответствовать наив. Для современных крыльев наив лежит в пределах 4 - 6°.
) находится 
все поляры практически совпадают, но при больших числах М они начинают смещаться вправо и одновременно увеличивают наклон к оси Сх. Смещение поляр вправо (на 
в дозвуковом потоке сжимаемого газа увеличится пропорционально 
Аэродинамическое качество самолета с момента заметного проявления эффекта сжимаемости начинает уменьшаться.