close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Об учете подсасывающей силы в задачах определения и минимизации аэродинамического сопротивления самолета..pdf

код для вставкиСкачать
УЧЕНЫЕ
ТОМ XX/I
УДК
ЗАПИСКИ ЦАГИ
1991
.мб
629.735.33.016.7: 533.6.013.12/.13
ОБ УЧЕТЕ ПОДСАСЫ8АЮЩЕЯ СИЛЫ
В ЗАДАЧАХ ОПРЕДЕЛЕНИЯ И МИНИМИЗАЦИИ
АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ
САМОJlЕТА
А. И. Матвеев
Рассмотрен метод определе ння аэродннамнческого сопротнвлення, обус­
ловленного подъемн ой снлой самолета, нме ющег о отклоняемые поверхност н,
на дозвуковых н сверх звуковых скоростях с учетом реалнзуе мо го значе ння
подсасывающ ей снлы на дозвуковых передннх кромках нес ущнх поверх­
ностей. На прнмере дозвуковых скоростей представлено решенне задач мннн­
мнзацнн . аэрод ннамнчес ког о сопротнвлення путем отклонення орга нов про­
дольн ого управлення самолета, а также механнза цнн передней н задней
кромо к крыла. Пока зано, что н а реальном крыле прн условнн реал нза цнн
подсасывающей снлы на передней кромке крыла потреб ные уг лы отклон е­
ння меха ннзацнн крыла, обеспечнва ющне мнннмум аэродннамн ческого сопро­
тнвле ння, могут быть умень шены по сравненню с теоретнческн оптн маль­
нымн угла мн, полученнымн без учета подсасывающей с нлы прн условнн
безударног о входа .
П одсасывающая сила на передних кромках несущих поверхностей воз­
никает вследствие больших разрежений, имеющих место при огибании по­
током передней кромки на дозвуковых или сверхзвуковых скоростях при до­
звуковых передних кромках несущих поверхностей. Реаюрация подсасываю­
щей силы может оказывать существенное влияние на аэродинамическое со­
противление самолета, обусловленное его подъемной силой. Предельное зна­
чение подсасывающей силы можно получить, интегрируя по контуру профиля
несущей поверхности произведение теоретического давления на местный угол
наклона профиля относительно его продольной оси. Для то��ких профилей
разрежение в районе передней кромки больше, чем для толстых, тогда
как площадь лобовой проекции, на которую это разрежение действует,
меньше. При изменении толщины профиля эти два фактора изменяются
таким образом, что их произведение остается почти постоянным и конечным,
вплоть до предельной нулевой толщины. П оэтому предельные значений- под­
сасывающей силы, полученные для бесконечно тонкой несущей поверхности,
могут быть использованы практически при любых применяемых в авиации
относительных толщинах. Однако при реальном обтекании несущей поверх­
ности, вследствие вязкости газа, предельное значение подсасывающей силы
не реализуется. Степень реализации подсасывающей силы будем характери­
зовать отношением реального (реализуемого) значения подсасывающей силы
c� к ее предельному значению с р: � !L , о � � � 1.
=
c�
3
Рассмотрим задачи определения и минимизации аэродинамического со­
противления, обусловленного подъемной силой самолета с учетом реализа­
ции подсасывающей силы. Пусть самолет имеет N отклоняемых поверхнос­
тей: органы продольного управления - цельноповоротные горизонтальные опе­
рения, рули высоты; механизацию передней и задней кромки крыла - от­
клоняемые носки крыла, закрылки, элевоны и т. д. Коэффициент аэроди­
намического сопротивления, обусловленного подъемной силой самолета при
N отклоненных поверхностях представим в виде:
Сха; = С ха; 6.п.с.
Nl
- с:'о.п. COS а. - L CJ'on COS ( а. + 4pj) ,
j=1
(1)
j
где с ха;б.П.С - коэффициент аэродинамического сопротивления, обусловленного
подъемной силой, без учета подсасывающей силы на передних кромках не­
сущих поверхностей; N 1 - количество отклоняемых поверхностей, на перед­
них кромках которых может реализовываться подсасывающая сила (носки
крыла, цельноповоротные органы управления ); c� - реализуемое значение
o.rl J
подсасывающеи силы на переднеи кромке j-и отклоняемои поверхности
(j = 1, N 1); С � б.оп - реализуемое значение подсасывающей силы всех несу­
щих поверхностей без N 1 отклоняемых поверхностей.
Выражение ( 1) представлено в предположении, что на передних кром­
ках N - N1 отклоняемых поверхностей типа механизации задней кромки
несущих поверхностей (рули высоты, элевоны, закрылки и т. д.) подсасываю­
щая сила не реализуется.
В общем случае для С1С,ематизированного самолета с тонкими деформи­
рованными несущими поверхностями коэффициент сопротивления, обусловлен­
ного подъемной силой без учета подсасывающей силы, определим следую­
щим образом:
о
u
.
u
u
(2)
где 4pik - )'гол отклонения k-й расчетной панели, если она принадлежит
i-й отклоняемой поверхности;
( :�)
k
- угол
наклона срединной поверхности,
соответствующий k-й расчетной панели.
Определение суммарного коэффициента перепада давления !:iPk на k-й
панми при заданных а. и !4pi! не вызывает особых затруднений при ис­
пользовании линейной теории, например [1, 2), или нелинейной [3). В ли­
нейной ростановке:
t1.Pk =
N
t1.P;a. + � !:iP�'qJi + t1.Plk'
1=1
где t1.pfk - коэффициент перепада давления, обусловленного деформацией сре­
динной поверхности на k-й панели; 4р; - угол отклонения i-й отклоняемой
поверхности.
Для самолета с недеформированными несущими поверхностями вычис­
ление сопротивления без учета подсасывающей силы при N отклоненных
поверхностях несколько упрощается (здесь и далее все аэродинамические
коэффициенты отнесены к S хар) :
С'UI r,
4
"
, =с
Цl1 Г,
"
" tg а. +
N
i
� с ЦИ" I tg ( а. + qJ)
I
"
(3)
или, в линейной постановке:
(4)
где С;а б.о.п - производная коэффициента подъе�ной силы по углу атаки для
самолета без .рсех N отклоняемых поверхностеи; С:�БО.П производная коЭффициента подъемной силы по углу отклонения i-й отклоняемой поверхности
без всех N отклоняемых поверхностей; \Pi, \Pi - углы отклонения соответственно
i-й и j-й отклоняемой поверхности; C=�o.nj- производная коэффициента подъем­
ной силы по углу отклонения i-й отклоняемой поверхности на j -й откло­
няемой поверхности; Са.уао.п]. - производная коэффициента подъемной силы по
углу атаки на J-И отклоняемои поверхности.
Все составляющие коэффициентов подъемной силы в выражениях (3) и
(4) определяются с использованием линейной или нелинейной теории, на­
пример [1-3].
Наи большую трудность представляет вычисление второго и третьего сла­
гаемого выражения (1). Рассмотрим, каким образом можно найти реализуе­
мое значение подсасывающей силы C�o.nj И С�б.О.П при заданных угле атаки а
и углах отклонения отклоняемых поверхностей l\Pil.
Воспользуемся известным выражением для предельного значения подса­
сывающей с илы dF элемента dl передней I<РОМКИ несущей поверхности при
дозвуковых скоростях [4]:
dF =- npc2dl,
-
•
где
u
u
( -V
..)
С= lim Vx Х-Хп
Х-ХП.К
2
= ( Vx-VХ-Хп. J: ;
хп.к-)<Оордината
передней
кромки; Vx - продольная составляющая возмущенной скорости .
У
.
читывая, что d
1
dz
= СОS1п.о
nP(Vx-v'Х-Хп
= -d
сеч
а
---,
cos 1п.о
z
к безразмерным координатам,. получим:
Fсеч
.•
):
и переходя
2
-2зt( Vx-Гх=-ХпJо
_
СОS1п
pV�
.•
. ьсе ч 2-
П оскольку возмущенная скорость связана с напряженностью вихря у
следующ им и выражениями [3]:
и с коэффициентом перепада давления
Ар
Vх =-L=�, то:'
2
4
_
-2зt(�-v'х-хп ")\
4
2
О
СРсе.= ---c-o-S-1n-.K--Параметр
(Ар'"Х -Хп.к)
.
Г:- .) 2
зt ( Aivx-xn. о
_
8
cos1n.K
(5)
определяется в каждом сечен ии в ближайшей к пе­
редней кромке расчетной панели, используя линейную [1, 2] или нел инейную
теорию [3], причем в линейной постановке:
О
N
Аро = Ap�a + � Ар:' \Pi + Ар/о,
i=1
5
где /1p� - производная коэффициента перепада давления по углу атаки;
/1p�; - производная коэффициента перепада давления по углу отклонения
i-й отклоняемой поверхности; /1Р10 - коэффициент перепада давления, обус­
ловленного деформацией срединной поверхности несуuцих поверхностей.
Таким образом, в каждом сечении любой несущей поверхности само­
лета на дозвуковых передних кромках можно определить предельное зна­
чение подсасывающей силы при произвольной комбинации угла атаки и
углов отклонения N отклоняемых поверхностей.
Теоретическое определение реализуемого значения подсасывающей силы
и ее степени реализации весьма затруднительно и должно опираться на схему
обтекания 'тел вязкой средой. Рассмотрим полуэмпирический метод учета
этого явления.
Следуя Карлсону [5], реализуемое значение подсасывающей силы сече­
ния несуuцей поверхности будем опреде.пять путем ограничения теоретичес­
кого коэффициента давления в районе передней кромки предельным зна­
чением коэффициента давлеНИЯРпред в зависимости от местных чисел М
и Re (рис. 1). Для этого в каждом сечении несущей поверхности находятся
геометрические параметры профиля, нормального. к передней КРОМ1<е, местные
числа Мn и Ren, а также коэффициенты предельного значения подсасываю­
uцей силы СFс ч ,n (рис. 2). С целью обеспечения применимости метода pac�
е
чета к произвольной профилировке несуuцей поверхности (например, с де­
формацией срединной поверхности), в отличие от работы [5], в каждом
сечении будем рассматрирать обтекание коцкретных, нормальных к передней
кромке профилей, образующих несуuцую поверхность. Для этого примем,
чт() реализуемое значение подсасывающей силы сечения, нормального к пе­
редней кромке несуuцей поверхности, и изолированного профиля, имеющего
форму даннО('о сечения, равны при эквивалентности их теоретического рас­
пределения давления в районе передней кромки, а следовательно, при ра­
венстве их предельных значений подсасываюuцей силы. В каждом сечении
несущей поверхности будем искать реализуемое значение подсасываюuцей
силы нормального к передней кромке .сечения, как реализуемое значение
подсасывающей силы изолированного профиля, имеюuцего форму данного
нормального сечения при условии, что их предельные значения подсасываю­
щей силы одинаковы.
Пусть в каждом сечении участков несущей поверхности с дозвуковой
передней кромкой известно полученное по выражению (5) предельное зна­
чение подсасывающей силы с F , а также:
сеч
ДлSJ определения предельного и, реализуемого значения подсасывающей
силы изолированного профиля, воспользуемся, например, комбинированным
методом конфQРМНЫХ отображений и вихревых особенностей расчета потен-
0,5
РИС,
о
6
Рис, I
2
циального обтекания крыльевого профиля несжимаемым потоком [6] и пра­
вилом учета сжимаемости Прандтля - Глауэрта. Предельное значение под­
сасывающей силы профиля С I
определяется интегрированием распределения
проф
теоретического давления по контуру профиля, а реализуемое значение с1 праф
давления, ограниченного в районе передней кромки Р,ред (см. рис. 1). Для
углов атаки а О и 10 определим предельное значение подсасывающей силы
изолированного профиля:
=
CF
И
---о
праф ,""-
а.2
СF
проф
•
в соответствии с принятым выше допущением запишем равенство:
СF
=СFП Оф ,
сеч.n
�
(6)
где
Левая часть выражения (6) представляет собой подсасывающую силу, полу­
ченную для бесконечно тонкой цесущей поверхности, а правая часть полу­
чена интегрированием распределения давления по профилю с учетом его
толщины. Поскольку геометрия носовых частей профилей близка к эллипсу,
оценим степень точности выражения (6) на примере обтекания эллипса с от­
носительной толщиной ё потенциальным дозвуковым потоком. Интегрируя
теоретическое распределение давления по поверхности эллипса [ 7], нетрудно
получить продольную составляющую аэродинамической силы:
СХ=
-
( 1 + ё)2лSiп2а.
С другой стороны, известно, что коэффициент подсасывающей силы плас­
тины определяется по формуле [8]:
CF =
-
2л siп2а.
Следовательно, разница между коэффициентом подtасывающей силы, вычис­
ленной для пластины и коэффициентом подсасывающей силы, найденной
интегрированием распределения давления по профилю, имеет порядок ё. По­
скольку относительные толщины профилей, используемых для крыльев умерен­
ного удлинения (л � 4), ё � 0, 05. то ошибка вычислений при использова­
нии выражения (6) для несущих поверхностей этого класса будет составлять
не больше '5%.
Используя выражение (6), найдем угол атаки изолированного профиля,
для которого предельное значение подсасывающей силы изолированного про­
филя равно предельному значению подсасывающей силы сечения, нормаль­
ного к передней кромке несущей поверхности:
cz.,роф =
-ус
Fсеч.n
-с
F пр
2
ПРОф
cf
офсх=О
•
Затем повторно проводим расчет распределения давления по изолирован­
ному профилю при а"роф и определяем реализуемое значение подсаЬываю­
щей силы сечения, нормального к передней кромке, и сечения несущей по­
верхности по потоку:
*
сF*с•ч.n -проф .) ,
- сFп оф. (п.
р
сF*сеч.
Интегрированием по размаху участков несущей поверхности с дозвуковыми
передними крuмками определяются предельное и реализуемое значение под­
саСЫВ;Iющей силы несущей поверхности и ее cTeГleHb реализации:
7
2max
1
сF* - s р
ха
�
О
сF* ь сеч dZ,
сеч
Таким образом, выражение (1) полностью определено для дозвуковых
и свер�звуковых скоростей и можно найти коэффициент аэродинамического
сопротивления, обусловленного подъемной силой самолета для заданного угла
атаки при} N отклоненных поверхностях. На рис. 3 и 4 показана. удовлет­
ворительная сходимость результатов расчета по предлагаемому методу расчета с экспериментальными данными.
,
Используя в качестве целевой функции выражение . (1), можно решить
задачу минимизации аэродинамического сопротивления, обусловленного
подъемной силой с'
продольного управления, механизацию передней и задне й кро�ки крыла.
При постановке задачи оптимизации для конкретного самолета целесооб­
разно рассмотреть несколько подходов к ее решению: задачи определения
- pacl(em
-- tlёз nоlсасыlоющеi С".I6'
_.- С npele.lbН"'''' .1H//feHue", I1Idсос",lоющеti СIL.I'"
•
зксnер"",енm
Ри с.
3
0.'
Cug([" §тк([ ':
Po.os
Snr,,,o,17
I
-рас'Iеm
I
• аксn'р"",енm
-200
-100 'Р,JnТ
C,zct
10-
О
м=0,6
'PIIГn
"'''0,2; С,.=8,5
c'Il-0,5
8,!
8,0'1
0.05
•
HII1"'fU".l8. •
JГII=о.f7'---�
-1llcrem
• Jкслер"",енm
-- npllie.ltHIlJ1 Л.С
--- pellAbHIl.J1 Л.С
C.fe"'1l j
•
Рис. 4
8
:: -'��:;;..--::::::!:��
--'
-----tfiJ Л.С
4ксл'рu""нm
оптимальной комбинации у.глов отклонения отклоняемых поверхностей I <р;\ ОПТ
без ограничений и при условии ограничения величины запаса продольной
статической устойчивости тСу
� тСу или при фиксированном т�y = тСУ
Z
р.СЧ
ир
Задачи минимизации аэродинамического сопротивления С"а без учета ограничений могут решаться при заданном или произвольном коэффициенте подъем­
ной силы СУ , например, методами покоординатного или наискорейшего спус­
ка [9]. Пр� найденной оптимальной комбинации I <р;\ ОПТ определяется запас
продольной статической устойчивости, обеспечивающий балансировку са­
молета:
•
_
N
� m:iIPO"T +
;=1
mzo
тzonT - - -----Су
_
Задачи минимизации С"а при заданном запасе устойчивости тСУ с решаются
z ра ...
..
аналогично в пространстве на единицу меньшеи размерности за счет конкретной связи между углами отклонения несущих поверхностей:
с
Минимизация С"а при ограничениях т/ � т <�p проводится, например, M�Oдом штрафных функций [9] при заданном или произвольном Суа•
Примеры минимизации сопротивления отклонением одной поверхности­
ПГО, ГО, носком крыла, закрылком в сравнении с результатами испыта­
ний "ескольких аэродинамических моделей показаны на рис. 4. Из зависи­
мостей С"а;= f (6"ос) и С"а;= f (6з8к) приведенных без учета и с учетом пре­
дельного и реализуемого значения подсасывающей силы для самолета с кры­
лом умеренного удлинения ').. = 3,0 видно, что наилучшую сходимость сопро­
тивления, а также Оптимальных углов отклонения носков 6"ос и закрыл­
ков 6з•к обеспечивает расчет с учетом реализуемого значения подсасываю­
щей силы.
Для анализа влияния реализации подсасывающей силы на минималь­
ное сопротивление, обусловленное подъемной силой и оптимальные углы
отклонения адаптивной механизации рассмотрим, например, крыло умерен­
ного удлинения').. = 3,5; ТJ = 3; х п.к= 400 с симметричным профилем ё= 0,05;
Г"ОС= 0,00227. На рис. 5 представлены зависимости сопротивления, обуслов­
ленного подъемной силой крыла и его составляющих в соответствии � вы­
ра�ениями (1), ( 2) от углов отклонения носка 6"ос и закрылка 6з•к (Ь"ос=
= ЬЗ•К= 0,25), а также изменение· угла атаки а., обеспечивающее постоян­
ство СУа= const. Минимум сопротивления без учета подсасывающей силы
для СУа= 0,4 достигается при (6"ос)опт= � 15,5°. Уменьшение сопротивления
без учета подсасывающей силы при переходе от 6"ОС � О к 6"ос= (6"ос)ОПТ
обрясняется падением сопротивления, обусловленного нормальными силами
на носке ( с:ао . па + C�.,6) tg ( а + 6) за счет появления отрицательной продоль­
ной (в связанных с крылом осях координат) силы на носке, но не будем
. называть ее эквивалентом подсасывающей сцлы. Под подсасывающей силой
в данном случае понимаем только силу, обусловленную наличием больших
разрежений на носовой части крыла. Как видно из рис. 5, подсасывающая
сила практически становится нулевой при [) нос= (6"ос)ОПТ . И увеличивается
с уменьшением 6"0<" Это связано с тем, что при условии, бл�зкому К без­
ударному входу, при 6нос= (6нос)ОПТ разрежение на носовой части близко
к нулю и растет по мере уменьшения угла отклонения носка. Надо отмес
9
C4tai
1'4=0,2 j с,=о,lf.
(С,�QЛ·fI(.+ c� Оn'В)· tf(oc+6)
(1=0,2 j СУа.=о,'1
(е:;' /: u.n·ос +е;а;' on·6)·ti rx.
O г-----���:---�--��--т_�
0,2
-- tfeJ Л.С
-- nреt1еЛЬНI111 П.С
РВl1.11ьная Л.С
_.-
о
0,070
o,f05
Рис. 5
тить тот факт, что при < \ос = ( б нос ) опт для данного к.-ыла л
3,5 сопро­
тивление без учета подсасывающей силы не соответствует полностью мини­
мально возможному СОПРОТl;iвлению, а подсасывающа я сила п олностью не обну­
ляется. Это объясняется тем, что в данном случае рассмотрен носок крыла,
отклоняющийся на одинаковый. угол по всему размаху, а ·для точного обес­
печения безударного входа, вследствие переменного угла скоса потока [(О
размаху крыл � , необходимо использование переменного по размаху угла
отклонения носка . Названн ое несовпадение с точным режимом безударног о
=
10
входа уменьшается с уменьшением удлинения крыла л и, как показали
расчетные исследования, уже при л = 1, 5 практически отсутствует. ,
Полная продольная сила в связанных с крылом осях координат скла­
дывается из подсасывающеи силы и продольной силы, обусловленной нор­
мальными силами на, носке. В случае учета предельного значения подса­
сывающей силы при изменении 6нос обе составляющие продольной силы изме­
няются таким образом, что сопротивление, обусловленное подъемной силой,
практически не изменяется, т. е. безударный вход 6нос= (Онос)опт обеспечи­
вает уменьшение сопротивления на величину, практичес\{и равную величине
предельного (теоретического) значения подсасывающей силы при Iiеоткло­
ненных носках (Оное ' 0). На реальном крыле при условии частичной реа­
лизации подсасывающей с'илы такого не происходит, однако вместо одного
значения (Онос> опт минимум сопротивления достигается В диапазоне углов,
в данном случае при - 240 � 6нос � - 70 для СУа = 0, 4. Таким образом, учет
реализуемого значения подсасывз'I6щей силы при определении оптимальных
углов отклонения адаптивных носков реального крыла позволяет уточнить
диапазон (ОноС> опт' что приводит К уменьшению потребных углов отклонения
носков по сравнению с теоретическими оптимальНыми углами, полученными
без учета подсасывающей силы и близкими к условию безударного входа.
Минимальное сопротивление, полученное без учета или с учетом подсасываю­
щей силы, одинаково, однако может бьiть получено при реализации подса­
сывающей силы на меньших углах отклонения носков крыла', а при пол­
ной реализации подсасывающей CIMbl при б нос = О. , в диапазоне - 240 �
� Оное � - 70 при СУа = 0, 4 сопротивление реального крыла с профилем
ё= 0, 04, 'нос. 0, 00227 соответ<;твует минимальному сопротивлению с предель­
ным значением подсасывающей силы, причем отличие реального значения
подсасывающей силы с1 от его предельного значения с{начинает проявляться
при С F > I
0, 0II I . На рис. 5 представлены также расчетные поляры с учетом
и без учета подсасывающей силы при различных' углах отклонения носка.
Видно, что минимум сопротивления на СУа = 0, 4 достигается без учета под­
сасывающей силы при 6ное=
15, 50, а на реальном крыле с профилем
ё= 0, 05, rнос= 0, 00227 может быть достигнут при 6ное= - 70. Как и при из­
менении угла отклонения носков, так и при изменении угла атаки, отли­
чие с1 от С {' а, следовательно, и реального сопротивления от минималь­
ного сопротивления с предельным значением подсасывающей силы проявля­
ется при С {> 1- 0, 011 1, т. е. при одинаковых предельных значениях под­
сасывающей силы. Однако диапазон углов атаки а и углов отклонения
носков 6но<, в котором сопротивление реального крыла эквивалентно сопро­
тивлению крыла с предельным значением подсасывающей силы С F различны,
вследствие различного влияния а и 6ное на С {. Причем, поскольку изме­
нение а сильнее сказывается на изменении с {' чем изменение 6ное, то назван­
ный диапазон а соответственно меньше диапазона 6ноо•
-
'
-
Далее рассмотрим, как влияет реализация подсасывающей силы на соп­
ротивление и Оопт при отклонении механизации задней кромки крыла (за­
крылки, элевоны и т. д.). Падение сопротивления без подсасывающей силы
обусловлено в данном случае уменьшением и даже появлением отрицательной
составляющей сопротивления (С�аб,о,па + СZабо,пб ) tg а, вследствие уменьшения
и даже отрицат�льного угла атаки а, потребного для обеспечения СУа = сопst.
Как и в случае с отклоненным носком, угол отклонения закрылка 6зак (см.
рис. 5), обеспечивающий минимум сопротивления без учета подсасывающей
силы « 6зак)опт= 15,50 при СУа = 0, 4) совпадает со значением 6зак, при кото­
ром CF= О. Обнуление подсасывающей силы происходит за счет уменьшения
потребного для поддержания СУа = const угла атаки до той величины, при ко­
торой обнуляется нагрузка на передней кромке крыла (эквивалент безудар­
ного входа ). На реальном крыле также существует диапазон углов откло­
нения закрылков, при котором сопротивление соответствует сопротивлению
11
с предельным значением подсасывающей силы, и, следовательно, потребные
для обеспечения минимума сопротивления реального крыла углы отклонения
закрылка бз•к могут быть уменьшены аналогично рассмотренному выше слу­
чаю отклонения носков. На рассмотренном крыле потребный угол откло­
нения может быть уменьшен ПРИ СУа = 0,4 с (6з • .) опт= 15,50 до бз•к = 6,50.
Очевидно, что как в случае отклоненных носков крыла, так и в случае
отклонения механизации задней кромки, увеличение относительной толщины ё
и радиуса передней кромки профиля крыла 'НОС, т. е. увеличение степени
реализации подсасывающей силы, приводит к еще БОльшему уменьшению
потребных для обеспечения минимума сопротивления самолета угол откло­
нения адаптивной механизации крыла. При уменьшении ё и 'нос потреб­
ные углы отклонения адаптивной механизации увеличиваются и в пределе,
в случае тонкой пластины (ё - О, f нос - 0), соответствуют известным тео­
�тическим оптимальным углам, полученным без учета подсасывающей силы
при условии безударного входа. Уменьшение потребных углов отклонения
адаптивной механизации крыла приводит к уменьшению потребных угловых
скоростей и максимальных углов откЛонения механизации, что снижает тре­
бования к силовым приводам.
ЛИТЕРАТУРА
1. Б е л оце р к о в с к и й С. М., С к р и п а ч Б. К. Аэродииамические
производиые летательиого аппарата и крыла при дозвуковых скоростях.­
М.: Н аука, 1975.
2. Б е л оц е р к о в с к и й С. М., к у д р я вце в Н. А., П оп ы т а­
л о в С. А., Т а б а ч н и к о в В. Г. И сследование сверхзву ковой аэродина­
мик и самолетов иа ЭВМ.- М.: Н аука, I98З.
З. Б е л оце р к о в с к и й С. М. , Н и ш т М. И. Отрывное и безотрыв­
иое обтекаиие тонки х крыльев идеальной жидкостью.- М.: Наука, 1978.
4. К Р а с н о в Н. Ф. Аэродинамика.- М.: Высшая школа, 1971 .
5. С а r I 5 О n Н. W., М а с h R. J. Studies of Leading- Edge Thrust
Phenomena. J. of Aircraft, 198\}, vol. 1 7, N 12.
6. П а в л о в ец Г.· А. Потенциальное обтекание профиля с конеч ной
толщиной задней кромк и.- Учен ые записки ЦАГИ, 1979, т. 10, .Ni! 4.
7. К о ч и н Н. Е., К и б е л ь И. А., Р о з е Н. В. Теоретическая гид­
ромехаиика. Ч. 1.- М.: Физматгиз, 1963.
8. С е д о в Л. И.' Плоские задачи гидродинамики и аэродинами ки.­
З-е изд., перераб.- М.: Наука, 1980.
9. К а л и т к и'н Н. Н. Численн ые методы.- М.: Наука, 1 978.
Рукопись поступила 29/V 1990 г.
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
6
Размер файла
450 Кб
Теги
сопротивления, силы, учет, минимизации, pdf, подсасывающей, определение, самолет, задача, аэродинамических
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа