Тема: Аэродинамические коэффициенты и качество профиля 1. Физическая картина обтекания стреловидного крыла Для понимания физической картины обтекания проанализируем линию тока на поверхности стреловидного крыла (рис. 5). A Vn Vτ а) картина течения б) распределение давления по сечениям V∞ B Vτ C V∞ Vτ Vn Vn V∞ Vn Vn D A' В' С' Vτ E V∞ D' Vτ V∞ -р � E' 1 2 3 х Рис.5. особенности обтекания стреловидного крыла: 1- в концевом сечении, 2- среднее сечение, 3корневое сечение. Пусть скорость набегающего потока V ∞ параллельна оси симметрии крыла. Разложим ее на нормальную и тангенциальную составляющую. Тангенциальная составляющая по размаху крыла примерно одинакова V τ =V ∞ sinχ, а нормальная составляющая V n изменяется в зависимости от профиля крыла и угла атаки сечения, что и предопределяет кривизну линии тока. Нормальная скорость течения по мере приближения к передней кромки крыла уменьшается и непосредственно у передней кромки V n =0. Далее нормальная составляющая скорости увеличивается, достигая максимума в точке минимального давления С. За точкой С скорость вновь уменьшается, проходя через второй минимум у задней кромки, и затем опять увеличивается до величины скорости невозмущенного потока в точке Е. Соответственно изменениям вектора результирующей скорости линии тока вблизи крыла также меняют направления (линия А'B'C'D'E'). Во всех сечениях прямого крыла большого удлинения распределение давления примерно одинаково, в то время как у стреловидного крыла характер распределения от сечения к сечению меняется. В центральных сечениях максимум разряжения смещается к задней кромки, а у концевых наибольшее разряжение наблюдается у носка. При этом наибольшее разряжение в концевых сечениях. 2. Связь параметров стреловидного и прямого крыла Пусть крыло бесконечного размаха находится под углом χ потоку (рис. 6). Ya V∞ b Vτ χ α bn Vn αn Рис. 6. Расчетная схема для связи параметров В этом случае геометрические параметры определяется следующим образом: С𝑛𝑛 = хорда крыла 𝑏𝑏𝑛𝑛 = 𝑏𝑏𝑏𝑏𝑏𝑏𝑏𝑏𝑏𝑏, относительная толщина ��� 𝐶𝐶 𝑏𝑏𝑛𝑛 = 𝐶𝐶 𝑏𝑏 𝑏𝑏 𝑏𝑏𝑛𝑛 = 𝐶𝐶̅ 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 , Относительная кривизна нормального сечения и сечения по потоку 𝑓𝑓�𝑛𝑛 = 𝑓𝑓̅ 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 . Для небольших углов атаки при умеренной стреловидности 𝛼𝛼𝑛𝑛 = 𝛼𝛼 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 . Таким образом, нормальный поток обтекает цилиндрическое крыло бесконечного размаха с несколько утолщенным и более искривленным, чем у стреловидного крыла бесконечного размаха (скользящего) профилем под углом атаки χ. Поперечный поток, набегающий на стреловидное крыло со скоростью V n , создает подъемную силу 𝑌𝑌𝑎𝑎𝑎𝑎 = 𝐶𝐶𝑦𝑦𝑦𝑦𝑦𝑦 𝜌𝜌𝑉𝑉𝑛𝑛2 2 𝑆𝑆 = 𝐶𝐶𝑦𝑦𝑦𝑦𝑦𝑦 2 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 2 𝜒𝜒 𝜌𝜌𝑉𝑉∞ 2 𝑆𝑆. Если принять, подъемная сила стреловидного и эквивалентного ему прямого крыла на участке размахом l равны, т.е. 𝑌𝑌𝑎𝑎 𝑐𝑐тр = 𝑌𝑌𝑎𝑎𝑎𝑎 , тогда С𝑦𝑦𝑦𝑦 стр = 𝐶𝐶𝑦𝑦𝑦𝑦𝑦𝑦 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 2 𝜒𝜒.
