АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА

Аэродинамические характеристики самолета — это зави­симости аэродинамических коэффициентов подъемной силы с,,а, силы лобового сопротивления сха и боковой силы сга от ориента­ции самолета в потоке (углов аир), параметров подобия обтекания (чисел М, Re и т. п.); отклонения органов управления, конфигу­рации самолета. Если заданы аэродинамические коэффициенты в связанной или полусвязанной системе, производится их пересчет к скоростным осям координат с использованием направляющих косинусов (см. табл. I приложения). При известных сха, с!/а и сга

• Рис. 2.1. Типичная зависимость суа (а) для дозвукового самолета [14]

аэродинамические силы, дей­ствующие на самолет, опреде­ляются выражением (1.28):

X а == Cxaf]S, У а = CyaCjS,

Za = CzciQS’

Аэродинамические характе­ристики самолета определяются его схемой и геометрическими параметрами — формой крыла (стрело­видностью, толщиной, удлинением) и фюзеляжа. Зависят они и от режима работы двигателя, так как изменение режима его работы влияет на расход воздуха через воздухозаборник и характер обте­кания хвостовой части фюзеляжа. Влияют на аэродинамические характеристики и упругие деформации самолета в полете.

В силу симметрии крен самолета на величину коэффициентов аэродинамических сил не влияет. С достаточной для практики точ­ностью можно при анализе опорного движения также не учитывать влияния иа величину аэродинамических сил вращения самолета вокруг центра масс, хотя при этом местные скорости элементов поверхности самолёта относительно пбтока отличаются от скорости центра масс самолета. Не учитывают обычно и нестацнонарность обтекания самолета (влияние производных углов а, р И у по вре­мени) пб крайней мере при тех значеннях угловых скоростей само­лета и производных а, р и у, появления которых можно ожидать на расчетных траекториях.

Прй изменении угла атаки а изменяется подъемная сила Ya и ее коэффициент су0. При небольших (до 10 … 15?) углах а зави­симость Суа (а) на умеренных числах М при неизменных условиях и конфигурации самолета для большинства самолетов практически линейна и может быть представлена в виде[7]

. суа («) = Суа (а — Oj). (2.9)

На больших углах атаки а зависимость суа (а) становите^ суще­ственно нелинейной (рис. 2.1). Нарушение линейности суа (сі) гово­рит о возникновении на крыле местного срыва потока, развитие которого часто вызывает вибрации и тряску самолета, ухудшение его характеристик устойчивости и управляемости. Несимметричный срыв потока с поверхности крыла приводит к асимметрии подъемной силы, неустойчивости движения и «сваливанию» самолета. Угол атаки ас, на котором это происходит, и соответствующее значение Суа с называются углом атаки сваливания и коэффициентом свали­вания. При нормальной эксплуатации разрешены меньшие значе-

ния ас и суас. Они называются допустимыми — адоп и суа доп. Значения ас, суас, адоп и суа доп определяют при летных испыта­ниях. При предварительных расчетах принимают обычно адоп < С ас — 3° или суа доп « 0,Всуа с, если нет других ограничений. Угол атаки ас можно при этом считать примерно равным акр, со­ответствующим Суа пах (см. рИС. 2.1).

Значения сУа доп и суа с — важные характеристики самолета, во многом определяющие его маневренность, диапазон скоростей полета и т. п.

• На характер изменения коэффициента суа прн больших углах атаки после возникновения местных срывов, потока, а также на производную сиа линейном участке зависимости с^а) существенно влияет форма крыла в плане. У трапецие­видных нестреловидных крыльев имеет место резкое падение Суа после достиже­ния Суа щах* У стреловидных крыльев и крыльев малого удлинения срыв потока развивается медленно. Коэффициенты суа доп и tydmax зависят от числа Re. С уве­личением числа Re коэффициенты срадоп и cva max возрастают. Поэтому значе­ния Суа дол и Суа щи, определенные при экспериментах в аэродинамической трубе, из-за несоблюдения подобия по числу Re несхолъко меньше их значений для реаль­ного самолета.

Прн малых числах М величина суа является функцией геометрического удли­нения, стреловидности и сужения крыла. Чем меньше удлинение и больше, стре­ловидность крыла, тем меньше производная с“а-

Существенное влияние на сда, суа доц и суа тах оказывает сжимаемость воздуха (число. М). Коэффициент подъемной силы при постоянном угле атаки а с увеличе­нием числа М сначала растет, а затем при числе М, несколько большем кри­тического (мнр)’ падает. Подобный вид имеет и зависимость в функции М. Здесь через Мкр обозначено то критическое число М, при котором из-за возникно­вения на поверхности крыла значительной сверхзвуковой зоны со скачком уплот­нения, начинается интенсивный рост сопротивления самолета.

Сжимаемость воздуха уменьшает максимальное значение коэффициента подіг емной силы Суа max н максимально допустимое значение суа доп. В качестве примера на рнс. 2.2 и 2.3 показано влияние числа М на с^,, суа доп н с

Прн больших сверхзвуковых и гиперзвуковых числах М полета зависимость Суа (а) становится нелинейной н на малых углах а.

Коэффициент силы лобового сопротивления сха представляют обычно в виде двух составляющих, одна из которых обусловлена

Рис. 2.5. Типичная поляра дозвуко­вого самолета (пример, см. [14])

свойствами вязкости и сжимаемости воздуха и соответствует пассив­ному сопротивлению сХа0 (включая сопротивление трения, сопро­тивление давления или профильное и волновое сопротивление), а другая обусловлена подъемной силой, соответствует индуктивному сопротивлению Схаі и зависит от угла атаки а:

СХа ~ CxaQ —}— Cxai> (2,10)

При полете со скольжением р индуктивное сопротивление зави­сит также от угла скольжения.

Рассмотрим зависимость сха0 от параметров самолета и условий полета. Вхо­дящее в cxaXj сопротивление трения является функцией чисел М и Re и возрастает с увеличением площади омываемой поверхности (при неизменной характерной пло­щади S) и с увеличением ее шероховатости.

профиле И фк,, *=.0, с.

При увеличении числа М и числа Re коэффициент трения уменьшается. Со­противление давления для крыла на докритических числах М зависит главным образом от толщины профиля, несколько возрастая при ее увеличении. При числе М, большем Мцр, появляется волновое сопротивление сха в, что приводит к резкому росту сха0 (рис. 2.4). Рост сха0 происходит до числа М от 1,1 до 1,4, после чего сХао начинает уменьшаться. Это связано с уменьшением коэффициента волнового сопротивления, который на больших сверхзвуковых скоростях изменяется примерно обратно пропорционально М* — 1.

Коэффициент А обычно называют коэффициентом «отвала» поляры.

Для дозвуковых скоростей он обратно пропорционален эффек­тивному удлинению крыла

А = 1/лЯ,,фф. (2.13)

Для крыла стреловидной формы в плане „ Я

1 + яЛ/100-сов*х ’

где Я — геометрическое удлинение крыла; % — угол его стреловид­ности.

При скоростях полета, соответствующих сверхзвуковому обте­канию крыла:

/I ~…. —*■…. — (2.14)

Л~4УгМ»-1 . ‘

На рис. 2.6 представлен примерный характер зависимости коэф­фициента А от числа М полета.

Важной аэродинамической характеристикой самолета является его аэродинамическое качество К

И: = СЖ = ^.Ш (2.15)

сха ла

Из уравнения поляры (2.12) можно получить выражение для максимального аэродинамического качества. Для этого нужно урав­нение (2.12) разделить на ст, затем взять производную по суа и приравнять ее’ нулю. Получим наивыгоднейшее значение коэффи­циента подъемной силы, соответствующее максимальному аэроди­намическому качеству:

c„„=YY — (2.16)

Значению ст соответствует наивыгоднейший угол атаки а, ш.

Заметим, что термин «нанвыгоднеиший» здесь условен и отно­сится только к поляре самолета. В реальном полете выгодны углы атаки, отличающиеся от а1Ш.

На рис. (2.7) приведен характер зависимости 7(гаах самолета от числа М. гПри малых числах М Ктах « const. В диапазоне чисел М от Мкр до М = 1,2 … 1,4 Ктах интенсивно уменьшается из-за увеличения Схао И А. При больших числах М величина Ктах мало меняется, так как произведение сха0А остается почти постоянным.

При построении поляры самолета и определении аэродинамиче­ского качества следует учитывать, что на величину аэродинамиче­ских сил, действующих на самолет при данных М и Re помимо угла атаки влияет угол отклонения рулей высоты или поворотного опе­рения, а также элеронов. Отклонение руля направления также влияет на величину коэффициента лобового сопротивления схп. При исследовании реального движения самолета эти зависимости необходимо учитывать. Однако при решении задач, связанных с определением летных данных самолета, когда расчет ведут для типовых маневров или режимов полета и опорного движения, аэро­динамические характеристики определяют обычно не для действи­тельных текущих отклонений органов управления, а для их средних, характерных значений. В качестве таких средних отклонений чаще всего используют балансировочные отклонения рулей, т. е. такие отклонения, при которых для данной ориентации самолета в потоке (а, Р) суммарный момент сбалансирован и равен нулю. Заметим, что если типовой маневр происходит в неизменной вертикальной плоскости, а самолет симметричен, то в опорном движении баланси­ровочные отклонения руля направления и элеронов равны нулю, и необходимо учитывать только отклонение руля высоты или пово­ротного оперения б„ или фст.

При расчете аэродинамических коэффициентов сХа и суа или их экспериментальном определении угол отклонения руля высоты или поворотного оперения обычно варьируют, производя построение поляры Сха (с!1п, б„) При б„ — б„і для нескольких значений б„г

(рис. 2.8). Если теперь определить каким-либо способом баланси­ровочные значения бв. бал, соответствующие при проведении задан­ного типового маневра тому или иному углу атаки, и отметить их на кривых сха (сиа, бв) (см. рис. 2.8), можно получить так назы­ваемую балансировочную поляру, т. е. зависимость сха (суа)вал, вдоль которой каждому а соответствует балансировочное значение

®в. бал (ИЛИ фст. бал)-

Заметим, что для самолета нормальной схемы большим углам атаки соответствует, как правило, отклонение 6В. бал> создающее отрицательную подъемную силу на оперении, так что суатах и ст доп для балансировочной поляры v этом случае меньше,^чем для поляры, построенной при б„ = — 0.

Балансировочное отклонение руля зависит от ряда факторов — центровки самолета, числа М полета, конфигурации. Методы опре-

деления балансировочных отклонений органов управления будут более подробно изложены в гл. 11.

На взлете и посадке на аэродинамические характеристики са­молета помимо отклонения органов управления влияют также вы­пуск шасси, отклонение органов механизации крыла, изменение угла установки стабилизатора и т. п. На этих режимах говорят об изменении конфигурации самолета или его геометрического состояния. Различают полетную конфигурацию (шасси убраны, механизация в полетном положении и т. п.), первую взлетную (шасси выпущено, механизация во взлетном положении), предпосадочную (механизация в положении, соответствующем заходу на посадку, шасси выпущено) и посадочную (механизация в посадочном положе­нии, шасси выпущено).

Отклонение механизации (щитков, закрылков, предкрылков) используется для увеличения максимальных и допустимых значений Суа шах И Суа доп> а при посадке — для дополнительного увеличения сопротивления самолета (интерцепторы и т. п.).

Выпуск щитков, закрылков, предкрылков сравнительно слабо влияет на с“а крыла, но дает прирост коэффициента подъемной силы Дсуа мех, зависящий от вида механизации и степени ее отклонения (рис. 2.9) Механизация крыла может дать Асуа мех Для прямого крыла до 0,8 … 1,6 в посадочном и 0,5 … 0,7 во взлетном положении. Для крыла большой стреловидности и малого удлинения возможности увеличения Асуа мех меньше — до 0,6 … 0,8 на посадке. Отклонение механизации и выпуск шасси увеличивают сха0 самолета на 0,06 … 0,08 при сравнительно малом влиянии на коэффициент отвала поляры А. Прирост суа на &суа мех эквивалентен изменению ав в формуле (2.9) на Аа0 Мех 0 (2.9), так что выпуск механизации обеспечивает получение суа = Асуа мех на а = аоисх. Выпуск щитков, закрылков и т. п. практически не меняет значений акр и адоп, так что для этих типов ме­ханизации с“д*оп = сУаХдоп + Асуа мех. Предкрылки, отклоняемые обычно только на посадке, увеличивают акр и адоп (а значит и суа шах и суа доп) на 3 … 6° [14].

На современных самолетах механизация крыла используется на взлете и посадке. Не исключено и использование механизации в полете для увеличения маневренных возможностей истребителей
[14]. В этом случае выпуск и уборка маневренной механизации (управление профилем крыла в полете) должны осуществляться автоматически, так как внимание летчика при маневре занято.