Эффрективность различных видов механизации крыла

3.1.1. Механизация передней кромки крыла

Существуют различные виды механизации передней кромки стреловидных крыльев(предкрылки, носовые щитки различных видов, отклоняемые носки и др. )Широкое применение на самолетах находят предкрылки. Они более эффективны, чем другие известные виды механизации передней кромки крыла. Основные закономерности
взаимного влияния прдкрыжов и крыла представлены на рис.3.1 для прямоугольного крыла (Л = 5). Предкрылок вносит качественные изменения в характер распределения давления на профиле крыла лишь

Распределение давления у изолированного предкрылком при одинаковых значениях коэффициента подъемной силы практически одинаково при 0<а< 15°. Предкрылок при больших значениях а влияет на обтекание и Сушах профиля и приводит К значительному увеличению критического угла атаки. Максимальный коэффициент подъемной силы при наличии предкрылка увеличивается за счет подъемной силы собственно предкрылка и отсутствия отрыва на крыле. Таким образом, приближенно можно принять

Сушах ~ Сушах кр “I" Сушах пр

Следовательно, эффективность предкрылка оценивается разностью между значениями коэффициента максимальной подъемной силы исходного крыда и крыла с предкрылком.

Систематические исследования эффективности предкрылков на прямоугольном Крыле ( Аэф = 5) с концевыми шайбами (рис. 3.15) позволили установить связь геометрических параметров предкрылка с расположением его относительно крыла. На рис.3.2 прироста коэффициента максимальной

ПОДЪемНОЙ СИЛЫ А Сушах= Сушах сир —Сушах б. пр ОТ угла ОТКЛОНЄНИЯ

предкрылка S’пр, выноса(координата кр)и снижения

(координата У—у/Ьщ,) относительно плоскости хорд крыла. Результаты этих исследований позволили установить оптимальные величины Xopt и У opt, определяющие максимальную эффективность предкрылка, в виде зависимостей

Xopt~{ 1,15~ 1,25) 5np. cos5np, yopt = (0,75—0,85) Ъ np sin 5“ пр

Механизм увеличения коэффициента максимальной подъемной силы предкрылком, описанный выше для прямоугольного крыла, реализуется и в сечениях стреловидного крыла. Особенностью работы предкрылков на стреловидном крыле является то, что предкрылок уменьшает различие между значениями критического угла атаки а кр в сечениях стреловидного крылаЗто приводит к тому, что приращение максимальной подъемной силы от предкрылков на стреловидном крыле включает приращение Сушах за счет предкрылка и приращение его на крыле за счет выравнивания в его сечениях критических углов атаки. Из этой особенности работы предкрылка следует, что с целью

достижения максимальной его эффективности в отношении повышения Сушах и а кр необходимо применение предкрылка не по части передней кромки, а по всей передней кромке. Ориентировочно оптимальные значения координат XoptnYopt для предкрылка с относительной хордой 5прср^12-г19% для стреловидных крыльев большого удлинения с относительной толщиной Стах ~ 9-г-12% могут быть определены по приведенным выше зависимостям.

Ниже для. иллюстрации приведены результаты исследований, направленных на повышение эффективности предкрылка на стреловидном крыле(х=35°, А = 7) модели пассажирского самолета
с двигателями, расположенными на пилонах под крылом. На рис.3.3 приведены зависимости коэффициентов подъемной силы и момента

тангажа (а) пассажирского

самолета в посадочной конфигурации^ з=40°)при Re=4 • 10е с гондолами двигателей и без них с выпущенными предкрылками по всрй передней кромке крыла(<5‘ пр—35°)и без предкрылков (<5" пр=0). Результаты испытаний модели в приведенных на рис. 3. 3 конфигурациях (без гондол двигателей при наличии пилонов, расположенных на нижней поверхности крыла, и без них)позволяют сделать следующие выводы.

1. Применение предкрылков по всей передней кромке стреловидного крыла(* = 35°)при отклоненных в посадочное положение выдвижных трехщелевых закрылках(£з = 40°) обеспечивает самолету без гондол двигателей затягивание срыва потока на Рис.3.5. Влияние угла верхней поверхности крыла и в отклонения предкрылка(5пр— результате этого значительное 25°и 35°) на зависимости Су, увеличение критического угла атаки Hflz—fiа)модели самолета В (А О кр~ 13°) и приращение Сз-max на посадочной конфигурации Д Сушах ~ 0,9. При&р = 0 коэффициент

Сушах —1,8 и а кр—10°, а С предркылками Сушах = 2,67 И а кр = 23 Наличие предкрылков обеспечивает продольную статическую устойчивость самолету до больших углов атаки (порядка 18°), в то время как у самолета без предкрылков проявляется статическая неустойчивость прио~9°.

2. Наличие гондол двигателей на самолете с убранными предкрылками не приводит к изменению Су=/(о)в широком диапазоне докритических и критических значений угла атаки (а^
12°). При 12° в случае возникновения и развития срыва потока на поверхности крыла гондолы на пилонах под крылом несколько увеличивают подъемную силу крыла.

3. Наличие гондол двигателей на самолете с выпущенными предкрылками приводит к неблагоприятней интерференции их с крылом, к снижению критического угла атаки на А о кр=3-г4° и в результате этого к уменьшению Сушах на 0,25—0,3.

Неблагоприятное влияние на обтекание крыла в посадочной конфигурации на больших углах атаки(а^17°-М8°)оказывают в основном пилоны гондол двигателей.

Визуальные исследования обтекания и измерения распределения давления по крылу, пилонам и гондолам двигателей показали, что на внутренней стороне пилона (к фюзеляжу)в его носовой части возникает область срыва потока, что обусловливает снижение эффективности предкрылка, уменьшение критического угла атаки и в результате этого снижение Сушах модели самолета. В связи с этим основной задачей является обеспечение безотрывного обтекания пилонов и предкрылков, расположенных в районе внутренних и главным образом внешних гондол двигателей. Исследования обтекания и аэродинамических характеристик самолета с предкрылками показали, что наличие разрыва в предкрылке по размаху крыла в районе внутренних и внешних пилонов (секционный предкрылок) также приводит к возникновению области срыва потока на крыле и в результате этого к снижению Сушах (рис. 3.4). Каждая отдельная секция предкрылков обтекается независимо, образуя свою вихревую ‘ пелену, и в местах разрыва не обеспечивается безотрывное обтекание всей поверхности крыла при больших углах атаки. С целью сохранения неразрывности предкрылка по всему размаху и обеспечения свободного обтекания пилона необходимо изменить форму передай кромки пилона, примыкающего к нижней поверхности крыла. Результаты исследования показали возможность сохранения исходной длины пилона при изменении его формы, так как использование больших углов отклонений предкрылка ва посадке позволяет обеспечить дальнейшее повышение С» шах (рис. 3.5). В результате по передней кромке пилона возникает нздомь, позволяющей обеспечить неразрывность предкрылка по размаху в посадочной конфигурации при большом угле его отклонения (S’ пр = 35°).

Таким образом, исследования по повышению эффективности предкрылка при наличии пилонов ТРДЦ, расположенных под крылом, позволили заметно уменьшить неблагоприятную интерференцию и значительно уменьшить потери Сушах. Высокая эффективность предкрылков по всему размаху увеличенной хорды ( Ъ Пр ср~19% вместо 5пр ср%12-г14%)на самолетах третьего поколения со сверхкритическими крыльями Я=28-г 24° большого удлинения Л б. н= 10-МО,7 соответственно иллюстрируется на рис.3.6 и 3.7. Как видно из рис.3.6,наличие двух гондол двигателей, расположенных на пилонах под крылом в центроплане сверхкритического крыла х=2&°, Л бл=Ю НЄ ПОМешалО ОбеСПеЧИТЬ ВЫСОКИЙ ПРИРОСТ Сутах(ЛСутах~ 0,85)и критического угла атаки (А а кр~10°), а также необходимые характеристики продольной статической устойчивости при больших углах атаки о ~ 17° моде ли самолета в посадочной конфигурации при М=0,15 и Re~3,5 • 10е. Еще большая эффективность такого предкрылка(Ї пр ср=19%) получена на модели самолета со сверхкритическим крылом Я=24° большого удлинения(А б. н=Ю,7)с двумя гондолами турбореактивных двигателей, расположенных в хвостовой части фюзеляжа. Отсутствие вредной интерференции двигателей с крылом, рациональные геометрические параметры (їпр^ 19%, /пр=1,0) и кинематика предкрылков по всему размаху ПОЗВОЛЯЮТ реализовать ВЫСОКИЙ уровень Сушах = 3,15 и критического угла атаки аКр=22<’на режимах посадки магистральных самолетов третьего поколения, обеспечивая. им требуемые характеристики продольной устойчивости на этих режимах (рис. 3.6,3.7).

Исследования подтвердили, что и в случае расположения двигателей на пилонах под крылом применение предкрылка по всей передней кромке стреловидного крыла(*=35°)является более эффективным средством повышения Сушах самолета и обеспечения необходимых характеристик продольной статической устойчивости и безопасности полета на взлетно-посадочных режимах, чем применение, например, носовых щитков.

Ниже приведены некоторые результаты исследований влияния носовых щитков различного вида на аэродинамические характеристики модели самолета на взлетно-посадочных режимах. На рис. 3.8 приведены зависимости приращения л Сушах модели самолета при различных углах отклонения плоских носовых щитков различной хорды и размаха. Результаты этих исследований показали, что наибольшая эффективность достигается в случае применения щитков, распространенных практически по всему размаху передней кромки (7 щ ~0,85 … 0,9 ) стреловидного крыла(д: = 35°, А = 7,8), с

относительной хордой Ъщ ~0ДЗ(аналогично предкрылку)при оптимальном угле отклонения Й щ—40° относительно плоскости хорд крыла. С уменьшением хорды носового щитка оптимальный угол его

отклонения увеличивается до <5’щ=60°. Исследования показали также, что изменение формы плоского щитка и приближение его формы к форме профиля предкрылка путем увеличения толщины щитка и придания ему в носовой части формы обтекаемого тела ПОЗВОЛЯЮТ заметно ПОВЫСИТЬ эффективность ЩИТКОв( А Сушах ~ 0,1 при £ щ=40°). Придание щитку формы сечения, близкой к форме предкрылка, эквивалентно увеличению его хорды на 10-15%.

Рассмотрим аэродинамические характеристики модели самолета в посадочной конфигурации с носовыми щитками при оптимальных их параметрах(5 щ=0,13;7 щ = 0,87;5" щ=40°)в сравнении с характеристиками модели с предкрылками такого же размаха и хорды. На рис. З.9 приведены результаты испытаний модели пассажирского самолета со стреловидным крылом {х~ 35°)с отклоненными трехщелевыми закрылками в посадочное положение (&=45°)без механизации и с механизацией передней кромки крыла, выполненной в
виде предкрылков, плоских носовых щитков и комбинации этих видов механизации: плоских носовых щитков в центрошшне(/щ—О, 3)и предкрылков на консоли(7пр ~ 0,57). Видно, что эффективность носовых щитков существенно уступает эффективности предкрылков при тех же значениях хорды(£> щ= bщ,—0,13)и размаха (/ щ= I пр=0,87). Исследованные носовые щитки не обеспечивают безотрывное обтекание стреловидного крыла до больших углов атаки, а комбинация щитка с предкрылком вдоль размаха уступает по эффективности предкрылку.

На рис. 3.10 приведены результаты исследований эффективности носовых щитков боз р’азрыва по всей передней кромке крыла и с разрывами в районе установки пилонов гондол двигателей на модели самолета СО стреловидным крылом (я = 37,5 Лс напл = 7,Лб. напл%

7,7). Носовые щитки имели переменную кривизну:умеренную в центроплане и прогрессивно увеличивающуюся в консольной части крыла. Результаты исследований показали, что в условиях аэро­динамической трубы при изменении чисел Re от 1,5*10® до 3,5*10® эффективность от применения щитков рассмотренных форм также невысока-А Сушах%0,45. Разрывы носовых щитков аналогично разрывам предкрылка неблагоприятно влияют на их эффективность. И в этом случае при числах Re ~ 3,5 • 10® эффективность исследованных носовых щитков* имеющих прогрессивно увеличивающуюся кривизну, значительно уступает эффективности предкрылков U* 2, 3].