Аэродинамическое качество крыла

Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла.

Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки:

К=

Подставив в формулу выражения для подъемной силы Y и лобового сопротивления  X , получим формулу такого вида:

Следовательно, аэродинамическое качество можно рассчитывать, как отношение коэффициентов аэродинамических сил C_y и C_x .

Поэтому определяющими факторами, влияющими на аэродинамическое качество крыла, являются:

- угол атаки,

- форма профиля,

- относительная толщина и кривизна профиля,

- форма крыла в плане,

- состояние поверхности  крыла.

Величина качества для современных самолетов может достигать 14-15, а для планеров 45-50. Это означает, что крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 и более раз.

Аэродинамическое качество взаимосвязано с таким понятием, как угол качества  (см. Рис. 3.14).

Угол качества - это угол между векторами подъемной и полной аэродинамической сил.

Из векторного треугольника можно вывести следующую формулу:

Величина называется обратным качеством. Формула показывает, что между аэродинамическим качеством и углом качества существует обратная связь: чем больше аэродинамическое качество, тем меньше угол качества, и наоборот.

Влияние угла атаки на аэродинамическое качество крыла. По значениям коэффициентов C_Y  и  C_X строится график зависимости К от угла атаки K=f ( α ), см. рис.3.21.

Рис.3.21 Зависимость аэродинамического качества от угла атаки

График показывает:

-На угле атаки нулевой подъемной силы К=0, так как на этом угле атаки . 

-С увеличением угла атаки качество крыла вначале увеличивается, а затем уменьшается.

Максимальной величины качество достигает на некотором угле атаки, который называется наивыгоднейшим α_нв. Для крыльев современных самолетов α_нв=4 8.

Увеличение качества до угла атаки α_нв объясняется тем, что в этом диапазоне углов атаки на крыле наблюдается плавное обтекание, и подъемная сила растет быстрее, чем лобовое сопротивление.

На углах атаки больше α_нв из-за роста индуктивного сопротивления, а также из-за срывных явлений на поверхности крыла, подъемная сила увеличивается медленнее по сравнению с лобовым сопротивлением. Аэродинамическое качество снижается.

Величина аэродинамического качества во многом зависит от геометрических характеристик крыла. С увеличением относительной толщины и кривизны профиля качество его уменьшается, так как профильное сопротивление таких профилей больше, чем для тонких и симметричных.

Величина профильного сопротивления зависит от состояния пограничного слоя. Уменьшить его можно путем ламинаризации профиля. Этого можно достигнуть путем смещения назад (на расстояние примерно до 50% хорды) максимальной толщины профиля и путем отсасывания пограничного слоя с поверхность крыла.

Результаты исследований показали, что получаемый выигрыш в качестве позволяет увеличить дальность полета примерно на 40 – 50%.

Уменьшение сопротивления можно достигнуть путем применения геометрической крутки крыла. За счет крутки общее индуктивное сопротивление его будет меньше, качество увеличивается.

Форма крыла в плане и удлинение крыла влияет, главным образом, на величину индуктивного сопротивления. С увеличением удлинения крыла индуктивное сопротивление его уменьшается, что приводит к повышению аэродинамического качества крыла.

Аэродинамическое качество зависит от состояния поверхности крыла. Об этом нельзя забывать при выполнении работ по техническому обслуживанию самолетов.

Занятие №6

Поляра крыла

Для расчетов летных характеристик крыла важно знать одновременное изменение С_у иС_х в диапазоне летных углов атаки.

Для этой цели строится график зависимости коэффициентов С_у от С_х, называемый полярой (рис. 3.22,а).

                                                                                                      в

Рис. 3.22 Принцип построения поляры крыла

Для построения поляры крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки.

Выше было отмечено, что при продувках модели на аэродинамических весах замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления X. По формулам рассчитываются коэффициенты:

С_у = ;             С_х = .    

После расчета коэффициентов на различных углах атаки строится график.

Построение поляры. Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. По вертикальной оси откладываются значения С_у, а по горизонтальной – С_х. Масштабы для С_у и С_х обычно берутся разные: для С_у  масштаб в 5 раз крупнее, чем для С_х. Значение угла атаки проставляется рядом с данной точкой.

Название «поляра» данный график получил потому, что эту кривую можно рассматривать как полярную диаграмму, построенную в координатах коэффициента полной аэродинамической силы С_R и угла j, где j- угол наклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего потока (рис3.22,в).

Если из начала координат (Рис. 3.22), провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны векторам _y и _x. Угол, заключенный между векторами R и _y представляет собой угол качества θ (рис.3.22.б).

Анализ поляры. По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки и значений коэффициентов на них.

-Угол атаки нулевой подъемной силы a_о находится на пересечении поляры с осью С_х, так как для этой точки  С_y = 0.

-Угол атаки, на котором С_х имеет наименьшую величину, находится проведением касательной к поляре, параллельной оси С_y. Для современных крыльевых профилей этот угол заключен в диапазоне от 0 до 1°.

-Наивыгоднейший угол a_наив. На наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное, а угол качества  будет минимальным.

Для определения a_наив нужно провести касательную к поляре из начала координат. Точка касания будет соответствовать θ_мин, a_наив. Для современных крыльев a_наив составляет 4 - 6°.

-Критический угол атаки a_крит. Для определения критического угла атаки необходимо провести касательную к поляре, параллельную оси С_х. Точка касания будет соответствовать a_крит. Для крыльев современных самолетов a_крит составляет от 15 до 20⁰.

-Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся проведением секущей к поляре из начала координат. В точках пересечения находятся углы атаки a₁  и a₂, на которых аэродинамическое качество будет одинаково, но меньше К_макс.

Вывод: С помощью поляры рассчитываются многие летные характеристики крыла и самолета.