Закон постоянства расхода воздуха в струйке

Т
аким образом, постоянство секундной массы воздуха, проходя­щей через любое сечение струйки, можно записать уравнением

Практическое значение уравнения постоянства расхода заклю­чается в том, что оно устанавливает связь между скоростью и се­чением струйки.

4. Закон Бернулли. Закон Бернулли выражает зависимость меж­ду давлением и скоростью в любой точке установившегося воздуш­ного потока.

В установившемся потоке молекулы воздуха имеют два вида движений: тепловое (беспорядочное) и поступательное в направ­лении потока. В результате теплового движения молекул возника­ет статическое давление р=gКТ. В результате поступательного движения молекул воздушный поток создает динамическое давление (скоростной напор), которое может быть выражено фор­мулой q=V²/2.

На основании закона сохранения энергии в изолированной струйке сумма статического давления р и динамического давле­ния есть величина постоянная, т. е. p + V²/2=const .

Это уравнение устанавливает связь между статическим давле­нием и скоростью в струйке и носит название уравнения Бернулли (для малых чисел М). Из уравнения Бернулли видно, что увеличе­ние скорости потока и его кинетической энергии возможно только вследствие уменьшения статического давления.

Е
сли течение воздуха происходит при числах М>0,4, то при из­менении сечения изолированной струйки воздух адиабатически сжи­мается, а его плотность, температура и внутренняя энергия изме­няются. Поэтому связь между давлением и скоростью, выраженная предыдущим уравнением, будет неточной. Уравнение Бернулли для больших чисел М

где k — показатель адиабаты.

Коэффициент k(k—1) в первом слагаемом вводит поправку в зависимость между скоростью и давлением в сжимаемом потоке.

И
спользуя уравнение состояния газа, можно написать, что р/=gRТ и заменив в первом слагаемом уравнения величину р/ на gRТ, получим следующее выражение уравнения Бернулли:

В этом виде уравнение Бернулли устанавливает связь между скоростью и температурой воздуха вдоль струйки сжимаемого по­тока.

И
спользуя формулу для определения скорости звука а²=kgRТ, получим уравнение Бернулли, которое устанавливает связь между скоростью потока и скоростью звука в этом потоке

Из уравнения Бернулли для больших чисел М следует, что при ускорении воздушного потока в струйке кинетическая энергия уве­личивается, при этом воздух адиабатически расширяется, а его плотность р, температура Т, давление р=gRТ и скорость звука а=20,1T уменьшаются. И, наоборот, при торможении воздух адиабатически сжимается, его плотность, температура, давление и скорость звука в нем увеличиваются (кинетическая энергия пере­ходит в тепловую).

На основании закона постоянства расхода воздуха в струйке и закона Бернулли можно изучить особенности работы крыла и из­менение его аэродинамических характеристик при увеличении числа М. Рассмотрим аэродинамические силы крыла при малых числах М<0,4 (рис. 4).

На верхней поверхности профиля крыла, установленного под положительным углом атаки, сечения струек набегающего потока до точки профиля А постепенно уменьшаются, скорость течения увеличивается вследствие уменьшения статического давления (см. рис. 4, б). От точки А сечения струек постепенно увеличиваются, скорость потока уменьшается вследствие увеличения статического давления. В итоге на верхней поверхности крыла статическое дав­ление воздуха меньше давления в набегающем потоке.

Впереди крыла и под крылом сечение струек больше, скорость потока меньше, статическое давление больше давления в невозму­щенном потоке.

Такие явления наблюдаются в основном потоке (вне погранич­ного слоя).

Кроме основного потока, обтекающего профиль крыла, в не­посредственной близости к его поверхности имеется пограничный слой, в котором происходит относительное движение слоев, а значит, и проявляются силы вязкости (силы трения), приложенные к поверхности крыла, направленные по потоку (касательно поверх­ности профиля).

В результате неравномерного распределения давления по по­верхности крыла и сил трения в пограничном слое возникает аэро­динамическая сила Ra, которая приложена в центре давления крыла и направлена в сторону пониженного давления.

Так как при изменении углов атаки крыла давление на профи­ле перераспределяется, а величина, направление и точки прило­жения силы Ra изменяются, то силу Ra раскладывают на две сос­тавляющие, которые имеют постоянное направление.

Аэродинамическая подъемная сила Ya всегда направлена перпендикулярно к набегающему потоку (вектору скорости полета) в сторону пониженного давления и возникает вследствие разности давлений под крылом и над ним.

Сила лобового сопротивления Хa направлена параллельно на­бегающему потоку (параллельно вектору скорости полета, но в обратную сторону).

Сила лобового сопротивления возникает вследствие разности давлений впереди крыла и за ним, а также вследствие трения воз­духа в пограничном слое крыла.

Величина этих сил определяется соответственно по формулам:

Ya = Cya S  V²/2 Xa = Cxa S  V²/2

где q=  V²/2 — скоростной напор; Суa — коэффициент подъемной силы; Сха — коэффициент силы лобового сопротивления; S — площадь крыла, м²; - плотность воздуха, кгс с²/м⁴; V — ско­рость полета (набегающего потока), м/с.

Коэффициенты Сya и Сха определяются опытным путем. Они соответственно учитывают зависимость Ya и Хa от угла атаки, его формы, состояния поверхности крыла и числа М (оно учитыва­ет влияние сжимаемости воздуха).

Коэффициент Суа зависит прежде всего от распределения дав­ления по профилю крыла, а коэффициент Сха кроме того, и состоя­ния поверхности крыла. В дальнейшем величины Уа, Хa, Сya. и Сха будут обозначаться соответственно У, X, Су и Сх, так как везде речь будет идти об аэродинамических силах и их коэффици­ентах, рассмотренных в скоростной системе координат ОХаУаZа (см. ГОСТ 20058-74).

К
артину распределения давления по профилю удобно изобра­жать при помощи коэффициентов давления р с чертой (рис. 4, в, г). Если давление в невозмущенном потоке (вдали от профиля крыла) обоз­начим через р, а давление в какой-либо точке профиля — через р_мест, то разность р_мест - р=р выражает избыточное давление в данной точке профиля. Коэффициент давления определяется так:

Таким образом, коэффициент давления р выражается отноше­нием избыточного давления в данной точке профиля к динамичес­кому давлению невозмущенного потока.

Из определения коэффициента р (с чертой) видно, что если избыточное давление на крыле р растет пропорционально динамическому давлению  V²/2, то коэффициент р (с чертой) остается величиной постоянной.

Если в какой-либо точке профиля (например, под крылом при >0) давление p_мест больше, чем давление р в невозмущенном по­токе, то избыточное давление р и коэффициент давления р поло­жительны (векторы на рис. 4, в направлены по нормали к контуру профиля). И, наоборот, если давление в точке профиля (над кры­лом при >0) р_мест меньше давления р невозмущенного потока, то избыточное давление и коэффициент давления р отрицательны (век­торы направлены по нормали от контура профиля крыла).

Из выражения для коэффициента давления следует, что если при постоянном угле атаки крыла увеличить скорость набегающего потока, то пропорционально ей увеличиваются и все местные ско­рости на профиле, а это значит, что отношение V²_мест./V₂ и коэффициенты давления р останутся постоянными в каждой точке профи­ля. Следовательно, избыточные давления на профиле в этом слу­чае растут прямо пропорционально динамическому давлению не­возмущенного потока.

Пропорциональность между избыточным давлением р на про­филе крыла и динамическим давлением V²/2 невозмущенного по­тока (постоянство коэффициентов р) при изменении скорости нару­шается при таких числах М, когда начинает сказывается сжимае­мость воздуха. Например, при числах М>0,4 в критической точке профиля крыла (передняя кромка) поток тормозится, воздух сжи­мается, его плотность увеличивается, а значит, увеличивается и ди­намическое давление по сравнению с динамическим давлением не­возмущенного потока. Это вызывает дополнительный прирост из­быточного давления и коэффициента давления р.

В тех точках профиля, где поток ускоряется, воздух расширяет­ся, его плотность, температура и давление уменьшаются. Это вызы­вает дополнительное ускорение потока, в результате которого соз­дается большее разрежение. Отрицательные избыточные давления по абсолютной величине возрастают быстрее, чем динамическое давление невозмущенного потока, а значит и отрицательные зна­чения коэффициентов давления по абсолютной величине увеличи­ваются.

Отложив в некотором масштабе величины коэффициента дав­ления по нормали, к контуру профиля, получим векторную диаграм­му распределения давления (см. рис. 4, в).

Можно построить также координатную диаграмму распределе­ния давления (см. рис. 4, г). В этом случае хорду профиля прини­мают за единицу и располагают по оси абсцисс, а коэффициент давления р откладывают по оси ординат. Отрицательные значения р откладывают вверх, а положительные — вниз.

На диаграммах рис. 4, в, г, распределение давления соответст­вует картине распределения давления, изображенной на рис. 4 б. По величине площади диаграммы коэффициентов давления можно судить о величине коэффициента Су. Избыточные давления под крылом и над ним можно заменить их средними значениями, со­ответственно p_н.ср и р_в.ср. Тогда подъемная сила крыла будет равна произведению разности средних избыточных давлений под крылом и над ним p_н.ср - р_в.ср на площадь крыла S

Y = (p_н.ср - р_в.ср)S

Т
ак как коэффициент давления:

то из этого выра­жения

а подъемная сила

С
равнивая формулы определения подъемной силы, видим, что

Т
аким образом,

т. е. коэффициент подъемной силы Су — разность средних коэффициентов давления под крылом и над ним.

И
з выражения для Су видим, что он зависит от тех же факторов, что и разность средних коэффициентов дав­ления, т. е. от формы крыла, угла атаки и числа М.

Если изменить форму крыла или угол атаки, то изменятся местные давле­ния, избыточные давления и коэффициенты давления по крылу, а значит, изменятся и величины коэффициентов Су и Сх.

При числах М<0,4 сжи­маемость воздуха практиче­ски не влияет на картину распределения давления по профилю крыла, а значит избыточное давление р по профилю изменяется про­порционально скоростному напору V²/2, величина коэффициентов давления р, а также коэффициентов Су и Сх на каждом угле атаки остается постоянной. Следовательно, положение графиков Су= f() и Су=f{Сх) в системе координат не изменится (рис. 5 при М<0,4). На рис. 4 картина распределения давления и коэф­фициентов давления р ограничена пунктирной линией.

Учитывая особенности течения воздуха при М>0,4, можно уста­новить особенности работы крыла при этих числах М. Картина распределения давления по профилю на рис. 4 ограничена контур­ной линией.

На верхней поверхности крыла, так же как и при малых чис­лах М поток ускоряется, но в процессе ускорения воздух адиаба­тически расширяется. Его плотность и температура значительно уменьшаются, вследствие чего более значительно уменьшаются местные давления. Впереди крыла и под ним поток тормозится, воздух адиабатически сжимается, его плотность, температура и давление повышаются в большей степени, чем при малых числах М.

Вследствие дополнительного понижения давления (разрежения) над крылом и дополнительного повышения давления под крылом, вызванного сжимаемостью воздуха, подъемная сила крыла увели­чивается. Дополнительное повышение давления впереди крыла и рост силы трения в пограничном слое вызывает увеличение лобового сопротивления. Подъемная сила и сила лобового сопротивления при этих числах М возрастают не пропорционально квадрату скорости, а в несколько большей степени, что учитывается увеличением коэффициентов подъемной силы Су и лобового сопротивления Сх.

В
еличину коэффициента Су с учетом сжимаемости воздуха до Мкр приближенно можно определить по формуле

где Сy несж соответствует числам М=0,2 ... 0,3.

Так, если Су несж =0.4, то при М=0,7 получим Су сж= 0,56.

Подъемная сила при этих числах М растет пропорционально квадрату скорости и вследствие увеличения Су , вызванного сжимаемостью воздуха.

Сила лобового сопротивления увеличивается пропорционально квадрату скорости, а также вследствие увеличения коэффициен­та Сх.

Величина аэродинамического качества самолета несколько уменьшается. Рост коэффициентов Су и Сх в результате сжимае­мости воздуха вызывает смещение каждого угла атаки и самой поляры вверх и вправо, а кривая Су=f{а) увеличивает угол на­клона относительно оси абсцисс (см. рис. 5, М=0,6, Мкр со звездой и ).

Рост коэффициента Су на каждом угле атаки не означает, что при больших числах М растет и Су max. Наоборот, при числах М>>0,4 наблюдается уменьшение Сy max и Су тр вследствие уменьшения кр и тр. Критический угол атаки и угол атаки тряски в этом случае уменьшаются потому, что срыв потока на крыле начинает­ся на меньших углах атаки. Это можно объяснить следующим. На верхней поверхности профиля крыла воздух в процессе ускорения значительно расширяется, а давление понижается, затем воздух резко тормозится у задней поверхности профиля и давление резко возрастает. Большая разность давлений вызывает перемещение пограничного слоя воздуха от задней кромки вперед, вследствие чего он набухает и срывается в виде вихрей при меньших углах атаки.

Таким образом на больших числах М уменьшается критический угол атаки и величина Су max. Тряска самолета начинается также при меньших углах атаки и величина Су тр  Су доп уменьшается. Учитывая это, полет в неспокойном воздухе следует выполнять на меньших числах М, так как возможно резкое увеличение углов атаки.

Пусть скорость набегающего потока на крыло, установленное под положительным углом атаки, меньше скорости звука в этом потоке (V<а). Поток в верхней части профиля ускоряется, его плотность, температура, давление и местная скорость звука умень­шаются. Одновременное увеличение скорости потока и уменьшение скорости звука в нем приводит к тому, что в определенной точке профиля (точке А на рис. 6) местная скорость потока становится равной местной скорости звука. Скорость набегающего потока (скорость полета) в этом случае называют скоростью волнового кризиса или критической. Число М, соответствующее этой скоро­сти, называется критическим Мкр.

Таким образом, число М полета, при котором впервые на поверхности обтекаемого тела (крыла, оперения и др.) хотя бы в од­ной точке возникает скорость потока, равная местной скорости зву­ка, называется критическим.

Например, на высоте 10000 м t=-50°С (Т=223К) скорость звука а=1078 км/ч. Если при скорости полета 755 км/ч на профи­ле крыла будет достигнута местная скорость звука, то Мкр=V/а = 755/1078 = 0,7.

На рис. 6 точка А, в которой впервые местная скорость потока достигает скорости звука, находится в верхней части профиля, где местная скорость потока максимальная, а давление и коэффици­ент давления минимальные. На координатной диаграмме распре­деления давления точка, соответствующая минимальному значе­нию коэффициента давления (максимальному разрежению) на профиле, отмечена р_min, (см. рис. 4,г).

Рассмотрим аэродинамические силы и характеристики профиля крыла на числах М>Мкр.

На рис. 6 показано распределение давления по профилю в ус­ловиях обтекания крыла потоком при Мкр и числах М>Мкр.

При Мкр только в одной точке профиля крыла была достигнута потоком местная скорость звука. Наличие звуковой скорости в од­ной точке потока не изменяет величины местных скоростей и давле­ний по профилю крыла. Следовательно, при Мкр крыло работает так же, как и при числе М, несколько меньшем Мкр.

Если число М невозмущенного потока становится значительно больше Мкр, то наступает режим смешанного обтекания, т. е. наря­ду с дозвуковыми и звуковыми местными скоростями на профиле появляются и сверхзвуковые.

Поток, обтекающий верхнюю поверхность крыла, в передней части профиля будет дозвуковым (на рис. 6 дозвуковая зона пото­ка отмечена V<а). По мере набегания на профиль поток ускоря­ется вследствие уменьшения сечения струек. В процессе ускорения происходит адиабатическое расширение воздуха. Его плотность, температура, давление и скорость звука уменьшаются. В той ли­нии тока, где при Мкр) была впервые достигнута местная скорость звука (точка А), при числах М>Мкр, она достигается несколько ближе к передней кромке крыла (точка А₁). Это объясняется тем, что при увеличении числа М за Мкр все местные скорости потока на профиле увеличились, а местные скорости звука уменьшились. Такое изменение местных скоростей потока и скоростей звука обес­печивает достижение потоком местных скоростей звука и в линиях тока, находящихся на некотором расстоянии от поверхности крыла, только несколько дальше от передней кромки (см. штриховую ли­нию на рис. 6 а, где V=а). Это объясняется тем, что в этой части потока сечение струек несколько больше, чем в непосредственной близости к профилю. Поэтому для достижения потоком местных звуковых скоростей требуется дополнительное ускорение, которое происходит вследствие дальнейшего уменьшения сечения струек над передней половиной профиля крыла.

Поток, достигший местной скорости звука, продолжает уско­ряться и становится сверхзвуковым. Ускорению потока (переходу через скорость звука) способствует выпуклость верхней поверх­ности профиля. Благодаря этому сечение струек, особенно над зад­ней половиной профиля, увеличивается. Воздух в процессе ускоре­ния над задней половиной профиля продолжает адиабатически рас­ширяться, а его плотность, температура и давление падать. Сни­жение давления и способствует ускорению сверхзвукового потока.

Таким образом, на профиле крыла появляется сверхзвуковая зона (на рис. 6 а она отмечена V>а). Так как невозмущенный по­ток воздуха далеко впереди крыла дозвуковой и, кроме того, сече­ния струек и всего потока впереди крыла и за ним практически одинаковые, то скорость и давление также одинаковы. Следова­тельно, за профилем крыла поток также дозвуковой, а давление в нем значительно больше, чем в сверхзвуковой зоне на профиле крыла.

Поток сверхзвуковой зоны, встречая значительное противодавление потока за профилем крыла, начинает тормозиться. В процессе торможения сверхзвукового потока происходит мгновенное сжатие воздуха. Плотность, температура, давление и местная скорость звука скачкообразно возрастают, а скорость потока также скачкообразно уменьшается и становится дозвуковой. Скачкообразный рост давления и вызывает скачкообразное уменьшение скорости потока. Таким образом, вследствие торможения сверхзвуко­вого потока на профиле крыла возникает прямой скачок уплотне­ния, замыкающий сверхзвуковую зону. Давление за скачком уплот­нения резко увеличивается, но не достигает той величины, которая была при Мкр, когда не было сверхзвуковой зоны со скачком уп­лотнения. Это видно и на диаграмме распределения давления (см. рис. 6 б), где векторы р (с чертой) за скачком оказались большими, чем при Мкр. Такое изменение давления и его коэффициентов подтвержда­ет то, что в скачке уплотнения протекает необратимый процесс сжатия воздуха, при котором часть тепловой энергии в скачке рассеивается, а значит давление и коэффициент давления р пол­ностью восстановиться не могут.

Если профиль крыла симметричный, то при =0 процессы об­разования сверхзвуковых зон со скачками уплотнения возникают одновременно на верхней и нижней поверхностях профиля. Если же профиль крыла несимметричный или же симметричный профиль расположен под положительным углом атаки, то на нижней по­верхности крыла появление сверхзвуковых зон со скачками уплот­нения происходит при несколько большем числе М.

Следует обратить внимание на то, что при М>Мкр размеры сверхзвуковой зоны на профиле крыла увеличиваются по мере увеличения числа М. Это объясняется тем, что при больших чис­лах М поток достигает местных скоростей звука ближе к передней кромке и на большем расстоянии от профиля. Следовательно, боль­шая масса воздуха приобретает сверхзвуковую скорость и ее торможение начинается ближе к задней кромке профиля, т. е. скачок уплотнения смещается назад. Эти явления наблюдаются в верхней и нижней сверхзвуковых зонах. При числах М, близких к единице, скачки уплотнения, замыкающие сверхзвуковые зоны, смещаются к задней кромке крыла.

Наличие сверхзвуковых зон со скачками уплотнения на крыле совершенно по другому распределяет давление по профилю. Вслед­ствие этого изменяется величина аэродинамических сил и переме­щается точка приложения их по хорде, а следовательно, изменя­ются и аэродинамические характеристики профиля крыла.

Появление и развитие местных сверхзвуковых зон со скачками уплотнения на профиле крыла, приводящее к резкому изменению его аэродинамических характеристик, получило название волново­го кризиса крыла.

Характер изменения коэффициента Су при М>Мкр на положи­тельных углах атаки крыла определяется в основном следующими явлениями, характеризующими работу крыла.

1. При М>Мкр в дозвуковых зонах потока на профиле крыла наблюдаются те же явления, что и при М<Мкр, т. е. на верхней поверхности увеличивается разрежение, что способствует увеличе­нию коэффициента Су (см. рис. 6 а, б).

2. При М>Мкр развивается сверхзвуковая зона на верхней по­верхности, в которой воздух продолжает ускоряться и расширять­ся. Расширение воздуха вызывает значительное понижение давле­ния вследствие уменьшения его плотности и температуры, а следо­вательно, рост разрежения. Это способствует увеличению Су.

3. В скачке уплотнения при сжатии воздуха происходит необ­ратимый процесс, часть тепловой энергии потока рассеивается, по­этому за скачком давление оказывается меньшим, чем на докритических числах М, что способствует увеличению коэффициента Су.

Таким образом, некоторое увеличение коэффициента Су после Мкр до числа М^*кр, происходит вследствие перечисленных явлений.

4. Вслед за появлением сверхзвуковой зоны со скачком уплот­нения на верхней поверхности при числе М, несколько большем Мкр, начинает появляться и развиваться сверхзвуковая зона со скачком уплотнения на нижней поверхности, причем обычно не­сколько ближе к задней кромке крыла. Эта зона характеризуется значительным разрежением воздуха, а значит и сильным уменьше­нием плотности, температуры и давления (особенно на малых уг­лах атаки). Значительное падение давления в этой зоне является причиной уменьшения коэффициента Су после М*кр. Уменьшение Су называется срывом потока за скачком—волновым срывом.

Такое изменение коэффициента Су после Мкр оказывает сущест­венное влияние на величину подъемной силы. Так, до М*кр подъем­ная сила продолжает увеличиваться пропорционально квадрату скорости и вследствие роста Су. После М*кр Су резко уменьшается и подъемная сила крыла также уменьшается, хотя число М (ско­рость полета) возрастает. Появление и развитие сверхзвуковых зон со скачками уплотнения на верхней и нижней поверхностях профиля при М>Мкр вызывает резкое увеличение коэффициента Сх. Увеличение коэффициента Сх на этих числах М определяется следующими причинами.

1. У передней кромки профиля происходит процесс сжатия воздуха, вследствие которого величина коэффициентов давления р увеличивается, что способствует увеличению и коэффициента Сх.

2. Появление и развитие сверхзвуковых зон вызывает увеличе­ние разрежения на задней половине профиля, что способствует увеличению коэффициента Сх, причем на больших числах М сверх­звуковые зоны разрежения охватывают более задние участки про­филя, поэтому разность величин коэффициентов давления впереди профиля и за ним резко возрастает. Это вызывает более значитель­ный рост и коэффициента Сх.

3. Так как в скачке уплотнения происходит необратимый про­цесс сжатия воздуха, то величина давления за скачком оказывает­ся несколько меньше, чем на докритических числах М. Это также способствует некоторому увеличению Сх.

4. Немалую роль в росте коэффициента Сх может играть также волновой срыв пограничного слоя (см. рис. 6 в). Срыв пограничного слоя связан с тем, что скачок уплотнения начинается не на самой поверхности профиля (непосредственно у поверхности ско­рости течения пограничного слоя дозвуковые). Следовательно скачок уплотнения начинается на некотором (малом) расстоянии от поверхности профиля, где пограничный слой становится звуко­вым. Следует помнить, что пограничный слой воздуха всегда стре­мится перемещаться из области высокого давления в область низ­кого. Так как давление на профиле постепенно понижается от пе­редней кромки до скачка уплотнения, то пограничный слой на этом участке перемещается в направлении основного потока. За скач­ком уплотнения давление в основном потоке и пограничном слое значительно больше, чем перед скачком в сверхзвуковой зоне. Вследствие такой разности давлений пограничный слой от задней кромки профиля перемещается под скачком уплотнения в сверх­звуковую зону. Такое течение вызывает утолщение пограничного слоя и отрыв его от поверхности крыла перед скачком уплотнения. Вихри, возникающие в зоне срыва, сносятся потоком и постепенно размываются. Лобовое сопротивление на закритичных числах М резко возрастает вследствие роста Сх и пропорционально квадрату скорости.

Увеличение Су и Сх до М*кр вызывает увеличение угла наклона кривой Су=f(). Каждый угол атаки и поляра Су=f(Сх) смеща­ется вверх из-за роста Су и вправо из-за увеличения Сх (см. рис. 5, М*кр).

При числах М>М*кр вследствие уменьшения Су и увеличения Сх наклон кривой Су=f() уменьшается, а каждый угол атаки поляру Су=f(Сх) в системе координат перемещает вниз (падение Су) и вправо (увеличение Сх). Значение Сутах и _кр в этом случае резко уменьшается (см. рис. 5, М>Мкр).

Зависимость Сутах. и Судоп от числа М для самолета Ил-76Т выражена графиком на рис. 5 б.

Поляра самолета при выпущенном положении шасси.

При вы­пуске шасси коэффициент Су не изменяется и положение кривой Су=f() в системе координат тоже не изменяется. Коэффициент лобового сопротивления самолета увеличивается в среднем на Схш  0,015, вследствие чего каждый угол атаки поляры и вся поляра в системе координат смещается вправо на эту величину (см. рис. 3, кривая 7). При увеличении Сх аэродинамическое ка­чество уменьшается, Ктах  10,5... 11.

Аэродинамическая стреловидность крыла  определяется углом между поперечной осью самолета 0Z и линией, которая соединяет точки, лежащие на 1/4 хорд от передней кромки крыла.

При наличии стреловидного крыла (рис. 7 г) вектор скорости набегающего потока V можно разложить на две составляющие: V₁=V cos, направленную перпендикулярно линии фокусов, и V₂=V sin, направленную параллельно линии фокусов. Такое разложение вектора скорости потока V на составляющие эквивалентно одновременному обтеканию крыла двумя потоками: потоком, перпендикулярным линии фокусов со скоростью V₁, и потоком, параллельным линии фокусов, со скоростью V₂.

Поток, обтекающий крыло вдоль линии фокусов со скоростью V_2, практически не влияет на величину аэродинамических сил и их коэффициентов, так он по всей линии крыла имеет постоянную скорость и давление. Следовательно, при обтекании крыла этим потоком практически никаких изменений в картине распределения давления по крылу не происходит. Однако вследствие вязкости воздуха составляющая скорости V₂ существенно влияет на характер течения пограничного слоя, вызывая его набухание и срыв в конце крыла.

Поток, обтекающий крыло перпендикулярно линии фокусов со скоростью V₁ , изменяет сечение струек и скорость их течения. При этом он создаёт такую картину распределения давления, которая определяет величину и точку приложения аэродинамических сил и их коэффициентов.

Учитывая эти особенности работы стреловидного крыла, можно сделать вывод о величине Мкр.

Стреловидное крыло достигает критического числа М при такой скорости потока V, когда составляющая V₁=V cos  достигнет своего критического значения. Это явление будет иметь место при скорости потока V=V₁ cos . Разделив левую и правую части это­го выражения на скорость звука а, определим величину критичес­кого числа М стреловидного крыла бесконечного размаха Мкр_ = Мкр_=0/cos, где Мкр_=0 - критическое число М нестреловид­ного крыла. Так, например, если критическое число М прямого крыла равно 0,7, то это же крыло, установленное под углом стреловидности ==25°, будет иметь Мкр = 0,773.

Такое изменение Мкр будет только у стреловидного крыла бес­конечного размаха. Реальные стреловидные крылья, т. е. крылья самолетов с конечным размахом, имеют критическое число М не­сколько меньше, что можно объяснить следующим.

Характер обтекания, а значит, и распределение давления по стреловидному крылу нарушается в его центральной части (у плос­кости симметрии), где происходит излом линии фокусов половин крыла. Вследствие этого местный угол стреловидности на некото­ром (центральном) участке крыла становится равным нулю. По­этому крыло здесь обтекается как прямое (нестреловидное).

Картина обтекания и распределения давления нарушается так­же и в конце крыла, где вследствие разности давлений происходит перетекание потока с нижней поверхности на верхнюю.

Эти явления получили соответственно название срединного и концевого эффекта стреловидного крыла.

Особые условия обтекания и распределения давления по стре­ловидному крылу создаются и наличием фюзеляжа.

Таким образом, вследствие срединного и концевого эффектов, а также вследствие влияния фюзеляжа несколько уменьшается эффект стреловидности, что вызывает изменение величины аэроди­намических характеристик крыла и некоторое уменьшение Мкр. Обычно величину критического числа М стреловидного крыла са­молета определяют приближенно по формуле:

Мкр=Мкр_=0/cos.

1. Стреловидность оказывает значительное влияние не только на величину Мкр, но также и на все аэродинамические характерис­тики крыла самолета. Распределение давления но крылу опреде­ляется составляющей скорости V₁=V cos . Это значит, что вели­чина избыточных давлений и их коэффициентов р на поверхности крыла определяется не скоростью потока V, а ее составляющей V₁, которая при больших углах стреловидности значительно меньше V. Уменьшение реальной скорости обтекания вызывает уменьшение абсолютной величины коэффициентов давления р, вследствие чего коэффициенты Су и Сх уменьшаются (см. рис. 7, б).

2. Аэродинамическое качество самолета со стреловидным кры­лом несколько меньше, чем с прямым (нестреловидным). Это уменьшение объясняется в основном тем, что коэффициент Су са­молета практически равен Су крыла, а коэффициент Сх состоит из Сх крыла и других деталей (фюзеляжа, шасси, гондол двигателей и т. п.). Величина коэффициентов Сх этих деталей определяется распределением давления, создаваемым основным потоком, имею­щим скорость V>V₁. Вследствие этого Су самолета со стреловид­ным крылом уменьшается в большей степени, чем Су, что вызыва­ет уменьшение аэродинамического качества.

3. При увеличении угла стреловидности рост коэффициента Су начинает замедляться при меньших докритических углах атаки, а величина Сумах уменьшается (см. рис. 7 а и б).

Для выяснения этого сравним величину давления в двух сече­ниях крыла (1 и 2) на оси 0Z, перпендикулярной плоскости сим­метрии (см. рис. 7 в). Из рисунка видно, что в сечении 2 местные скорости потока больше (сечения струек меньше), а давление мень­ше, т. е. существует градиент падения давления от сечения 1 к се­чению 2. Это справедливо для всех сечений в диффузорной (зад­ней) части крыла. Наличие такого градиента вызывает перетекание пограничного слоя от корневой части крыла к концевой, в результате чего пограничный слой в конце крыла набухает и начина­ет срываться в виде вихрей при меньших углах атаки. При увели­чении углов атаки срыв постепенно распространяется от задней кромки профиля вперед по хорде и к корневой части крыла (см. рис. 7 г). Вследствие такого процесса развития вихревого срыва пограничного слоя рост коэффициента Су начинает замедляться при меньших докритических углах атаки и более медленно умень­шается на закритических.

Уменьшение коэффициента Сумах стреловидного крыла проис­ходит в основном по двум причинам. Одна из них была изложена в п. 1 этого раздела: величина Су на каждом угле атаки, в том числе и на _кр, определяется составляющей потока V₁, которая меньше V. Второй причиной является преждевременное нарушение плавности обтекания крыла.

Следует отметить, что развитие вихревого обтекания в конце крыла значительно ухудшает эффект элеронов на больших углах атаки. Кроме того, при увеличении углов атаки центр давления крыла перемещается вперед, особенно на околокритических углах атаки, что вызывает ухудшение продольной устойчивости самолета вследствие появления кабрирующего момента крыла. В этом слу­чае возможен выход самолета на срывные углы атаки. Большую опасность для полета на повышенных углах атаки вызывает слу­чайно возникшее скольжение самолета, вследствие которого может возникнуть боковая раскачка по углу крена и курсу.

Для предотвращения преждевременного срыва потока в конце крыла, а значит для улучшения продольной и боковой устойчиво­сти и управляемости стреловидность крыла самолета Ил-76Т от­носительно небольшая 25°, применяется геометрическая и аэродинамическая крутка крыла, включаются в систему управления само­летом демпферы (гасители) боковых колебаний, т. е. колебаний по крену и курсу.

Система механизации состоит из закрылка, предкрылка, тор­мозного щитка и гасителя подъемной силы (см. рис. 2).

Рассмотрим обтекание крыла и аэродинамические характерис­тики самолета при отклоненных закрылках. Для выяснения этого сначала рассмотрим обтекание профиля крыла на больших углах атаки при убранных закрылках (см. рис. 8 а). В этом случае поток, обтекающий профиль, в наименьшем сечении (точка В) имеет на­ибольшую скорость, так как и этом месте минимальное давление. Давление в пограничном слое по профилю распределяется точно так же, как в основном потоке (в точке В оно также минималь­ное).

Слева и справа от точки В давление в пограничном слое будет больше. Под действием разности давлений частицы воздуха стре­мятся перетекать из зон повышенного давления в зоны пониженно­го. Слева от точки В пограничный слой течет в направлении основ­ного потока (в зону падения давления). Обратное явление наблю­дается справа от точки В, где частицы воздуха под действием раз­ности давлений стремятся перемещаться против основного потока и у самой поверхности профиля они уже перемещаются. Такой ха­рактер течения приводит к тому, что движущиеся в различном на­правлении массы воздуха сталкиваются, толщина пограничного
слоя увеличивается, слой подхватывается набегающим потоком и отрывается в виде вихрей. Плавность обтекания профиля крыла нарушается, образуется зона срыва пограничного слоя. При этом давление по профилю крыла перераспределяется, коэффициент подъемной силы Су уменьшается, а коэффициент лобового сопро­тивления Сх увеличивается.

Если при этих углах атаки отклонить трехщелевые выдвижных закрылки переменной кривизны (см. рис. 8,6 и в), то воздух, находящийся под крылом, проходит через щели между крылом и де­флектором закрылка, а также через щели самого закрылка. Сечение потока постепенно уменьшается, его скорость течения увели­чивается, а давление в конце каждой щели (сверху профиля кры­ла) уменьшается. Понижение давления в этих местах вызывает отсос пограничного слоя на верхней части профиля в направлении основного потока, вследствие чего вся верхняя поверхность крыла обтекается плавно, без вихрей, пограничный слой над закрылком приобретает большую скорость, а это значит, что и закрылок обтекается более плавно и с большей скоростью. В результате этого давление на всей поверхности профиля значительно понижается, а под крылом давление возрастает.

При отклонении закрылков увеличивается кривизна профиля, а также и площадь всего крыла. Вследствие изменения картины обтекания и увеличения кривизны профиля и площади крыла ко­эффициенты Су и Сх значительно возрастают. Причем Сх возраста­ет в большей степени, что приводит к падению аэродинамического качества. Все эти изменения можно видеть на кривых Су=f(а) с отклоненными закрылками (см. рис. 3, кривые 2, 3).

Значительное понижение давления в верхней задней части по­верхности профиля крыла, а также значительное повышение дав­ления в этой же части профиля снизу кроме увеличения коэффици­ента Су вызывает значительное перемещение центра давления кры­ла назад. В результате этого возникает большой пикирующий мо­мент крыла и самолета в целом.

При выпуске предкрылка (см. рис. 8 б, в и г) воздушный по­ток, проходящий через щель между крылом и предкрылком, уско­ряется. Вследствие этого улучшается плавность обтекания всей по­верхности крыла. Давление в этой части потока понижается. На повышенных углах атаки увеличивается коэффициент Су, крити­ческий угол атаки _кр и Су max.

Так, при выпущенных только закрылках на 30° _кр=17, Сумах==2, а при выпущенных закрылках и предкрылках _кр=24,5, Сумах==2,37. При выпущенных только закрылках на 43° _кр=13,5, Сумах==2,5, а при выпущенных закрылках и предкрылках _кр=25°, Сумах=3 (см. рис. 3, кривые 2, 4 и 3,5).

Выпуск закрылков с предкрылками обеспечивает требуемые значения Су для взлета и посадки. Кроме того, вследствие улучше­ния обтекания концевых частей профиля обеспечивается благопри­ятный характер изменения коэффициента продольного момента самолета m_z до углов атаки 24... 26° и этим обеспечивается доста­точная устойчивость и управляемость на эксплуатационных углах атаки. Следует подчеркнуть, что при углах атаки менее 0° возни­кает срыв потока на нижней поверхности профиля крыла и возни­кает тряска при полностью выпущенных закрылках и предкрыл­ках. Это следует учитывать при заходе на посадку, не допуская полета на углах атаки менее 0°.

3. Тормозные щитки и гасители подъемной силы расположены на верхней задней поверхности профиля крыла впереди закрылков. Тормозные щитки состоят из двух внутренних и двух внешних сек­ций, установленных на каждой СЧК (см. рис. 2, 4 и 5). Площадь щитка составляет 5,27% площади крыла, размах—30% размаха крыла, отклоняются вверх на угол—40°. Тормозные щитки откло­няются на полный угол после приземления и при прерванном взле­те. Гасители подъемной силы состоят также из двух внутренних двух внешних секций, установленных на каждой ОЧК. Площадь гасителей подъемной силы составляет 3,62% площади крыла, размах—25,2% размаха крыла, отклоняются вверх на угол 20°. Гасители подъемной силы работают в двух режимах: в тормозном режиме на пробеге после приземления и при прерванном взлете, а также при экстренном снижении и, по усмотрению командира корабля, при нормальном снижении с эшелона полета: в элеронном режиме. Причем в этом случае отклоняется гаситель подъемной силы вверх на той ОЧК, где элерон поднимается вверх. Если при выпущенных закрылках и предкрылках выпустить тормозные щитки на 40 и гасители подъемной силы на 20 (см. Рис. 2 и рис. 8, г), картина обтекания и распределения давления по профилю значительно изменится. В верхней части профиля впереди тормозного щитка или гасителя подъемной силы поток тормозится, а давление увеличивается. За щитком или гасителем подъемной силы создается большое разрежение и давление уменьшается. При таком изменении давления коэффициент подъемной силы значительно уменьшается, а Сх увеличивается, причем при выпуске щитка в большей степени, чем при выпуске гасителя подъёмной силы. Кривая зависимости Су=f() при выпущенных закрылках на 43, предкрылках на 25, тормозных щитках - на 40" и гасителях подъемной силы - 20 изображена на рис. 3, 6. Легко видеть, что если после приземления выпустить щиток и гаситель подъемной силы на полный угол, то на =3° Су уменьшится от 1.8 до 0,5 , т.е. Су=1,3 , на =10 Су-1,2 (см. Рис. 3, 3 и 6 ) .

Изменение аэродинамических характеристик при различной конфигурации самолёта кроме графиков (см. Рис. 3) показано в табл. 1.

Изменение аэродинамических характеристик, вызванное выпуском механизации крыла, вызывает значительные изменения и лётных характеристик самолёта.

1. Уменыпается скорость отрыва. В момент отрыва подъемная сила практически равна взлётному весу самолёта. При отклонении закрылков и предкрылков Су увеличивается и равенство YG будет достигнуто на меньшей скорости на разбеге. Самолёт Ил-76 отрывается на угле атаки около 10. С убранной механизацией Су=0,8, а при з=30 и пр=14 Су=1,58. Следовательно, Су увеличится в 1,96, а скорость отрыва уменьшится в 1,96=1,4. Так, например, при взлётном весе 170 т скорость отрыва с выпущенной механизацией 14/30 равна 270 км/ч, а с убранной – она была бы 370 км/ч. Как видно из этого примера скорость отрыва вследствие выпуска механизации уменьшается на 100 км/ч.

При отклонении закрылков на 43 и предкрылков на 25 (взлёт с ГВПП) Су увеличивается в большей степени, а скорость отрыва уменьшается в 1,6 – 1,7 раза. Следует помнить, что максимально допустимая путевая скорость самолёта на разбеге по условиям прочности пневматиков колёс основных опор шасси равна 290 км/ч. Следовательно, учитывая это ограничение взлёт с убранной механизацией недопустим.

2. Уменьшается длина разбега. Если закрылки и предкрылки отклонены во взлетное положение, ускорение самолета при разбеге почти не изменяется, так как при любой скорости на разбеге лобо­вое сопротивление увеличено, но сопротивление трения качения ко­лес по ВПП примерно на такую же величину уменьшено.

Уменьше­ние трения объясняется уменьшением давления колес самолета на поверхность ВПП в результате большей подъемной силы при любой скорости разбега. Следовательно, самолет при разбеге с вы­пущенной механизацией увеличивает скорость с тем же ускорени­ем, что и с убранной, но скорость отрыва значительно уменьшается, а значит время и длина разбега также значительно уменьшаются.

3. Упрощается расчет на посадку. Следует помнить, что прос­тота и точность расчета на посадку определяется длиной воздуш­ного участка посадки (расстояние, проходимое самолетом по гори­зонтали с высоты 15 м до момента приземления) и чем он меньше, тем расчет на посадку проще. Величина воздушного участка по­садки определяется в основном разностью между скоростью сни­жения и скоростью касания (приземления) самолета и чем эта разность меньше, тем длина воздушного участка посадки тоже меньше, а расчет на посадку проще.

На самолете Ил-76Т безопасная скорость снижения только на 20...30 км/ч больше скорости приземления. Так, например, при Gпос==108 т Vсн==210 км/ч, а скорость приземления не менее 190 км/ч. Небольшое значение безопасной скорости снижения объясняется большой величиной Су снижения Су=1,65...1,7 вследст­вие выпуска закрылков и предкрылков.

Воздушный участок посадки также значительно уменьшается вследствие большого коэффициента Сх при посадочной конфигура­ции самолета.

Так, при посадочном весе 120 т длина воздушного участка по­садки около 350 м, а при (Gпос==150 т - 450 ...500 м (безветрие).