Некоторые понятия из аэродинамики петатепьного аппарата

Основным для всех экранопланов, независимо от их аэродина­мической компоновки, является режим околоэкранного движе­ния, когда аппарат наиболее полно использует несущие свой­ства крыла, а следовательно, и свои энергетические преимуще-

Рис. 6. Основные геометрические характеристики крыла: I—размах; Ь — хорда; Стах — максимальная толщина; /max — максимальная вогнутость; h — расстояние до экрана.

ства. Однако, прежде чем перейти к рассмотрению особенностей режима движения вблизи экрана, кратко остановимся на основ­ных понятиях аэродинамики обычных летательных аппаратов.

Геометрнческне характеристики крыла. Одним из основных элементов экраноплана, как н самолета, является крыло (нли система крыльев), в значительной степени определяющее его летные характеристики. Известно, что на несущие свойства крыла влияют его геометрические характеристики, выбору которых всегда уделялось очень большое внимание. Одними из основных характеристик крыла являются его площадь 5, раз­мах I и удлинение К. Все размеры профиля крыла принято зада­вать в процентах от его хорды b (рис. 6).

Аэродинамические характеристики крыла в значительной степени зависят и от особенностей профилей, из которых Оно составлено, в том числе от формы средней линии, н его отно­сительной толщины. Форма средней линии определяется значе­нием максимальной вогнутости fmax, измеряемой в процентах от хорды, И относительной максимальной ТОЛЩИНОЙ профиля Cmax, а также расположением их по длине хорды (л>, хс). Применяю­щиеся иногда иа экранопланах трапециевидные крылья (напри­мер, в аппарате Х-112 А. Липпиша) характеризуются суже­нием х], т. е. отношением корневой 6о и концевой 6к хорд ті — —.

Стреловидность крыла оценивается углом стреловидности %, под которым обычно понимают угол между поперечной осью аппа­рата и осью, расположенной на расстоянии Ча хорды от перед­ней кромки[1]. Вид крыльев спереди характеризуется так назы­ваемым углом поперечной Y-образности, который иа экранопла­нах, как и на самолетах, может иметь в принципе положитель­ное и отрицательное значение.

Иногда крылья в целях борьбы с преждевременным срывом потока на больших углах атаки набирают по размаху из раз­личных профилей. Нели эти профили имеют разные углы атаки при нулевой подъемной силе (Н=0), то крыло называют аэро­динамически закрученным. Крылья, набранные из одинакового профиля, именуют однопрофильнымиt или аэродинамически плоскими.

Углом установки крыла, или установочным углом (фуст), на­зывают угол между корневой хордой крыла (т. е. у корпуса ап­парата) и продольной осью экраноплана (ох). Размер этого угла выбирают обычно на основе продувок из условий наимень­шего лобового сопротивления аппарата при движении его на расчетном режиме.

Аэродинамические силы. В аэродинамике обычно применяют две правые системы координатных осей: поточную (скоростную) и связанную. При проведении продувок моделей иногда исполь­зуют и так называемую полусвязанную систему координат. Во всех этих системах за начало координат принимают центр тя­жести аппарата; ось ох направлена по вектору скорости (по­точная система) или вдоль оси корпуса аппарата (связанная система), ось оу — перпендикулярно к оси ох вверх, а ось oz — перпендикулярно к оси ох, вправо по направлению крыла (рис. 7).

Рассмотрим в общих чертах аэродинамические силы, дей­ствующие на крыло при симметричном его обтекании воздуш­ным потоком.

При движении крыла с положительным углом атаки поток над ним сильно искривляется его верхней частью и поджи­мается, что повышает скорость обтекания, и, как следствие, над крылом возникает зона пониженного давления. Это находится в полном соответствии с уравнением Д. Бернулли:

^ + р =— const,

2

где ргД/2— скоростной напор; р— статическое давление в по­токе. Под крылом, наоборот, происходит торможение потока, уменьшение его скорости, а следовательно, и увеличение давле­ния. Таким образом возникает подъемная сила крыла Y.

Сумма проекций нормальных и касательных к поверхности профиля крыла сил на ось х дает силу лобового сопротивле­ния Q. Результирующую подъемной силы и силы сопротивления называют полной аэродинамической силой крыла R. Если учесть еще соответствующие составляющие подъемной силы оперения,

корпуса, а также аэродинамическое сопротивление всех элемен­тов аппарата (и их взаимовлияние—интерференцию), то можно определить полную аэродинамическую силу аппарата.

Точку, в которой линия действия силы R пересекает хорду крыла, называют центром давления. Установлено, что значение и направление силы R, а следовательно, и положение центра давления на хорде крыла, как правило, зависят от его угла атаки. Полную аэродинамическую силу обычно определяют по форме

R = CrSp—,

где Cr-—коэффициент полной аэродинамической силы.

Для удобства в различных расчетах силу R принято раскла­дывать на составляющие по поточным осям, тогда, конечно, на­правления этих сил уже не будут зависеть от угла атаки а. Составляющую силы R по оси оу, т. е. направленную перпенди­кулярно к набегающему потоку, обозначают Y и называют подъ­емной силой крыла, а составляющую по оси ох, направленную в противоположную движению сторону, обозначают Q и назы­вают силой лобового сопротивления крыла.

Формула подъемной силы крыла по своей структуре анало­гична формуле для R где Су — коэффициент подъемной силы, зависящий от удлинения, формы профиля крыла и угла атаки и определяемый продув­ками модели крыла.

Продувками моделей крыльев в неограниченном потоке и замером распределения давления на их поверхности было уста­новлено, что обычно на рабочих углах атаки (а = 2-т-6°) основ­ную роль в образовании подъемной силы играет разрежение на верхней поверхности крыла, которое создаст около 2/з всей подъ­емной силы. Иная картина может наблюдаться при движении крыла вблизи экрана. Как показывают опыты, решающим в создании подъемной силы крыла, движущегося в зоне влияния экрана, является повышение давления на ннжней поверхности крыла.

Помимо сил трения и разности давления в потоке одной из основных причин создания силы лобового сопротивления крыла является образование за крылом скоса потока вследствие возникновения системы вихрей. Эти вихри возникают в резуль­тате перетекания воздуха по торцам крыла из зоны повышен­ного давлення под крылом в зону пониженного давления над крылом. Очевидно, часть силы лобового сопротивления, обуслов­ленная разностью давления впереди и сзади крыла и трением в пограничном слое крыла, зависит только от формы профиля и состояния поверхности крыла. Эту часть силы лобового сопро­тивления обычно называют профильным сопротивлением крыла и обозначают QP. Завихренный поток на концах крыла вызы­вает (индуцирует) при создании подъемной силы так называе­мое индуктивное сопротивление крыла Qi. Таким образом, сила лобового сопротивления крыла состоит из профильного и индук­тивного сопротивления

Q " Qp + Qi-

Формулу для определения лобового сопротивления крыла обычно записывают в виде

Q = C, S~,

где Сх — коэффициент лобового сопротивления крыла, характе­ризуемый продувками его модели.

Аналогичный вид имеют и формулы, определяющие соответ­ственно профильное и индуктивное сопротивление крыла:

Q. = Сх S и Q; = CX. S^.

чр х р 2 2

Коэффициент сопротивления трения любого элемента само­лета (или экраиоплаиа) существенно зависит от так называе­мого числа Рейнольдса, заметно снижаясь с его ростом. Под числом Рейнольдса понимают отношение

Re = —,

где v — скорость полета; I—характерный линейный размер эле­мента (например, хорда крыла); v — коэффициент кинематиче­ской вязкости воздуха. Указанное обстоятельство приходится учитывать при расчете лобового сопротивления аппарата.

Индуктивное сопротивление играет весьма важную роль в рассматриваемой проблеме использования эффекта близости экрана, поэтому остановимся на его возникновении несколько подробнее.

Завихрения, образовавшиеся на концах крыла, отбрасывают набегающий на него поток вниз со скоростью vcp, называемой средней скоростью скоса потока (рис. 8). Поэтому истинная ско­рость потока цИст в отличие от скорости набегающего потока изменяет свое направление на угол Да, называемый углом скоса потока.

Естественно, что возникновение индуктивного сопротивления возможно лишь у крыльев конечного размаха, поскольку только у них воздух перетекает на концах.

Аэродинамическое качество. Одной из самых важных и все­объемлющих аэродинамических характеристик любого крыла или летательного аппарата (в том числе и экраноплана) яв­ляется его аэродинамическое качество. Под этой характеристи­кой понимают отношение подъемной силы крыла к силе лобо­вого сопротивления, или отношение соответствующих аэродина­мических коэффициентов, т. е.

Показывая, во сколько раз подъемная сила крыла больше лобового сопротивления, значение аэродинамического качества характеризует, по существу, аэродинамическую эффективность крыла. С увеличением угла атаки качество крыла или всего ап­парата вначале растет, а затем в связи с увеличивающимся ро­стом лобового сопротивления начинает падать. Угол атаки, со­ответствующий максимальному значению качества, называется наивыгоонейшим углом атаки. Понятие качества используется также применительно к судам на подводных крыльях, глиссе­рам и пр.

Аэродинамическое качество крыла в неограниченном потоке весьма существенно возрастает с увеличением удлинения А. Так, к на рис. 9 видно, что увели­

чение удлинения крыла с 1 до 3 повышает качество с 5—9 до 11 —15, т. е. пример­но вдвое. Крылья современ­ных транспортных самоле­тов обычно имеют удлине­ние 8—9. Рассмотренным в книге экспериментальным экранопланам свойственно значительно меньшее удли­нение.

Как уже упоминалось, значение аэродинамическо­го качества в значительной мере определяет совершен­ство летательного аппарата. Это значение у современ­ных транспортных самоле­тов достигает 16—17, у вер­толетов — обычно 4, а у некоторых рассматриваемых экрано — планов (например, X-112 А. Лнппиша) на расчетном режиме околоэкранного движения — 20—25 и более.

Механизация крыла и концевые шайбы. Механизацией крыла называют устройства, увеличивающие его подъемную силу (т. е. Су) и вследствие этого способствующие снижению взлетной н посадочной скоростей аппарата. К таким устройствам относятся:

циента Су. Кроме того, часто в качестве стартовых устройств применяют поворотные крылья и различные воздушные за­слонки. Схемы этих средств механизации крыла показаны на рис. 10.

Простой щиток. Отклонение простого щитка приводит к за­метному увеличению разности давления на поверхности крыла и росту коэффициента Су. Помимо этого в зоне между щитком н крылом возникает сильное разрежение, под действием кото­рого происходит отсасывание пограничного слоя с верхней по­верхности крыла и увеличение на ней скорости потока, что соз­дает дополнительное разрежение и прирост подъемной силы.

Рис. 10. Схемы механизации крыльев: а — простой щиток со спектром обте­кания, 6 — щиток со скользящей осью вращения; в — простой закрылок; г — щелевой закрылок; д—концевые шайбы, двусторонняя шайба (/) и одно­сторонняя (2).

При расположении щитков по всему размаху крыла прирост Cfcax бУДЄТ

Д С„ = (0,75 — н 0,85) С„ .

і’шах ‘ ’ ’ »шах

При отклонении щитков на угол 6щ= 184-20° коэффициент лобового сопротивления Сх повышается меньше по сравнению с увеличением Су, поэтому качество крыла заметно возрастает, что и отвечает требованиям взлета аппарата. В случае отклоне­ния щитка на угол более 20—25° вместе с увеличением коэф­фициента Су резко возрастает и коэффициент лобового сопро­тивления Сх, что приводит к снижению качества крыла. Это от­вечает требованиям улучшения условий посадки самолета.

Щиток со скользящей осью вращения. В отличие от простого этот щнток, отклоняясь вниз, одновремеиио смещается и назад. Установлено, что ои эффективнее простого щитка вследствие более интенсивного отсоса пограничного слоя с поверхности крыла и увеличения площади крыла при отклонении щитка.

Простой закрылок. Во время отклонения простого закрылка значение коэффициента Сушах возрастает вследствие увеличения кривизны профиля крыла. Прн отклонении закрылка на б3= = 404-45°

д4т„"(°.65 -°>75)C, W

Применяют закрылки, которые могут выполнять и функции элеронов, т. е. отклоняться в разные стороны; в этом случае их называют зависающими элеронами.

Щелевой закрылок. Этот вид закрылка отличается от про­стого только тем, что в отклоненном положении между НИМ и крылом образуется профилированная щель. Эффект профили­рованной щелн закрылка заключается в отсосе пограничного слоя потока, проходящего через щель (принцип разрезного крыла). Струя воздуха, проходящая через щель, сдувает погра­ничный слой с закрылка, благодаря чему предотвращается преждевременный срыв потока с верхней поверхности крыла. Для щелевого закрылка при расположении его по всему раз­маху крыла

AC<W = (0,85^-0,95) Cw

Недавно в Англии Дж. Вильямсоном были проведены испы­тания реактивного закрылка, представляющего собой профили­рованную щель (длинное сопло) вдоль задней кромки крыла, через которую под заданным углом в хорде выдувались отра­ботавшие газы реактивного двигателя. Эти газы, образуя как бы ^ газовый закрылок, изменяют картину обтекания крыла анало — ^ гично обычным закрылкам. Однако о применении подобных га — j зовых закрылков, как и различных систем УПС на экранопла — J иах, не сообщалось.

Концевые шайбы. Практически все рассматриваемые экрано — планы имеют несущие крылья с концевыми шайбами того или иного типа (см. рис. 10). К ннм можно отнести широко распро­страненные поплавки, одновременно работающие н как конце­вые шайбы (например, в аппаратах И. Троенга, А. Липпнша, KAG-3 и др.).

Исследованием эффективности концевых шайб на крыльях в неограниченном потоке еще в 30-х годах занимался П. П. Кра — ^ силыцнков. В результате было установлено, в частности, что і оборудование крыла концевыми шайбами приводит к заметному снижению индуктивного сопротивления. Последнее объясняется уменьшением перетекания воздуха на концах крыла, что экви­валентно эффекту увеличения удлинения крыла. Однако уста­новка шайб обусловливает некоторое увеличение профильного сопротивления, и в целом суммарное сопротивление уменьшается незначительно. В результате аэродинамическое качество крыла J возрастает не более чем иа 5—10%. При движении крыла

вблизи экрана эффективность концевых шайб заметно повы­шается.

Фокус крыла и момеитиые характеристики. Важное значение в аэродинамике летательных аппаратов имеет так называемый аэродинамический фокус (рнс. 11)—точка, относительно кото­рой момент полной аэродинамической силы крыла нлн всего аппарата не зависит от угла атаки (прн постоянной скорости полета), нлн, другими словами, точка приложения приращения полной аэродинамической силы R прн изменении угла атаки (на

Рис. 11. К определению аэродинамического фокуса аппарата. *цт-отстояние ЦТ аппарата от носовой кромки крыла (центровка аппарата); F — аэродинамический фокус аппарата; Д Y — приращение подъемной силы;, х3 у= хр — *цт — запас продольной статической устойчивости; аэродинамический фокус по высоте; Fa — аэродинамический фокус по углу атаки; ге — скорость вертикального потока.

данной скорости полета). В безграничном потоке положение аэродинамического фокуса крыла илн аппарата мало зависит от угла атаки. Напротив, в зоне действия земли расположение фокуса зависит как от относительной высоты полета, так н от угла атаки крыла.

Среди множества различных требований, предъявляемых к аэродинамическим характеристикам летательного аппарата, важнейшим является требование обеспечения устойчивости, т. е. способности аппарата сохранять заданный режим полета н воз­вращаться к нему после прекращения воздействия на него раз­личного рода возмущений (порывов ветра н пр.).

Различают продольную и боковую устойчивость. Последняя в свою очередь может быть подразделена на путевую (по курсу) и поперечную (по крену). Если аппарат без вмешательства лет­чика восстанавливает через определенный промежуток времени исходные значения углов атаки, скольжения, скорости и т. д., то он обладает устойчивостью, которую часто называют дина­мической. Статическая устойчивость определяется направлением

добавочных сил и моментов в первоначальный момент действия возмущений. Если этн силы и моменты направлены так, что стремятся устранить последствия возмущения, то аппарат назы­вают статически устойчивым.

Далее упрощенно рассматривается продольная устойчивость самолетов или экраноплаиов при их полете вдали от земли. Обычно различают устойчивость самолета по перегрузке (спо­собность сохранять перегрузку исходного режима полета) и устойчивость аппарата по скорости (способность его без вмеша­тельства летчика сохранять скорость исходного режима полета). Устойчивость аппарата по перегрузке зависит от взаимного рас­положения центра тяжести (ЦТ) и аэродинамического фокуса. С известной степенью достоверности можно полагать, что у устойчивого по перегрузке самолета ЦТ должен быть распо­ложен впереди фокуса. Это легко пояснить следующим приме­ром. Пусть аппарат, имеющий скорость v, входит в вертикаль­ный поток, скорость которого равна w (см. рис. JJ). В резуль­тате скорость воздушного потока относительно самолета станет v’ угол атаки при этом возрастет иа Да и, как следствие, по­явится дополнительная аэродинамическая сила ДК, приложенная в фокусе аппарата. Если ЦТ расположен впереди фокуса, то момент силы ДY относительно ЦТ будет опускать иос, стремясь уменьшить угол атаки,— аппарат устойчив по перегрузке. Если же ЦТ расположен позади фокуса, то момент силы ДЕ стремится поднять нос, т. е. еще более увеличить угол атаки,— аппарат не­устойчив по перегрузке.

Устойчивость аппаратов можно изучать посредством проду­вок моделей в аэродинамических трубах, замеряя соответствую­щие моменты. В соответствии с принятым правилом знаков, мо­мент, стремящийся увеличить угол атаки (кабрирующий), счи­тают положительным, а стремящийся уменьшить угол атаки (пикирующий) —отрицательным. Обычно прн изучении продоль­ной устойчивости рассматривают не сам момент относительно ЦТ (или передией кромки крыла), а безразмерный коэффициент

М, тг

продольного момента Кроме того, встречается коэф­фициент момента, взятого относительно передней кромки крыла. В этом случае его обозначают Ст. Примерная зависимость ко­эффициента т2 от угла атаки или коэффициента подъемной силы крыла самолета показана на рнс. 12.

При увеличении угла атаки (например, нз-за попадания са­молета в восходящий поток) в диапазоне, где значения тг уменьшаются с ростом а нли Су, возникает пикирующий момент, стремящийся возвратить аппарат в первоначальный режим по­лета. В этом случае самолет обладает продольной статической устойчивостью (участок кривой а). Увеличение угла атаки на участке кривой b приводит к уменьшению пикирующего мо­мента, что способствует еще большему росту угла атаки. Момент
появления неустойчивости самолета соответствует пологой части кривой (участок б— так называемая «ложка»).

Итак, условием продольной статической устойчивости само­лета является отрицательное значение отношения приращения коэффициента продольного момента к соответствующему при­ращению коэффициента Су (или угла а), т. е.

Для неустойчивого самолета это отношение имеет положи­тельное значение, т. е. —-^>0. Отношение Дт2/ДСу (точнее,

А Су

производную дтг/дСу) называют коэффициентом продольной статической устойчивости са — N молета. Абсолютная величина этого отношения характеризует степень статической устойчи­вости по перегрузке.

Отрицательное значение от­ношения Дт2/ДСу, а следова­тельно, и продольную статиче­скую устойчивость самолета можно обеспечить за счет рас­положения ЦТ впереди фо­куса. Поэтому положение ЦТ самолета по длине, или, как иногда говорят, «центровка» аппарата,— важный фактор воздействия на устойчивость самолета.

Эквивалентным понятием степени продольной статиче­ской устойчивости является так называемый запас цент­ровки, т. е. расстояние по хор­де крыла от фокуса до ЦТ са­молета, измеряемое обычно

в процентах от средней аэродинамической хорды крыла (САХ), под которой понимают хорду эквивалентного ему прямоуголь­ного крыла, имеющего такую же площадь, одинаковые по зна­чению аэродинамические силы Y и Q и равные продольные мо­менты енл относительно носка хорды. Очевидно, для повыше­ния запаса продольной статической устойчивости самолета не­обходимо увеличивать запас центровки, т. е. расстояние между ЦТ и фокусом самолета (XF — Яцт). Одним из наиболее эффек­тивных средств обеспечения продольной устойчивости самолета является оборудование его достаточно мощным хвостовым опе­

рением, которое заметно перемещает фокус аппарата в хвост, увеличивая тем самым запас центровки.

У экранопланов, как показано далее, обеспечение устойчи­вости сложнее, чем у самолетов. Основная причина этого, во — первых, непосредственная близость поверхности земли или воды; во-вторых, существенная зависимость положения фокуса крыла, движущегося вблизи экрана как от угла атаки, так и от отно­сительной высоты его над экраном.

Не рассматривая вопрос подробно, заметим, что поперечной устойчивостью самолета называется его способность без вмеша­тельства летчика устранять возникающий по каким-либо причи­нам крен. Аналогично определяют и путевую устойчивость — способность самолета устранять возникающее скольжение, т. е. отклонение от первоначального направления полета в горизон­тальной плоскости.