Основные особенности околоэкранной аэродинамики крыла

Приведенные ниже данные об особенностях околоэкранной аэро­динамики крыла должны помочь читателю понять пути разви­тия зарубежных экранопланов и оценить существующие возмож­ности дальнейшего улучшения летных характеристик подобных аппаратов.

Физическая картина обтекания крыла вблизи экрана. Рас­смотрим кратко основные особенности обтекания прямоуголь­ного крыла вблизи экрана при его установившемся движении параллельно земле.

Обычно расположение крыла над экраном измеряется отно-

над экраном (см. рис. 6). Многочисленными эксперименталь­ными и теоретическими исследованиями установлено, что замет­ное влияние экрану на аэродинамические характеристики крыла проявляется при h< 1, т. е. прн движении на высоте, которая меньше хорды крыла. В этом случае наблюдается существенно иная картина обтекания, нежели при движении крыла в неогра­ниченном потоке. В процессе «проталкивания» воздуха между крылом и экраном происходит интенсивное подтормаживание его н, как следствие, увеличение давления на нижней поверх­ности профиля. Прн очень малых расстояниях до экрана (h — = 0,1-^0,2) давление заметно повышается и теоретически при

Кстати сказать, образованием под

крылом повышенного давления и объясняется появление тер­мина «динамическая воздушная подушка», который в отличне

от термина «статическая воздушная подушка» применяют иногда для экранопланов.

Как отмечалось в предыдущем параграфе, если крыло имеет конечный размах, то на концах его неизбежно возникают сте­кающие, так называемые свободные вихри, которые появляются вследствие перетекания части воздуха через концы крыла (рис. 13). Эти вихри вызывают скос потока под крылом и, как следствие, появление индуктивного сопротивления. В результате же влияния экрана происходит резкое уменьшение угла скоса потока под крылом, благодаря чему соответственно снижается индуктивное сопротивление крыла.

В связи с резким перераспределением давления на верхней и особенно нижней поверхности крыла прн его движении вблизи экрана происходят существенные изменения в положении центра давления (ЦД) и аэродинамического фокуса. Рассмотрим эти особенности подробнее, используя упомянутые в указателе лите­ратуры первого издания книги работы Я. М. Серебрийского,

А. И. Смирнова, А. Липпиша, А. Картера и М. Финка.

Влияние близости экрана на распределение давления по хорде и размаху крыла. Изменения в распределении давления по хорде крыла при его движении вблизи экрана сводятся глав­ным образом к резкому увеличению давления на нижней поверх­ности крыла н к сравнительно небольшому на верхней поверх­ности.

Обычно значения давления, замеряемые при продувке дрена­жированных моделей крыльев в аэротрубах, затем обрабаты­вают для представления их в виде безразмерных коэффициентов давления р по формуле

Р _ Рмест ——— РСТ

я

где Рмест — местное давление на поверхности профиля; рст— статическое давление в невозмущенной присутствием крыла ча­сти потока воздуха.

На рис. 14 показано распределение давления (эпюра давле­ния) для прямоугольного крыла Кларк Y-H, у которого А = 5 и с= 12%, при а = 6° на различных расстояниях от экрана. На верхней поверхности крыла изменение давления сравнительно небольшое и сводится главным образом к уменьшению коэффи­циента р вблизи передней кромки крыла и увеличению р вблизи задней кромки. Отмеченный перепад давления на верхней по­верхности крыла неблагоприятен, так как вызывает преждевре­менный срыв обтекания.

Рис. 14. Зависимость эпюры давления на профиле крыла от расстояния крыла до экрана.

/—7t=cо; 2-h=0,25; 3-AWj,03

На всей нижней поверхности крыла в результате подторма — живания потока воздуха между крылом и экраном происходит существенное увеличение давления. Это в значительной степени определяет получающийся прирост подъемной силы крыла.

При дальнейшем уменьшении относительной высоты h давле­ние под крылом резко возрастает и на малых расстояниях от экрана поток под крылом оказывается почти полностью затор­моженным, а коэффициент давления равным рсР = 0,9 и более.

Таким образом, приведенные данные показывают, что если вдали от земли подъемная сила крыла образуется в основном за счет разрежения над крылом, то вблизи поверхности значи­тельную роль в создании подъемной силы играет повышение дав­ления под крылом. Изучение изменения эпюр давления на по­верхностях крыла позволило установить, что при отрицательных углах атаки возникают силы притяжения крыла к экрану. Это обстоятельство можно объяснить в данном случае появлением
диффузора между крылом и экраном, т. е. так называемым эф­фектом «трубки Венгури».

Эксперименты позволили установить относительно небольшое влияние близости экрана на характер изменения местного коэф­фициента Сусеч вдоль размаха при неотклоненном щитке, хотя Су при этом может изменяться заметно (рис. 15).

Подъемная сила. Изучением процесса обтекания крыла вблизи экрана было установлено, что влияние земли проявляется

в сдвиге угла нулевой подъемной силы (се©) уже при /г=0,5 (рис. 16).

В случае небольших значений коэффициента Су с уменьше­нием h наблюдается значительный рост угла наклона кри­вой Су по углу а (т. е. рост производной Су по углу атаки дСу/да).

При малых углах атаки, близких к ао, по мере приближения к экрану подъемная сила несколько уменьшается по сравнению с ее значением для крыла, расположенного вне зоны влияния экрана. Однако с увеличением угла атаки, вплоть до значений, непосредственно предшествующих срыву обтекания, происходит

2*

35

значительное возрастание подъемной силы с приближением крыла к экрану. Как видно на рис. 16, для углов атаки в диапа­зоне 2—8° прирост коэффициента подъемной силы может со­ставлять 40—50% и более.

Изменение Максимального коэффициента подъемной силы существенно отличается от изменения^,, при средних углах атаки. Так, при относительной высоте Л>0,175 происходит не­большое падеине С„ . Это объясняется тем, что при данных

расстояниях до экрана увеличение давления на нижней поверхности не может полностью ком­пенсировать резкое по­вышение давления на верхней поверхности, по­лучающееся вследствие раннего срыва потока. Одиако при малых рас­стояниях крыла от экра­на (/i<0,175) возрастаю­щее повышение давления на нижней поверхности перекрывает отмеченное увеличеиие давления на верхней поверхности кры­ла. В результате значе­ния коэффициента подъ­емной силы крыла вбли­зи экрана могут не­сколько превысить крыла в безграничном потоке, несмотря на срыв обтекания верхней по­верхности крыла.

Можно считать, что для всех расстояний крыла до земли, которые имеют практическое значение, максимальное значение коэффи­циента Су в зависимости от h изменяется мало. В то же время при углах атаки 2—10® влияние h на Су весьма суще­ственно (см. рис. 16).

Кривая Cv=f(a, Н) для крыла вблизи земли не имеет такого резкого перегиба в районе Су, как у крыльев в безграничном потоке. Объяснить это можно тем, что в создании подъемной силы крыла у экрана значительную роль играет повышение дав­ления иа нижней поверхности, в результате чего срыв потока

с верхней поверхности не может привести к резкому падению подъемной силы, наблюдаемому при обтекании крыла вне экрана.

Некоторое влияние па подъемную силу крыла при движении вблизи экрана оказывает относительная толщина профиля с и его вогнутость / (рис. 17). Установлено, что влияние с различно для разных профилей н относительных высот, но в целом неве­лико. Несколько большее влияние на подъемную силу крыла у экрана оказывает вогнутость профиля крыла. Причем у про­филей с чрезмерной кривизной / коэффициент Су заметно па­дает.

1 _Л=0,5, г_—А=0.25; 3—7г = =0,125, —Л=0,75,_5 — А =0,5;

б — h= 0,25, 7 — Л=0,12о

Результаты выполненных теоретико-экспериментальных ис­следований свидетельствуют о периодическом характере изме­нения подъемной силы крыла при движении его над взволнован­ной поверхностью^воды. Вследствие известной нелинейности за­

относительной длины Л/Л. Физически приращение подъемной силы в данном случае легко объясняется тем, что при движении крыла над гребнем воды оно превосходит ее падение в момент прохождения крылом подошвы волны.

Лобовое сопротивление. Близость экрана оказывает заметное влияние на лобовое сопротивление крыла. Это влияние выра­жается в уменьшении скоса потока за крылом и, как следствие,

тем

чем больше угол атаки. Замечено также, что в об­ласти нулевых и отрица­тельных углов атаки по мере приближения крыла к экрану наблюдается не — " которое увеличение лобо­вого сопротивления.

Анализ влияния во­гнутости и толщины про­филя на лобовое сопро­тивление крыла вблизи экрана показывает сле­дующее. С увеличением вогнутости профиля про­исходит значительное па­дение лобового сопротив­ления крыла в отличие от лобового сопротивле­ния крыла вдали от экрана. Падение лобово­го сопротивления связа­но с ростом давления иа верхней поверхности кры­ла по мере увеличения вогнутости профиля.

Относительная тол­

щина крыла с, особенно при малой вогнутости Д также оказывает некоторое влияние на лобовое сопротивление

Поляра и аэродинамическое качество. Вследствие влияния близости экрана на подъемную силу и лобовое сопротивление крыла наблюдаются соответствующие изменения в поляре крыла с приближением его к экрану. Как видно на рис. 19, с умень­шением относительной высоты h в результате роста коэффи­циента Су и снижения коэффициента Сх для одних и тех же углов атаки происходит резкий сдвиг поляр вверх влево. Кроме того, вследствие сравнительно малого влияния срыва потока на верхней поверхности профиля на подъемную силу крыла
у экрана соответствующие этому крылу поляры имеют менее выраженные максимумы, нежели поляры крыла вне экрана.

И наконец, самое главное — увеличение подъемной силы с одновременным падением лобового сопротивления иа средних углах атаки приводит к значительному росту аэродинамического качества крыла, а следовательно, н всего аппарата.

Как показали эксперименты, аэродинамическое качество крыла с приближением к экрану может увеличиться в полтора, два и более раз по срав­нению с качеством крыла в неограниченном потоке (рис. 20). Аэродинамиче­ское качество крыла вблизи экрана н в не­ограниченном потоке сильно зависит от удли­нения, резко возрастая с его увеличением (рис. 21).

1~’Й=аз-і_ 2 — /Г=0,75,_ 3—Т=0,50^_ 4—И= 0,25; 5 — *=0,125; 6 — Л=0,06; 7 — Л=0,03.

В процессе исследова­ний (А. Картер и др.) было установлено, что существенное влияние на аэродинамическое каче­ство оказывает относи­тельная толщина кры­ла с. Так, уменьшение с с 22 до 11 % приводит к росту значения макси­мального аэродинамиче­ского качества крыла в неограниченном потоке на 45%; вблизи экрана (например, при /г = 0,15) такое же уменьшение

толщины крыла связано с ростом качества уже на 55%.

Интересно отметить, что влияние близости экрана на повы­шение аэродинамического качества крыла иногда обнаружи­вается и при испытаниях глиссеров-катамаранов с развитым соединительным мостом. Так, главный конструктор известного 130-местного (42-т) глиссера-катамарана «Экспресс» В. А. Гарт — виг вспоминает, что уже во время первых испытаний судна в 1939 г. было обнаружено странное расхождение между расчет­ными значениями сопротивления и полученными при натураль­ных испытаниях. Тогда это удалось объяснить только гигант­ским, хорошо обтекаемым крыловидным соединительным мо­стом катера, по существу, крылом с хордой около 16 м н концевыми шайбами в виде корпусов глиссера. Естественно, при
незначительной относительной высоте движения моста (крыла) над водой h со скоростью около 70 км/ч иа нем возникла доста­точно большая подъемная сила, разгружающая корпуса глис­сера. Поэтому неудивительно, что определенное по результатам испытаний глиссера значение гидродинамического качества (/С=9,3) оказалось существенно выше характерных для глис­серов того времени (/е=6-г7)[2].

В заключение экскурса в историю напомним, что «Экспресс» по своей аэродинамической компоновке напоминал многие современные экранопланы (Н. Дискнисона, URC-1 и др.),

Моментные характеристики крыла. Существенные измене­ния в распределении давлення

						О -1,
Л|	•					•—2,
			. о ч.			я-5
			3

0,02 Щ 0,06 0,1 0,2 0,4 0,8 1,0 2,0 _4,,О h Рис. 20. Отношение значений аэро­динамического качества крыла вбли­зи экрана и в неограниченном потоке в зависимости от расстояния крыла до экрана (теоретическая кривая).

/ — крыло без шайб, с= 22%; 2 — крыло

без шайб, 3 — крыло с конце­выми шайбами. С“И%; 4 —крыло без

шайб (по другим данным). с=22%. 5 — крыло с концевыми шайбами, с—22%.

на поверхности крыла с приближением его к экрану, естественно, не могут не вызвать перемещения ЦД и аэродинамического фо­куса крыла. Положение фокуса относительно ЦТ аппарата, как известно, определяет его продольную статическую устойчивость.

С приближением крыла к экрану происходит значительное наполнение хвостовой части эпюры давления на его нижней по­верхности, В результате аэродинамический фокус также переме­
щается к задней кромке крыла. На рис. 22 показаны кривые коэффициента продольного момента крыла относительно его пе­редней кромки по углу атаки а при различных значениях отно­сительной высоты. Изменения этих кривых для малых и средних углов а прн уменьшении расстояния до земли в значительной степени напоминают изменения _коэффициента Су по углу а (см. рис. 16). С уменьшением h происходит смещение угла атаки, соответствующего Ст=0, а также значительный рост от­рицательных значений коэффициента Ст для средних и больших углов атаки. Это обусловлено тем, что с ростом давления иа нижней поверхности крыла в районе его хвостовой кромки увеличивается пикирующий мо­мент. В то же время на нуле­вых и отрицательных углах атаки продольная статическая устойчивость крыла при при­ближении его к земле заметно падает (пикирующие моменты уменьшаются — см. рис. 22).

Это можно объяснить упоми­навшимся выше эффектом «присасывания» крыла к эк­рану.

Влияние экрана на попе­речную устойчивость изолиро­ванного крыла обусловлено самой физической сущностью эффекта близости экрана. Дей­ствительно, в случае накрене — ния крыла на приближаю­щемся к земле конце крыла подъемная сила возрастает и создает соответствующий вос­станавливающий поперечный момент, возвращающий крыло в первоначальное положение. Таким образом, происходит про­цесс, аналогичный автоматической стабилизации малопогру — жениых подводных крыльев, установленных на отечественных крылатых теплоходах типов «Ракета», «Метеор» (на крылатых судах подъемная сила подводного крыла с приближением его к поверхности воды падает, в результате чего автоматически устраняется возникший крен судна нли всплытие).

Согласно исследованиям Б. Т. Горощенко, Г. Ч. Ферлонга и др. влияние близости экрана на трапециевидные и стреловидные крылья весьма схоже с рассмотренными здесь закономерно­стями для прямоугольных крыльев.