Аэродинамические характеристики крыльев большого удлинения со сверхкритическими профилями

Применение сверхкритических профилей для стреловидных крыльев позволяет значительно увеличить крейсерские скорости полета и аэродинамическое качество современных магистральных самолетов. Ниже приведены результаты аэродинамических исследований ЦАГИ, направленных на решение этих задач. Как уже отмечалось выше, задача увеличения скорости полета самолета решается путем использования в аэродинамической компоновке крыла сверхкритических профилей. В качестве примера рассмотрим аэродинамические характеристики самолета со стреловидными крыльями 1 и 2(рис.2.5), имеющими одинаковую относительную толщину Стах” 12-9-9% соответственно в бортовых, центральных и концевых сечениях и различающимися только формой профилей: крыло 1 спроектировано на базе сверхкритических профилей, а крыло 2 на базе обычных профилей. Сравнение форм средних линий профилей крыльев 1 и 2 и расчетного распределения давления в плоском потоке по хорде профиля при М — 0 и Су—0,4 в условиях идеальной несжимаемой жидкости по методу вихревого слоя приведено на рис. 2.6. В соответствии с формой рассматриваемых сверхкритических профилей, расположенных в центральных и концевых сечениях крыла, при малых скоростях в носовой части этих профилей образуется “пик” разрежения с последующим “полочным” участком давлений относительно небольшой величины, обеспечивающим меньшие по сравнению с обычными профилями скорости на верхней поверхности крыла и приводящим вследствие этого к повышению М*.

вследствие более переднего положения линии перехода пограничного слоя. При больших числах Re сопротивление и аэродинамическое качество этих крыльев при докритических числах М сближаются.

Рис.2.6. Сравнение форм средних линий корневых и концевых обычных(крыло 2)и сверхкритических профилей(крыло 1); распределение дввленияС*>=/(я)для этих профилей при М = 0 и Су = 0,4

Применение сверхкритических профилей в стреловидных крыльях приводит к увеличению коэффициента подъемной силы при заданном угле атаки, увеличению Су доп, повышению В результате ЭТОГО Су max при больших числах М и увеличению mZo на пикирование вследствие большей “нагруженности” хвостовой части профиля (рис.2.8).

Рис.2.8. Зависимости Су, тг- / (а)при М-0,15 и 0,9 для модели самолета с крыльями 1 и 2

Таким образом, применение сверхкритических профилей той же толщины, что у обычных профилей, в системе стреловидного крыла *=35°, оказывает такое же качественное влияние на аэродинамические характеристики, как в плоском потоке.

Выше было показано, что применение сверхкритических профилей В стреловидном крыле приводит К заметному повышению ГПго на пикирование и снижению аэродинамического качества при докритических числах М. Увеличить М? Р не снижая максимального аэродинамического качества при докритических числах М, и уменьшить величину Шго можно в результате применения профилей, форма передней части которых близка к форме лучших классических профилей или совпадает с ней, а хвостовая часть спроектирована по принципу сверхкритического профиля. Такой сверхкритический профиль при увеличении числа М обеспечивает меньшие(по сравнению с обычным профилем) местные скорости, позволяет устранить (как сверхкритический профиль) или заметно уменьшить интенсивность скачка уплотнения.

На рис.2.9 и 2.10 приведены результаты исследований аэродина­мических характеристик самолета с крыльями я=35°; А(без наплыва)”7; Стах = 13 — 9 — 9%, различающимися только формой хвостовой части профиля. Крыло 1 этой модели спроектировано на базе обычных профилей, а крыло 2-на базе описанных выше сверхкритических профилей. Как видно из рисунка, сверхкритичность хвостовой части профиля приводит к увеличению М? р и уменьшению волнового сопротивления при значениях Су >0,2; но при этом увеличивается коэффициент лобового сопротивления Схо при Су = О во всем исследованном диапазоне чисел М. В результате максимальное аэродинамическое качество самолета с крылом 2 превышает Ктах этой модели с крылом 1 (см. рис.2.10) во всем исследованном диапазоне чисел М. Однако выигрыш в величине М*р модели с крылом рассмотренного сверхкритического профиля несколько меньше (на А М£> ~0,01 -Ь0,015), чем у модели с крылом, образованным по сверхкритическим профилям с меньшей толщиной хвостовой части и большей S-образностью средней линии (см. рис.2.7).

Таким образом, исследования показали, что применение

сверхкритических профилей для стреловидных крыльев позволяет значительно увеличить крейсерские скорости самолетов, не уменьшая толщины крыла Ц]. 7

Рис.2.9. Зависимости Cx-f(Cy) При М = 0,8 и 0,85 для модели самолета с обычным стреловидным крылом 1 и сверхкритическим крылом 2

Рис.2.10. Сравнение зависимостей Яшах —/(М), C,(C, = 0-2-0f4)=/(M) для модели самолета с обычным стреловидным крылом 1 и сверхкритическим крылом 2

Существенным преимуществом применения новых профилей в стреловидных крыльях является дальнейшее увеличение аэродинамического качества путем применения толстых сверхкритических крыльев умеренной стреловидности большого удлинения. При крейсерской скорости полета для решения этой задачи разработаны сверхкритические профили с большой относительной толщиной. Для иллюстрации на рис.2.11 приведено сравнение зависимостей K~f{Cy) ДЛЯ обычного ТОЛСТОГО Профиля (Стах= 15%) с “полочным” распределением давления и сверхкритического профиля (Стах —15%) при М = 0,7. Как видно из рисунка, аэродинамическое качество толстого сверхкритического профиля при заданном числе М значительно больше, чем обычного профиля той же толщины. Экви­валент" размена” относительной ТОЛЩИНЫ профиля Опах На М кр мож­но определить по рис.2.11. Из приведенных заисимостей следует, что относительную толщину разработанных в ЦАГИ сверхкритических профилей можно увеличить почти в 1,3—1,5 раза при сохранении

неизменным М*р(или увеличении его на А М? р~ 0,04-г 0,05 при сохранении неизменной относительной толщины профиля). Увеличение толщины можно трансформировать либо в уменьшение массы конструкции крыла при заданном удлинении, либо в увеличение максимального аэродинамического качества путем увеличения удлинения крыла и уменьшения его стреловидности.

Рис.2.11. Сравнение зависимостей /^=/(Су)при М = 0,7 для обычного и сверхкритического ТОЛСТОГО Профиля Стах =15%, а также М? р = /(с%) для этих профилей

Возможности сверхкритических профилей ЦАГИ для увеличения максимального аэродинамического качества использованы при разработке аэродинамических компоновок стреловидных крыльев большого удлинения с различной стреловидностью(*=20,25,30,35°). Эти исследования позволили установить зависимость от

относительной толщины сверхкритических стреловидных крыльев и эквивалент"размена”этой толщины на М*Р. В отличие от профиля, установление количественного эквивалента "размена” толщины стреловидных крыльев на Mi£ усложняется в связи с нелинейным распределением толщины, при котором в бортовых сечениях относительная толщина профиля значительно увеличивается по сравнению с толщиной профиля консоли крыла. На рис.2.12 приведены обобщенные зависимости М *р = f{%C ср) (здесь с Ср средняя

относительная толщина консоли стреловидных крыльев) при толщине профиля в бортовых сечениях Стах—15%. Число Ш*р определялось при Су — 0,5. Эти зависимости позволяют определить при заданном М*р стреловидность крыла и возможное распределение толщины сверхкритических профилей вдоль крыла, а для прямых крыльев и крыльев умеренной стреловидности!* = 20 4~ 25°) установить эквивалент “размена”толщины на М? р.Так, при М? р=0,76 для стреловидных крыльев с * = 204-25° применение сверхкритических профилей позволяет увеличить толщины этих крыльев более чем в 1,5 раза—вместо Стах —9 4~ 8% ДЛЯ обычных Профилей Применить Стах — 15“МЗ%для сверхкритических профилей(см. рис.2Д2) соответственно в бортовых сечениях и на консоли крыла. Исследования также показали, ЧТО утолщенные (Стах—15-г 16% в бортовых сечнвиях и 114-10% на консоли) стреловидные крылья с Я —30° позволяют обеспечить высокие значения Атах(рИС.2ЛЗ) при М? р = 0,84-0,82 соответственно.

Рис.2.12. Обобщенные зависимости МкР — /(*, Сер) (по консоли) при Стах = 154-16% в бортовых сечениях для модели крыло+фюзеляж

М* и величину /Спах при околокритических и закритических скоростях (см. рис.2ЛЗ).

Из зависимостей Кт&х и Япах • М=/(М), приведенных на рис. 2.14, следует, ЧТО толстое (Стах— 16~ 11 — 9%) СВЄрХКриТИЧЄСКОЄ Крылов = 30°) с удлинением без наплыва Я = 9,5 увеличивает Ктах на АЯтах = 2 и на 15% повышает параметр (Яшах • М)при М=0,8 по сравнению с их значениями у обычного крыла (лг=350,Лб. н.=7,8), применяемого на пассажирских самолетах, рассчитанных на крейсерские скорости полета, соответствующие числам М = 0,83 — г 0,85.

Рис.2.14. Сравнение зависимостей Ктах И (Яшах • М) = /(М)для модели фюзеляжа(5ф= 10,5%)со сверхкритическим крылом *=30°, Аб. н. = 9,5 и обычным стреловидным крылом 2 = 35% Аб. н.=7,8 Таким образом, применение в аэродинамической компоновке крыла большого удлинения сверхкритических профилей позволяет увеличить его относительную толщину, не вызывая возрастания волнового сопротивления при крейсерских скоростях полета. Более

толстое крыло позволяет увеличить его удлинение, что приводит к повышению /Стах. Это иллюстрирует рис.2Д5, на котором приведены зависимости максимального аэродинамического качества модели фюзеляжа со сверхкритическими крыльями (*—30°) различного удлинения от числа М. Исследования показали, что изменение удлинения крыла практически не оказывает влияния на величины коэффициента лобового сопротивления Схо и М*р, но приводит к снижению индуктивного сопротивления и увеличению аэродинамического качества. При докритических числах М? р зависимость /Стах(А) близка к линейной с наклоном производной d/Спах/ dA ~ 1,0 Л — 0,8 в исследованном диапазоне удлинений. Производные difmax/dA зависят от того, насколько велика доля индуктивного сопротивления в общем сопротивлении самолета. В общем случае величина d/Cmax/dA будет определяться уровнем /Стах и коэффициентом лобового сопротивления СХОу зависящим от суммарной площади миделевого сечения фюзеляжа и гондол двигателей.

Рис.2.15. Зависимости /Стах, Сх ( Су = 0 — г 0,5) = / (М) ДЛЯ сверхкритических крыльев 2=30с различного удлинения (л~ 8 “10) с фюзеляжем

Как указывалось выше, аэродинамическая компоновка крыла—это набор соответствующим образом установленных профилей, которые формируют несущую поверхность стреловидного крыла. Трудности заключаются в том, что на стреловидных крыльях конечного размаха существуют области “корневого”и “концевого” эффекта. Для этих сечений выбор профилировки представляет дополнительные трудности и проводится в соответствии с требованиями, чтобы изобары, линии равных давлений, оставались прямыми линиями и следовали геометрии крыла. Ниже приводятся некоторые результаты экспериментальных исследований, иллюстрирующие влияние формы профилей в центральных и 6ортовых(корневых)сечениях на коэффициент сопротивления и аэродинамическое качество стреловидных крыльев.

На рис.2.16 приводятся результаты исследований аэродинамического качества Яшах = /(М), коэффициента сопротивления Сх= / (М)при Су=0,5, а также эпюры давлений Cp=f(x) на верхней поверхности сравнительно толстых сверхкритических крыльев х~25°, Я— 10, отличающихся формой профиля в центральном сечении: крыло 1 (пунктир) составлено из сверхкритического профиля первого поколения, крыло 2(сплошные кривые)—из сверхкритического профиля второго поколения. Отличительной особенностью профиля крыла 1 является умеренное заднее нагружение, достаточно протяженные участки ламинарного обтекания при малых числах Re~2,5 • 106 в условиях АДТ~106 и развитая сверхзвуковая зона, замыкающаяся скачком уплотнения при М — 0,75, С*=0,5.Замена профиля в базовом сечении, на изломе задней кромки крыла, на сверхкритический профиль второго поколения позволила существенно понизить уровень давлений на верхней поверхности крыла и за счет этого увеличить на Л 0.02 при заметном повышении параметра аэродинамической дальности (i£nax • М) при числах М — 0,78-г0,8.

Аналогичные результаты получены при испытании модели самолета с толстыми крыльями ^=28% (стах=15-11-10%), спроектированными на базе сверхкритических профилей второго поколения, установленными в центральных и концевых сечениях.

Рис.2.16. Зависимости Сх — /(М)при Cy^const» /Стах, (/Стах’М) =/(М), Ср(%) по верхней поверхности сверх критического профиля 1 СО поколения (пунктир) и 2 го поколения (сплошная линия) при М = 0,75 в центральном сечении крыла * = 25Л = 10, Стах = 14,5-12—10%

На рис.2.17 приводятся зависимости Кт&х— / (М)модели планера самолета с крыльями *=28% Л = 9,6, отличающимися формой профилей первого поколения и второго поколения, а на рис. 2.18 приведен расчет околозвукового обтекания крыла при М —0,75; 0,78иМ = 0,8, Су=0,6 с профилями второго поколения (а) в различных сечениях по размаху, выполненный порабогэ [2].Этот. тип профилей при расчетных числах М — 0,78 и Су~ 0,6 имеет на верхней поверхности достаточно развитые передние по хорде сверхзвуковые зоны с изознтропическим сжатием потока, обеспечивающими крылу практически такие же высокие значения /Стах, как и для крыла с профилем 2 поколения (б), имеющим на этих режимах полочный характер обтекания (рис.2.16).

Рис.2.17. Зависимости #тах=/(М) планера самолета (# = 11 км) со сверхкритическими крыльями X = 28% Л = 9,6, стах=14,5—11-9%, составленными из профилей I поколения (пунктир) и II поколения (сплошная, штрихпунктир)

Влияние формы и толщины профиля в бортовых (корневых) сечениях крыла приводится на рис.2.19 и рис.2.20. На обычных стреловидных крыльях х—35% Я~7-^8 нашли применение в бортовых сечениях профили ЦАГИ с передним положением максимальной толщины (яс max ^=0,3), положительной и отрицательной кривизны Ушах” —1%> На рис.2.19 приводятся результаты испытаний модели самолета с крыльями *=35% Л = 7,3, отличающимися между собой формой бортового сечения : на крыле 1 установлен симметричный профиль с передним положением максимальной толщины по хорде (хс max=0,3) и“треугольным”видом эпюры давления при М = 0, Су—0,4, а на крыле 2-профиль с задним положением максимальной ТОЛЩИНЫ И кривизны ПО ХОрдеДс тах“ =Xf max~0,5"^0,6.Этот профиль с меньшей полнотой и меньшим радиусом кривизны носка по сравнению с профилем крыла 1> но с “пиковым”,полочным обтеканием. Наличие профиля с задним по хорде

положением максимальной толщины и кривизны в бортовых сечениях крыла 2 вызывает существенный прирост волнового сопротивления АСх=/(М) при 0,85 и (М) при С,=0,5 и

М > 0,75. В результате уменьшилась величина М*р крыла и максимальное аэродинамическое качество модели во всем диапазоне чисел М.

Рис.2.18. Зависимости CP=f(x)в различных сечениях по размаху крыла х— 28% Л = 9,6 при М = 0,75, 0,78, 0,8, и Су=0,б На современных сверхкритических крыльях х~28^30° нашли применение утолщенные Сшах=15-г16% бортовые профили с передним положением максимальной ТОЛЩИНЫ и кривизны (хс тах = ~X/ max—0,3). На рис.2.20 приводятся результаты испытаний двух

моделей сверхкритических крыльев с фюзеляжем, отличающихся формой профиля в бортовых сечениях. На модели со сверхкритическим крылом 1(* = 30°,А = 8,5) установлен профиль с передним положением (хс max=Х/~ 0,3), а на крыле 2(х~30°, А = 9)—профиль с задним

(^стах — Я/тах— 0,4) ПОЛОЖЄНИЄМ МЭКСИМЭЛЬНОЙ ТОЛЩИНЫ И КРИВИЗНЫ.

Результаты исследований показали, ЧТО применение профиля С ХСтах = 0,3 отвечает принципам компоновки стреловидных сверхкритических крыльев X ^ 25° в бортовых сечениях и позволяет максимально реализовать эффект скольжения в этих сечениях. Систематические исследования аэродинамики обычных и сверхкритических крыльев различной стреловидности х ^ 25^45° показали, что для этих крыльев остается в силе основной принцип проектирования бортовых(корневых) профилей—применять профили с более передним положением максимальной толщины и максимальной положительной или отрицательной кривизны. Кроме того, для обеспечения благоприятной интерференции сверхкритического крыла и фюзеляжа необходимо в корневых сечениях использовать профили с

Рис.2.19. Зависимости/Стах, С*=/(М)при Су=0-г0,5 для модели самолета с крылом 1 с симметричным профилем переднего положения максимальной толщины и крылом 2 с вогнутым профилем заднего расположения кривизны и максимальной толщины

Рис.2.20. Сравнение зависимостей Anax, (Атах ■ M), Cjr^/CM) При Су —о-г 0,5 для модели крыла 1 и крыла отличающихся формой бортового профиля и круткой

уменьшенным или минимальным градиентом давления с целью сохранения безотрывного обтекания в местах сопряжения крыла с фюзеляжем.

Исследованиями также установлено, что для повышения аэродина­мического качества сверхкритических крыльев с фюзеляжами как в схеме“низкоплан”,так и в схеме“высокоплан”необходимо применять прямостенные зализы малого объема с плавным сопряжением их в носке и хвостовой части крыла с боковыми поверхностями фюзеляжа. Применение таких форм зализов снижает уровень сопротивления самолета, повышает аэродинамическое качество.

Применение сверхкритических крыльев большого удлинения на пассажирских самолетах связано с преодолением ряда конструктивных трудностей. Как указывалось выше, одной из особенностей сверхкритических профилей является большее значение коэффициента момента тангажа шго на пикирование при нулевой подъемной силе. Величину ЭТОГО коэффициента Шго для крыла можно уменьшить, применяя, отрицательную геометрическую закрученность сечений по размаху крыла. Отрицательную геометрическую крутку сечений по размаху сверхкритических крыльев применяют с целью улучшения крейсерских аэродинамических характеристик,“срывных” характеристик на больших околокритических и критических углах атаки, а также для снижения массы крыльев.

Известные методы расчета [3] позволяют определить влияние геометрической крутки сверхкритического крыла на его аэродинамические характеристики при докритических числах М и умеренных углах атаки в диапазоне линейной зависимости Су; тг= /(<?). Для иллюстрации на рис. 2.21 и 2.22 приведены расчетные зависимости коэффициентов подъемной силы, момента тангажа и индуктивного сопротивления при М — 0,8 для плоского сверхкритического крыла 1 (*=35% Я = 8,5) и крыльев,

геометрическая крутка которых изменяется по законам <р кр.—О, ~3°, "Закрыло 2), <р кр.=0, -3°, ^6°(крыло 3), <р кр. = 0* -3% -4°(крыло 4), соответственно в бортовых, центральных (2=0,4) и концевых сечениях. Результаты расчетных исследований показывают, что при докритических числах М геометрическая крутка, изменяющаяся по рассмотренным законам, приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы на заданном угле атаки вследствие роста оь (нулевого угла атаки); значительному уменьшению коэффициента момента тангажа на пикирование вследствие уменьшения нулевого момента тангажа шго; снижению изгибающего момента крыла и индуктивного сопротивления.

Рис.2.21. Расчетные зависимости Су, тг—/(а), Схі—/ ( Су)при М = 0,8 для плоского и геометрически закрученных сверхкритических крыльев *=35°, А —8.5 Уменьшение коэффициента момента тангажа и изгибающего момента вызвано благоприятным перераспределением коэффициента подъемной силы по размаху, при котором максимальные значения Сз>сеч. значительно уменьшаются в концевых и возрастают в корне­вых сечениях крыла. Применение соответствующего закона распределе­ния угла геометрической крутки по размаху крыла позволяет благопри­ятно изменить циркуляцию, приблизить ее к эллиптическому закону

распределения (см. рис.2.22) и, следовательно, уменьшить индуктивное сопротивление крыла до значений, соответствующих крылу минимального сопротивления. Отметим, что результаты расчета показывают тенденцию уменьшения индуктивного сопротивления закрученных крыльев (см. рис.2.21).

Рис.2.22. Расчетное распределение циркуляции Г сеч.=/(2), Гэллип=/(2) для плоского и геометрически закрученных сверхкритических крнльев *=35°,

А = 8.5 при М—0,8 и Су— 0,5

Экспериментально исследованные крылья были выполнены плоскими и геометрически закрученными по различному закону распределения угла крутки по размаху: линейному с изломом в центроплане, параболическому и др. (рис.2.23 и 2.24).Исследования показали, что геометрическая крутка уменьшает коэффициент лобового сопротивления при докритических числах М и заметно снижает волновое сопротивление при критических и закритических числах М. В результате этого аэродинамическое качество геометрически закрученного крыла больше аэродинамического качества плоского крыла(см. рис.2.23, 2.24).Отметим, что из всех исследованных законов распределения угла геометрической крутки по размаху обычного и сверхкритического крыльев более эффективен линейный закон с изломом в центроплане, а оптимальным значением угла крутки в отношении аэродинамического качества является <Ркр.^— 4° на конце крыла (см. рис.2.23). Экспериментальные исследования показали также, что геометрическая крутка сверхкритического крыла приводит к улучшению срывных характеристик самолета на больших углах атаки вследствие сохранения безотрывного. обтекания концевых сечений до больших углов атаки, а в результате этого—к повышению значений СУДОп, при которых возникает тряска самолета(рис.2.25). Геометрическая крутка уменьшает коэффициент момента тангажа крыла на пикирование и заметно улучшает характеристики продольной статической устойчивости модели самолета при больших углах атаки.

Рис.2.23. Влияние различных законов распределения угла геометрической закрученности по размаху обычного и сверхкритического крыльев на величину Яшах— f(<P ср)при М —0,8 Рассмотренные закономерности влияния геометрической закрученности крыла на аэродинамические коэффициенты относились к крейсерской крутке, когда на крыло действуют аэродинамические силы. В производственных условиях крыло изготавливается в так называемой стапельной форме, когда аэродинамические силы отсутствуют. Для того, чтобы в полете конфигурация самолета соответствовала разработанной аэродинамической компоновке, необходимо вводить в стапельную форму поправки, соответствующие

деформации конструкции в горизонтальном полете под действием аэродинамических и массовых сил.

Рис.2.24. Влияние геометрической закрученности сечений сверхкритического Крыла 2 = 35° на Яшах, С*(Су = 0,4)=/(М)модели крыло + фюзеляж

Деформации (прогиб) фюзеляжа сказываются незначительно в изменении общего баланса аэродинамических сил, а изменение угла атаки горизонтального оперения может быть компенсировано отклонением стабилизатора. Поэтому целесообразно вносить поправки в стапельную форму крыла.

Даже в горизонтальном полете деформации крыла зависят от режима полета (числа М, скоростного напора), а также от массы самолета в’ связи с выгоранием топлива. Чтобы минимизировать изменение аэродинамических характеристик самолета за счет деформаций конструкции, поправки к стапельной форме следует рассчитывать для средних полетного веса, крейсерского числа М и высоты полета.

Чтобы обеспечить в полете сохранение заданного распределения циркуляции по размаху крыла, в стапельную форму следует вйести поправки в аэродинамическую крутку крыла за счеж деформаций
изгиба и кручения.

При положительной стреловидности крыла деформации изгиба уменьшают местный угол атаки поточных сечений, который может быть расчитан по формуле:

л _ d у.

А а изг.— —Sin X аж.

d у

где ^ —местный угол отклонения касательной к оси жесткости

крыла под действием суммарного нагружения в крейсерском полете,

X о. ж. —угол стреловидности оси жесткости.

Деформации кручения крыла увеличивают поточные углы атаки сечений, когда фокус профиля находится впереди оси жесткости, но

уменьшают их при шго<0 и при выносе двигателей вперед; эти изменения могут быть подсчитаны по формуле:

A CL крут. — 0COSX о. ж.

где в—местный суммарный угол закрутки сечения крыла относительно оси жесткости под действием суммарной нагрузки. Таким образом, стапельная крутка крыла будет

ф етап.” ф кр. (А О, изг.~Ь А & крут.)>

где ф кр. —потребная крутка крыла в крейсерском полете.

Для крыльев с углом стреловидности * = 20-г 30° наибольший вклад в изменение крутки крыла вносят деформации изгиба.

Кроме изменения крутки крыла, деформации изгиба меняют угол поперечного V в сторону его увеличения, что приводит в полете к повышенной поперечной устойчивости по сравнению с результатами трубных испытаний жесткой модели.

Местный угол поперечного V крыла в результате изгиба увеличивается на величину

А фсеч.=“^Г cos X о. ж. (2.5)

При этом поправки на поперечное V крыла будут переменными по размаху крыла. Вводить такие поправки в стапель сложно по технологическим причинам. Поэтому приближенно можно уменьшить поперечное V относительно бортовой хорды крыла на величину

А^экв.—^’57,3 (2.6)

где У—прогиб крыла под действием нагрузки в крейсерском режиме на 2/3 его полуразмаха.

Указанные выше деформации крыла расчитываются по обычным законам строительной механики для заданных в крейсерском полете аэродинамических и массовых нагрузок. Для дозвуковых магистральных самолетов характерны большие удлинения крыла, поэтому для расчета деформаций обычно может быть использована балочная схематизация конструкции.

Другим способом дальнейшего повышения аэродинамического качества самолетов со сверхкритическими крыльями большого удлинения является применение концевых профилированных аэродинамических поверхностей — так называемых "крылышек” с небольшой относительной площадью (S кр. = (0,017 + 0,02) • S), расположенных на законцовке крыла. Экспериментальные и расчетные исследования [4], проведенные в ЦАГИ, показали, что установка таких“крылышек”на модели самолета со сверхкритическим крылом (* —30°; А = 8,5)пОЗВОЛЯЄТ дополнительно увеличить Ктах на ААГтах^0,8 в диапазоне чисел М = 0,6^-0, 8(рис,2.26).Причиной такого благоприятного влияния “крылышек” на аэродинамическое качество самолета является снижение индуктивного сопротивления крыла вследствие уменьшения перетекания потока с нижней поверхности крыла на верхнюю в районе законцовки. Исследования показали, что благодаря оптимально выбранной форме “крылышка” в плане и его профилировки по сверхкритическим профилям они имеют значительно меньшее профильное сопротивление, чем классические концевые шайбы. Важным фактором, определяющим увеличение аэродинамического качества путем установки “крылышек” является угол их развала, позволяющий увеличить удлинение крыла путем проекции “крылышка” на строительную горизонталь крыла. Угол развала должен выбираться из условий минимального прироста изгибающего момента крыла. Исследования показали также, что концевые “крылышки” приводят к повышению запаса путевой устойчивости самолета, и их вклад в этом отношении согласуется с вкладом их в коэффициент статического момента площади вертикального оперения. Влияние различных параметров “крылышек” на аэродинамические характеристики и изгибающие моменты крыла самолета оценивается по программам, разработанным на основе теории тонкой несущей поверхности. Оптимальные геометрические параметры“крылышек”и их расположение на законцовке относительно вектора скорости набегающего потока отрабатываются в результате тщательных экспериментальных исследований модели самолета.

Отметим некоторые особенности обтекания моделей самолетов со сверхкритическими крыльями большого удлинения при дозвуковых числах М и методику пересчета коэффициента сопротивления и аэродинамического качества, полученных в результате испытаний моделей в аэродинамических трубах, на условия натуры. Рассмотрим
результаты исследований распределения давления по поверхности сверхкритического крыла(^ =30°; Аб. н.-8,5; Сшах= 14,5 -10-9%), а также обтекание при помощи жидкой пленки и каолинового покрытия сверхкритического крыла( х=30°; Л б. н. — 9,6; Стах — 16-11-9%)при числе М = 0,8 и угле атаки ot=5,

соответствующих крейсерским режимам полета. На рис.2.27 приведены изобары на верхней поверхности крыла(^ —30е;

А б. н.=8,5),эпюры давлений Ср= f(x) и разности давлений на верхней и нижней поверхностях ACp—f(x) при М = 0,8 и о — 5°. Из результатов этих исследований следует, что на крейсерских режимах наблю­дается обтекание сечений сверхкритйческогб крыла при наличии слабых сверхзвуковых | зон, расположенных в носке(# ^ 0,1 — г 0,25). Изобары следуют геометрии крыла, не снижая эффективности его стреловидности

,в бортовых и концевых сечениях,

і

что указывает на максимальное

использование эффекта

Рис.2.27. Завис и мости коэффициента скольжения> а следовательно, и на

давления Ср—/кх)по верхней и

„ минимальные величины волнового

нижней поверхности сверхкритиче-

СКОРО крыла х —30°; А =8,5 в сопротивления на этих режимах, различных сечениях по размаху; Эпюры давлений в сечениях по изобары (линии СР=const) на размаху крыла имеют вид, верхней поверхности крыла и ЛСр= характерный для сверхкри — Срнл.— Срв. п.=/(ж) при М=0,8, тического профиля. В носке крыла ‘ образуется “пик” разрежения с

последующим “полочным” участком давлений относительно небольшой
величины, обеспечивающий докритическое обтекание. Докритическое обтекание сверхкритического крыла (*=30°; Л бл. = 9, 6)при М=0,8 и а = 5° иллюстрирует рис.2.28, на котором приведены фотографии обтекания левой консоли при помощи жидкой пленки и граница перехода пограничного слоя из ламинарного течения в турбулентное на правой консоли, полученная при использовании каолинового покрытия. Как следует из результатов исследований, в условиях^ аэродинамической трубы Т-106 ЦАГИ при дозвуковых числах М и числах Re^(2-r3) • 106 на модели крыла и хвостового оперения имеются значительные участки ламинарного пограничного слоя, достигающие #я^40~50% хорды консоли крыла, 10-г 50% центроплана (на фотографии эти участки затенены); хп^0.2 на хвостовом оперении и Хп^О, 05-на фюзеляже.

Результаты исследований границ перехода пограничного слоя необходимы для пересчета коэффициента сопротивления и аэродинамического качества моделей самолетов к условиям натуры.

Одной из важнейших особенностей аэродинамических характеристик сверхкритических крыльев большого удлинения, как и обычных стреловидных крыльев, является склонность к возникновению и развитию при больших углах атаки концевых срывов. Этому способствует характерное для стреловидных крыльев распределение истинных углов атаки по размаху, при котором коэффициент подъемной силы имеет наибольшие значения в концевых сечениях крыла. Для иллюстрации на рис.2.29 приведены зависимости Су, Шг—/ ( а) и распределение давления в виде эпюр давления в трех сечениях по размаху сверхкритического крыла (*=30°; А б. н.= 8,5) и обычного стреловидного крыла (*=35°? Аб. н.=7) при М = 0,8 и а —11°. Результаты исследований показывают, что на этих режимах на поверхности крыльев формируются мощные сверхзвуковые зоны, замкнутые скачком уплотнения, со срывом потока из-под скачка в сечениях по консоли крыла. В этих сечениях(2 ^ 0,38)не наблюдается восстановления давления в хвостовой части как у обычного, так и у сверхкритического крыла. Дальнейшее увеличение угла атаки до а = 15° при М = 0, 8 приводит к образованию двух мощных вихревых зон, расположенных в центроплане и на консоли

сверхкритического крыла. На рис.2.30 представлена фотография ОбтекаНИЯ Крыла При а = 15° И М = 0,8 (х — 30°; Л б. н. — 9,6; Стах = 16-11-9%). Возникновение и развитие срыва потока на поверхности крыла определяют величину и характер изменения аэродинамических характеристик самолета на больших углах атаки. Исследования показывают, что при М=0,8 до а ^ 8° 4-9° (Су^ 0,8 4-0,9) характеристики подъемной силы и момента тангажа близки к линейным зависимостям—продольная устойчивость крыла сохраняется. При а >9° 4- 10% когда на крыле возникает срыв потока, характеристики подъемной силы и момента тангажа нелинейны, возникает приращение момента на кабрирование. Величина приращения коэффициента момента тангажа на кабрирование и степень местной продольной неустойчивости сверхкритического крыла большого удлинения с фюзеляжем при больших углах атаки(а >8° 4- 9°)при числах М в области крейсерских скоростей зависят от аэродинамической компоновки не только крыла, но и фюзеляжа, площади его относительного миделевого сечения и их взаимного расположения. Исследования распределения давления на крыле и по фюзеляжу показывают, что крыло индуцирует на фюзеляже значительное разрежение, приводящее к аэродинамическим силам, которые заметно усиливают нелинейность изменения коэффициента момента тангажа крыла с фюзеляжем с увеличением угла атаки[5’3. Местная нелинейность моментов тангажа в узком диапазоне углов атаки(а^8°-г12°)имеется при М = 0,84-0,85у самолетов как с Т- образным, так и с нижним расположением г. о. Для иллюстрации этого на рис. 2.31 приведены зависимости Су, mz=/(a) при М = 0, 8 модели пассажирского самолета с нижним (на фюзеляже) горизонтальным оперением и двигателями, расположенными на пилонах под крылом. Здесь же схематически приведены спектры обтекания крыла. До а 4 94-10°(Су< 0,84-0,85) при М ^ 0,8 крыло обтекается безотрывным потоком, о чем свидетельствуют восстановление давления в хвостовой части в различных сечениях крыла и спектр потока, полученный методом шелковинок. При а > 10° — Г 11 °(СУ> 0,85) на верхней поверхности крыла в области расположения гондол двигателей образуются мощные сверхзвуковые

зоны обтекания, замкнутые скачком уплотнения, и возникают срывы потока из-под скачка. При срыве потока на крыле спутная вихревая пелена расширяется и приводит к увеличению торможения и скоса потока в области горизонтального оперения. В результате момент на пикирование горизонтального оперения уменьшается и не превышает кабрирующий момент от крыла. Появляется так называемая “ложка” в зависимостях Wz (а) в узком диапазоне углов атаки (а=9°-М2°). При прохождении спутной вихревой пелены от крыла выше горизонтального оперения дополнительный скос потока исчезает,

Рис.2.29. Зависимости Су, /Со); CP-f(x) для трех сечений по размаху сверхкритического крыла £=30 , А б. н. = 8,5 и обычного стреловидного крыла £=35% А = 7 при М = 0,8, а = 1Г

Рис.2,30. Фото обтекания сверхкритического крыла *=30° Л=9.6 при а = 15°и М=0,8

что приводит к увеличению подъемной силы оперения, и оперение снова создает момент тангажа на пикирование. Самолет при а = 12° статически устойчив. С целью улучшения характеристик продольной статической устойчивости самолета с низким (на фюзеляже) расположением горизонтального оперения в узком диапазоне углов атаки (а = 9е-г 11е) при М = 0,8 обычно используются аэродинамические перегородки, гребни на верхней поверхности крыла, увеличенный размах горизонтального оперения(большая величина удлинения Л г. о.),а также V-образность горизонтального оперения. Применение э^их мероприятий на модели пассажирского. самолета обеспечивает продольную статическую устойчивость во всем диапазоне углов атаки при передних (#т=0,25) и заднихС^т^О^) положениях центра масс самолета.

Ш23Э — Плабное обтекание —Колебание шемко б инок — Отрыв потока

Кроме вышеуказанных традиционных мероприятий по улучшению характеристик продольной статической устойчивости, могут быть применены и специальные средства—наплывы (“клюв”) на передней кромке и вихрегенераторы.

На рис. 2.32—2.35 поиводятся результаты экспериментальных исследований по отработке и применению наплыва по передней кромке стреловидного крыла х—35% Л=7 большого сужения 77 = 4 дальнего магистрального самолета Ил-62. Исследования показали, что применение специально спроектированного “клюва” по передней кромке крыла позволило разработать аэродинамическую компоновку с малонесущим центропланом и высоконесущей консолью. Комплекс аэродинамических средств, использованных для этой цели (прогрессивно

М = 0,15 Рис.2.32. Влияние наплывов по передней кромке стреловидного крыла на Су, mz—f(a)при М=0Д5 и М—0,8 возрастающая кривизна профилей /шах = 0-г-2% при z > 0, 5-і-1,0 в сочетании с оптимальным радиусом кривизны отогнутого вниз носка и геометрическая закрученность сечений консоли)позволили обеспечить благоприятные характеристики продольной устойчивости самолету

Рис.2.33. Структура трансзвукового Рис.2.34. Картина обтекания верхней обтекания стреловидного крыла с поверхности стреловидного крыла с

наплывом и зависимости Су, тг — наплывом и распределение статического

/(а)при М = 0,75 давления в трех сечениях по размаху

при М = 0,75( а = 10"

на всех режимах полета, включая и режимы глубокого сваливания на больших углах атаки (рис. 2.2, 2.3) и тем самым внести весомый вклад в решение проблемы безопасности полета дальнего пассажирского самолета. Наличие “клюва” приводит к повышению несущих свойств крыла на взлетно-посадочных режимах полета за счет увеличения Сушах и критического угла атаки а крит механизированного крыла и крыла в крейсерской конфигурации (рис. 2.32, 2.33). Исследования физической картины обтекания модели самолета в АДТ—106 при помощи метода шелковинок, саже­масляной пленки и распределения давления по поверхности крыла позволили объяснить благоприятное влияние “клюва” на несущие

— свойства и характеристики продольной устойчивости самолета и зафиксировать сложную структуру вихревого, отрывного трансзвукового обтекания крыла при больших углах атаки (рис. 2.33 — 2.35). Как видно из приведенных материалов, распределение давления по верхней поверхности в различных сечениях по размаху Ср-fix’) согласуется с отрывным течением трансзвукового обтекания, полученным при помощи шелковинок и сажемасляной пленки.

Систематические иссле­дования влияния наплывов по передней кромке стреловидных крыльев позволили установить, что наиболее эффективными наплывами являются наплывы “концевые”, расположенные на консоли 0,3(0,35) ~М, 0. Экспериментальными исследованиями также установлено (рис.2.36), что" корневые”, расположенные в центроплане, наплывы не обеспечивают улучшения характеристик продольной устойчивости модели на больших углах атаки. Исследования моделей самолетов со сверхкритическими профилями I (рис. 2.37, 2.38) и II поколений (рис.2.39Подтвердили выводы о положительном влиянии оптимально спроектированных концевых наплывов по передней кромке на характеристики Продольной УСТОЙЧИВОСТИ И величину Судоп в области крейсерских скоростей полета.

Другим средством улучшения характеристик продольной

Рис.2.36. Влияние “корневых” и “концевых” наплывов по передней кромке стреловидного крыла на Cytmz~/(а)при М = 0,4 и М = 0,8

статической устойчивости является установка вихрегенераторов в центроплане крыла, в районе внутренних гондол двигателей. Наличие вихрегенераторов, как видно из рис.2.40, приводит к устранению местной продольной статической неустойчивости модели магистрального пассажирского самолета при а=8° 4-12° и М = 0, 8. Благоприятное влияние вихрегенераторов обусловлено двумя эффектами. Начиная с а — 8°-г 9% вихрегенератор-турбулизатор вызывает в носке крыла местный срыв потока, который снижает интенсивность сверхзвуковой зоны, замкнутой скачком уплотнения в центроплане, и тем самым уменьшает его подъемную силу. В результате этого возникает дополнительный момент на пикирование крыла. Изменение скоса потока за крылом приводит к повышению эффективности горизонтального оперения. Оптимальное расположение вихрегенераторов и их размеры должны выбираться для каждой модели с учетом особенностей срывного обтекания крыла на этих режимах [6].

протяженности на аэродинамические характеристики сверхкритического крыла при М = 0,75

Неділь семолета сосбсрккримчсским *р*лсн. X=3t’,A6fiмпляТ м-о,9 ;хе*г. З’Ю9 Рис.2.40. Влияние"вихрегенераторов”, расположенных в центроплане сверхкритического крыла х=30°, Я=9 на зввисимости СУутг~ /(а) при М = 0,8 и Re = 2,3x Ю6