Зависимость аэродинамических характеристик от числа Маха при дозвуковых и трансзвуковых скоростях

Выше было показано, что Мкр является границей двух режимов: обтекания без скачков уплотнения и обтекания со скачками уплотнения. Рассмотрим, как влияет увеличение числа Маха на основные АДХ магистральных ВС.

На крейсерских скоростях полета магистральных ВС за счет влияния сжимаемости коэффициент подъемной силы при увеличении М возрастает (особенно, между точками 1 и 2 при М< М ) (см. рис. 3.2). Дальнейшее повышение коэффициентас_уа при М > Мкр происходит за счет разрежения на верхней поверхности профиля крыла при появлении сверхзвуковой зоны (между точками 2 и 3). При последующем возрастании числа Маха (точки 3–4) коэффициент с_уа падает, так как сверхзвуковая зона возникает и на нижней поверхности профиля. Дальнейшее возрастание числа М (точки 4–5) приводит к перераспределению давлений на верхней и нижней поверхности и к ростукоэффициента с_уа вплоть до значения М=1.

Рис. 3.2 Зависимость С_уа от числа М

Рассмотрим, как влияет увеличение числа Маха на коэффициент с_ха (рис. 3.3). Вплоть до М = 0,7 коэффициент с_ха практически не меняется. После превышения Мкр проявляется волновое сопротивление и происходит резкое возрастание силы лобового сопротивления (интенсивное увеличение с_ха). При этом можно отметить, что чем больше угол стреловидности крыла, тем меньше критическое М.

Рис. 3.3 Зависимость с_ха от числа М

Последнее приводит к нарушению устойчивости ВС – затягиванию самолета в пикирование (за счет превышения Мкр).

Рис. 3.4 Изменение положения центра масс в зависимости от числа М

Изменение коэффициентов с_уа и с_ха приводит к соответствующему изменению аэродинамического качества К (рис. 3.5). Также увеличение числа М набегающего потока приводит к росту аэродинамической нагрузок в сечении крыла и срыву потока на меньших углах атаки.

Рис. 3.5 Изменение аэродинамического качества К в зависимости от числа М

3.3 Критическое число Маха. Особенности обтекания крыла и распределения давления при М>Мкр

С возрастанием скорости полета ВС (начиная со скоростей 600…700 км/ч) аэродинамические характеристики профиля крыла начинают изменяться. Это происходит потому, что местные скорости движения воздуха над крылом, а также в местах сопряжения крыла с фюзеляжем значительно превышают воздушную скорость полёта самолёта.

При приближении потока к крылу струйки воздуха начинают искривляться и сжиматься. При этом скорость течения вдоль профиля увеличивается, достигая наибольшего значения Vmax в наиболее узком сечении струйки (рис. 3.6). При некотором значении скорости невозмущенного потока Vкр, которое соответствует дозвуковому числу М<1, местные скорости течения струйки могут достигнуть скорости звука.

Скорость невозмущенного потока, при которой местная скорость течения в струйке достигает местной скорости звука Vкр = aкр, называется критической, а соответствующее этой скорости число Маха М_кр – критическим.

Можно дать и другое определение: критическое число М_кр – это такое дозвуковое число М полета самолета, при котором хотя бы в одной точке самолета местная скорость воздуха в струйке равна местной скорости звука.

 

Рис. 3.6 Обтекание профиля крыла околозвуковым потоком при Мкр

Критическое число М_кр зависит от геометрических характеристик профиля и угла атаки. Чем больше относительная толщина профиля и угол атаки, тем меньше М_кр.

Если число Маха невозмущенного потока М превышает М_кр (рис.3.7), то в минимальном сечении струйки скорость течения достигнет местной скорости звука, а за минимальным сечением струйка, расширяясь подобно течению в расширяющейся части сопла Лаваля, выйдет на сверхзвуковой режим. В связи с этим на верхней поверхности профиля образуется сверхзвуковая область, где М>1. Данная сверхзвуковая область замыкается местным скачком уплотнения. Местный скачок уплотнения (СУ) образуется аналогично головному скачку уплотнения (см. т.2), но роль препятствия для образования скачка уплотнения играет не передняя кромка крыла, а воздушная среда, движущаяся вместе с крылом со скоростью V< a.

Как правило, замыкающий сверхзвуковую зону СУ является комбинацией прямого и косого СУ. Комбинированный СУ носит название

λ - образного скачка уплотнения.

При дальнейшем увеличении скорости образование сверхзвуковой зоны и СУ происходит и на нижней поверхности профиля крыла. Этот СУ занимает, как правило, более заднее положение по сравнению с СУ на верхней поверхности (рис. 3.8 а).

 

Рис. 3.7 Появление сверхзвуковой зоны на верхней поверхности профиля (несимметричный профиль) при М>Мкр

 

Рис. 3.8 Реализация сверхзвуковых зон при обтекании дозвукового профиля крыла

Увеличение скорости невозмущенного потока до значения М >1 приводит к образованию головного отсоединенного СУ, а местные СУ на верхней и нижней поверхности профиля смещаются на заднюю кромку, образуя хвостовые СУ (рис. 3.8 б).

Явление образования местных сверхзвуковых зон на крыле и возникновение СУ, приводящее к волновому срыву потока и резкому изменению аэродинамических характеристик – существенному возрастанию волнового сопротивления, называется волновым кризисом.

Анализ изменения аэродинамических характеристик при превышении Мкр показывает, что подъемная сила крыла растёт, центр давления смещается назад.

 

⇐ Предыдущая1234Следующая ⇒

---

Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском: