ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Влияние конфигурации самолета и режима полета на лобовое сопротивление и аэродинамическое качество из "Практическая аэродинамика маневренных самолетов " А — коэффициент отвала поляры, характеризующий часть сопротивления, зависящего от подъемной силы, т. е. индуктивное сопротивление (чем больще значение А, тем интенсивнее увеличивается Сх с увеличением Су). [c.15] При изменении числа М из1меняется и вид поляры, так что для определения аэродинамических характеристик самолета во всем диапазоне чисел М полета необходимо иметь сетку поляр (рис. 1.10). Удобнее, однако, для определения величины силы лобового сопротивления пользоваться зависимостями С = /(М) и Л = [1(М), примерный вид которых для самолета-истребителя изображен соответственно на рис. 1.11 и 1.12. [c.15] Максимальное аэродинамическое качество самолета является одной из главных характеристик его аэродинамического совершенства. От величины /Стах непосредственно зависят такие летно-тактические характеристики самолета, как дальность и п )одолжительность полета, дальность планирования, потолок и др. [c.17] Коэффициент А в основном зависит от несущих свойств крыла (от характеристики С ) и от возможности образования разрежения в передней части профиля крыла непосредственно вблизи его передней крокки. [c.17] Чем больше несуьчке свойства крыла (чем больше характеристика Ср и чем выше разрежение, возникающее при обтекании передней кромки,тем меньше значение коэффициента А и тем меньше индуктивное сопротивление. [c.18] У большинства самолетов, основным режимом полета которых является режим с дозвуковой кромкой, для того, чтобы уменьшалось индуктивное сопротивление, передняя кромка крыла должна быть закругле1шой. [c.19] При сверхзвуковой передней кромке крыла, если этот режим полета будет основным, для обеспечения большей величины /Стах передняя кромка крыла должна быть заостренной, так как крыло с острой передней кромкой имеет меньшее значение, а на величину характеристики С форма передней кромки практически не влияет. [c.19] На рис. 1.15 приведены примерные зависимости величины максимального аэродинамического качества /Стах от числа М для стреловидных крыльев, имеющих закругленную кром ку, при которой можно реализовать разрежение, и имеющих острую кромку, при которой разрежение не реализуется, но зато достигается меньшее волновое сопротивление при сверхзвуковых скоростях. ьКак видно из приведенных графиков, неиспользование разрежения при острой передней кромке крыла приводит к существенному снижению величины /Стах В области дозвуковых скоростей полета из-за роста индуктивного сопротивления. [c.19] Перераспределение давления на поверхности крыла (оперения) приводит также к изменению коэффициента подъемной силы. Причем характер и интенсивность изменения коэффициента Су (характеристики С ) зависят от изменения расположения и протяженности местных сверхзвуковых зон на верхней и нижней поверхностях крыла при изменении числа М. [c.21] Уменьшение относительной толщины крыла приводит также к уменьшению волнового сопротивления крыла и на трансзвуковых скоростях. [c.21] Н[а величину волнового сопротивления стреловидность крыла оказывает наиболее сильное влияние на трансзвуковых скоростях полета (с ростом х увеличивается Мкр крыла и уменьшается его волновое сопротивление), но на числах М, при которых передняя кромка крыла является сверхзвуковой, это влияние практически отсутствует. Поэтому при полете со сверхзвуковой передней кромкой крыла дальнейшее увеличение х в целях уменьшения волнового сопротивления становится уже бесполезным. А с точки зрения уменьшения индуктивного сопротивления (коэффициента А) выгоднее, наоборот, некоторое уменьшение стреловидности. Это приводит к росту С , а следовательно, и к уменьшению индуктивного сопротивления воо бще. [c.21] Уменьшение удлинения крыла также способствует уменьшению волнового сопротивления. Однако, как известно, уменьшение удлинения приводит к уменьшению несущих свойств крыла (характеристики Ср и к увеличению индуктивного сопротивления. [c.21] При сравнительно больших сверхзвуковых скоростях (число М= 1,8- 2,3) изменение стреловидности и удлинения крыла не оказывает столь значительного влияния на величину /Стах Поэтому удлинение и стреловидность крыла могут выбираться уже из других условий, например из условий обеспечения высоких маневренных свойств самолета в области больших дозвуков .х и небольших сверхзвуковых скоростей и т. д. [c.22] Так как при дозвуковых скоростях основную долю сопротивления составляет сопротивление трения, то уменьшение удлинения фюзеляжа будет целесообразным лишь до тех пор, пока не начнется резкое увеличение сопротивления давления, что имеет место пр,и сравнительно небольших удлинениях фюзеляжа (Xфюз = 4- 5). [c.22] При сверхзвуковых скоростях волновое сопротивление может составлять значительную часть (иногда до 50—60%) полного сопротивления фюзеляжа. Поэтому увеличение длины фюзеляжа выгодно, пока рост сопротивления трения, обусловленный увеличением поверхности фюзеляжа (при заданном диаметре м с ростом Хфюз растут длина фюзеляжа и его поверхность), не столь значителен. Для полета на сверхзвуковых скоростях оптимальное удлинение фюзеляжа с ростом числа М увеличивается, достигая величин Хфюз = 8- 10 при числах М = 2- 2,5. [c.22] Из этих формул следует, что при увеличении коэффициента Сл на 20% максимальное аэродинамическое качество уменьшается, а наивыгоднейший коэффициент подъемной силы увеличивается на 10%. [c.23] Существенные изменения коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы происходят при изменении угла стреловидности хк поворотной части крыла (рис. 1.2). Чем больше относительная длина поворотной части крыла, тем значительнее эти изменения. [c.23] Изменение стреловидности поворотной части крыла вызывает соответственно изменение поляры самолета (изменяются Сд. и А), аэродинамического качества, в том числе и максимального аэродинамического качества Ктах- Образно выражаясь, переход к другой стреловидности — это переход к другому по своим летным свойствам самолету. [c.23] Вернуться к основной статье