АЭРОДИНАМИКА КРЫЛОВЫХ ПРОФИЛЕЙ

1.1. Аэродинамические характеристики крыловых профилей

Обтекание центральных сечений стреловидных крыльев дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов, ха­рактеризующихся относительно большими удлинениями (Я = 8-7-12), близко к плоскому обтеканию аэродинамических профилей (крыльев бесконечного размаха). В связи с этим возможно исследование профилей и их проектирование с высокими аэродинамическими характеристиками в условиях плоского обтекания. Удачный выбор профилировки крыла в значительной степени обуславливает получение высоких характеристик всего крыла и самолета в целом. Выбор профилировки крыла связан с удовлетворением различных требований, предъявляемых к самолету (обеспечение требуемой дальности полета, высокой топливной эффективности, крейсерской скорости, обеспечение безопасных условий взлета и посадки и др.). Необходимо также учитывать конструктивные особенности самолета, весовые данные и другие факторы.

Профиль крыла дозвукового самолета (рис. 1.1) характеризуется следующими основными геометрическими параметрами:

—максимальной относительной тощиной c~~fo (с = 8-^20%)и ее положением по хорде *с<*с=20^50%);

„ „ 7 /max

—максимальной относительной вогнутостью /шах— £

(Ушах~ 2 “г 6%) и ее положением по хорде ^ (%f = 15-г-60 %);

— — Ж.

—относительным радиусом носка рн — ^ , нередко характеризуемого параметром 0,5 — г1,5;

—формой симметричной части Усим. = =(), 5 х (jBepx.-

— У нижні И средней ЛИНИИ У ср. л. = — Q. 5 X верх. + нижн).

Рис.1.1- Основные геометрические характеристики профиля Кроме того, важными геометрическими характеристиками профиля являются, угол наклона поверхности в хвостовой части профиля и толщина задней кромки.

Ниже рассмотрены основные аэродинамические характеристики профилей и их зависимость от ряда геометрических параметров. Важной характеристикой профиля является величина коэффициента профильного сопротивления Схр, которая обычно изображается в виде поляры (зависимости коэффициента подъемной силы Су от Схр). При докритических числах Маха профильное сопротивление складывается из сопротивления трения (результат действия касательных к поверхности профиля сил трения) и сопротивления давления (результат действия нормальных к поверхности сил давления). В условиях полета, типичных для пассажирских и транспортных самолетов, профильное сопротивление может составлять свыше половины общего лобового сопротивления крыла и уменьшение профильного сопротивления позволяет повысить аэродинамическое качество К — Су/Сх-

Величина профильного сопротивления в значительной степени определяется состоянием пограничного слоя, в частности, протяженностью участков ламинарного пограничного слоя. Увеличение этой протяженности снижает профильное сопротивление за счет того, что коэффициент трения в ламинарном пограничном слое существенно

ниже, чем в турбулентном слое. При числах Рейнольдса вплоть до Re=(15e106-r20e106), как правило, на участках отрицательного градиента давления течение является ламинарным, а переход пограничного слоя из ламинарного в турбулентный происходит при положительном градиенте давления. Протяженные участки ламинарного пограничного слоя достигаются путем смещения вниз по потоку положения точки максимальной скорости и монотонного ускорения потока до этой точки. Подобная эпюра давления реализуется за счет специальной формы профиля со смещенным по потоку положением максимальной толщины и вогнутости профиля (ламинаризированные профили). При этом важную роль играет шероховатость поверхности. Повышение степени шероховатости может вызвать преждевременный переход пограничного слоя даже при благоприятном (отрицательном) градиенте давления. Кроме того, увеличение шероховатости поверхности приводит к росту сопротивления трения в пограничном слое.

В связи с перестройкой зпюры давления при изменении величины Су, даже для ламинаризированных профилей, добиться малого профильного сопротивления можно лишь в ограниченном диапазоне значений Су. Характерный пример поляры ламинаризированного профиля приведен на рис. 1.2, где хорошо видна область малых значений сопротивления, связанная с эффектом ламинаризации (Су”

О-г 0,4). Наличие шероховатости приводит к ликвидации эффекта ламинаризации, турбулизации пограничного слоя на профиле и к. значительному увеличению сопротивления.

Минимальное значение коэффициента профильного сопротивления на поляре (Сх=Сх пип)- обычно увеличивается с ростом максимальной— относительной толщины профиля с (см. рис. 1.3). С возрастанием величины Су сопротивление увеличивается все более интенсивно, что связано с формированием и развитием отрыва пограничного слоя.

Несущие свойства профилей характеризуются величинами Сд, шах и Су доп, смысл которых поясняется ниже. Коэффициент подъемной силы растет с увеличением угла атаки а до критического угла атаки «крит., при котором достигается максимальное значение

Рис Л.2. Поляры для гладкой и шероховатой поверхности профиля с максимальной относительной толщиной с = 15% при числе Re—6 ■ 10

РисЛ. З. Изменение коэффициента минимального сопротивления по максимальной относительной толщине для гладкой и шероховатой поверхности

Су — Сушах. С дальнейшим увеличением а величина Су уменьшается(рис.1.4).Такое поведение зависимости Су(а)связано с отрывом потока на верхней поверхности профиля при больших углах атаки. Обтекание при а —а крит. соответствует наличию развитого отрыва — (хслр^О. б). До некоторого значения угла атаки зависимость Су(а), как правило, близка к линейной. Тангенс угла наклона этой

зависимости количественно слабо зависит от формы профиля и

его максимальной относительной толщины с (рис. 1.5). При наступлении отрыва определенной интенсивности обычно наблюдается

Re = 6-ю6 с = 15% Рис. 1.4. Несущие и моментные характеристики профиля с —15% при числе Re = 6 • 106

отклонение зависимости Су(а)от линейной. Соответствующее этому углу атаки значение Су называется допустимым значением коэффициента подъемной СИЛЫ Судоп. (рис. 1 .4).Величины Сушах И Су доп увеличиваются с ростом числа Рейнольдса в связи с затягиванием отрывных явлений до больших значений угла атаки(рис. 1.6).

Значения Сушах зависят от геометрических параметров профилей. Эти зависимости не могут быть выражены аналитически, однако обобщение большого количества экспериментальных результатов позволяет указать тенденции изменения Сушах в зависимости от различных геометрических пераметров. Так, например, зависимость Сушах от максимальной относительной толщины профиля имеет максимум при с —12 -г 15% (рис. 1.6). Увеличение в

Определенных Пределах максимальной ВОГНУТОСТИ ПрофиЛЯ /пах

приводит к увеличению Сушах. При этом растет и величина U —угол атаки, соответствующий нулевой подъемной силе (угол нулевой подъемной силы). Росту значения Сушах способствует

увеличение радиуса носка Рн в пределах изменения параметров ^т=

О

1“^1,3. и выбор формы носовой части профиля.

Рис. 1.5. Изменение производной Су по с при числе Re = 6-Ю6 Важной аэродинамической характеристикой профилей является величина т#)-коэффициент продольного момента при нулевой

подъемной силе. Зависимость коэффициента продольного момента тг от Су обычно близка к линейной до Су= Судоп. и тангенс угла наклона

этой зависимости (при определении величины шг

относительно передней кромки профиля) отличается на 0,02—0,05 по абсолютной величине от теоретического значения относительного положения фокуса для тонкого профиля лГР = |гаіу| = 0,25 (рисЛ.4) и слабо зависит от основных геометрических параметров профиля(с, 7max). Величина тго, с одной стороны, определяет продольный момент крыла и потребные потери подъемной силы на балансировку самолета, а с другой стороны, в некоторой степени определяет требования к прочности конструкции крыла. Величину шго желательно по возможности уменьшить, что достигается изменением формы средней линии профиля. Величина mZo | возрастает^ с увеличением максимальной относительной вогнутости профиля /шах (рис. 1.7), причем эта зависимость шго (/шах) близка к линейной. Величина |wzo| возрастает также с ростом %s—положения максимальной вогнутости. Величина Шго обычно пропорциональна величине Go—углу атаки нулевой подъемной силы.

Рис Л.6. Изменение коэффициента максимальной подъемной силы по с для разных чисел Re

Все сказанное выше относится к обтеканию профилей при малых числах Маха. С ростом числа Маха наступает момент, при котором на поверхности профиля возникает звуковая скорость.

Соответствующее число Маха набегающего потока называется критическим числом Маха, М кр.. При дальнейшем увеличении числа Маха набегающего потока увеличиваются размеры местной сверхзвуковой зоны и интенсивность скачка уплотнения, замыкающего эту зону. Наличие скачка уплотнения приводит к возникновению дополнительного сопротивления, называемого волновым сопротивлением. Кроме того, скачок уплотнения, представляющий собой область резкого роста давления, при достаточной интенсивности скачка приводит к отрыву пограничного слоя, к дальнейшему увеличению сопротивления, изменению продольного момента и подъемной силы. Комплекс неблагоприятных

Re = 6 -106 с = 15% Рис. 1.7. Изменение коэффициента продольного момента при нулевой подъемной силе по максимальной вогнутости для профиля £=15% при числе Re = 6 * 106

Рис. 1.8. Изменение коэффициента профильного сопротивления и величины аэродинамического качества по числам М для профиля £=12% при Су^0,5

явлений, связанных с формированием скачков уплотнения, получил название“волновой кризис”.

В соответствии с изложенным, зависимость коэффициента сопротивления профиля от числа Маха набегающего потока при Су= const имеет вид, представленный на рис. 1.8. Сопротивление профиля при докритических числах Маха слабо зависит от числа М. Рост сопротивления при закритических числах Маха обусловлен волновым сопротивлением и возможным отрывом пограничного слоя. Заметный рост сопротивления начинается не при М = М кр., а при числе Маха, несколько превышающим М кр.. На практике начало резкого роста сопротивления принято характеризовать величиной числа Маха Міф.

j р

при котором выполняется условие" =0,1.

На самолетах малых дозвуковых скоростей использовались профили с большими местными возмущениями на верхней поверхности и, соответственно, с небольшими значениями критического числа Маха (М*р). С увеличением скорости полета первым этапом повышения величины Мкр. явилось уменьшение возмущений путем ослабления неравномерности их распределения вдоль хорды. Это достигалось за счет смещения положения максимальной толщины и вогнутости к середине хорды, а также некоторого уменьшения максимальной вогнутости. Применение таких профилей, названных впоследствии “классическими”или“обычными”скоростными профилями, позволило увеличить крейсерскую скорость полета на 50 —100 км/час. Разработанные в ЦАГИ профили этого класса сравнительно небольших относительных толщин (с< 12%) использовались на большинстве послевоенных отечественных самолетов.