парашюты и парапланы| Главная » Статьи » Теория параплана » 3. Аэродинамика и аэромеханика ППС |
Понятие о закрученных крыльях
| Понятие о закрученных крыльях (по материалам работы [1]) Крыло с обычным профилем является неустойчивым. С увеличением угла атаки равнодействующая перемещается вперед, с уменьшением же угла атаки она перемещается назад [1], [2]. Для придания крылу самоустойчивости пользуются или самоустойчивыми профилями или закруткой крыла. На рис.1 представлен типичный самоустойчивый профиль.  Характерной его особенностью является загнутая кверху концевая кромка. При небольшой загнутости кромки будем иметь профиль с постоянным центром давления (ЦД), а при большей – устойчивый профиль. Профиль постоянного ЦД можно получить из обычных неустойчивых профилей, придавая средней линии профиля S-образный изгиб. Самоустойчивый профиль, конечно, будет иметь более низкие характеристики, чем профиль-прототип, поэтому самоустойчивые профили применяются редко, чаще практикуются профили с постоянным ЦД в летном диапазоне углов атаки. Более выгодным способом создания самоустойчивого крыла является закрутка крыльев. Она предусматривает такое распределение циркуляции по размаху, при котором крыло начинает работать как устойчивое. Крутка крыльев может быть геометрическая или аэродинамическая. В первом случае крыло имеет постоянный профиль по размаху и изменяющийся к концу угол атаки. Во втором случае, например, в корневой части крыла ставится более несущий профиль, чем в концевой. Трапецевидные крылья, имеющие профиль переменной толщины по размаху, являются аэродинамически закрученными с общим углом нулевой подъемной силы для всех профилей. Кривая распределения подъемной силы вдоль размаха для закрученных крыльев будет отличаться от кривой распределения незакрученного крыла. Характер кривой при изменении подъемной силы для незакрученного крыла остается неизменным, т.к. все ординаты меняются пропорционально увеличению или уменьшению подъемной силы (углу атаки). При нулевой подъемной силе кривая распределения подъемной силы превращается в прямую, и ограниченная ею площадь будет равна нулю. Для закрученного крыла при некотором угле атаки α центральная часть крыла будет создавать положительную подъемную силу, в то время как концевая – отрицательную, рис.2.  Угол атаки, при котором суммарная подъемная сила равна нулю, будем называть углом крутого планирования (УКП). Кривая распределения подъемной силы для такого крыла находится следующим образом. Распределение подъемной силы на требуемом угле атаки для незакрученного крыла накладывается на кривую распределения подъемной силы при крутом планировании. В результате получается увеличение подъемной силы в корневой части крыла и уменьшение в концевой, т.е. в центральной части прибавится положительная подъемная сила при УКП и на конце крыла вычтется отрицательная, рис.3. При таком характере распределения подъемной силы с увеличением угла атаки точка приложения равнодействующей перемещается к концу, а при уменьшении угла атаки– к центру крыла. Это свойство используется для создания самоустойчивых крыльев, например, в бесхвостых планерах. Действительно, имея стреловидное крыло с хордой t, постоянной по размаху, и профиль с постоянным центром давления, получаем следующую картину, рис.4.  Пусть при некотором угле атаки α1 равнодействующая R находится в точке a. При угле атаки α2 < α1, равнодействующая R переместится ближе к центру крыла и займет положение в точке b. Спроектировав эти точки на проекцию крыла в плане до пересечения с линией центров давления, получим точки α1 и b1 и, проектируя последние на ось симметрии крыла x - x, находим точки a2 и b2. Следовательно, при уменьшении угла атаки ЦД крыла переместится вперед. Аналогично рассуждая, найдем, что при увеличении угла атаки ЦД крыла переместится назад. Таким образом, имеем в двух случаях восстанавливающие моменты, стремящиеся вернуть крыло в нормальное полетное положение. Сделанное допущение не исключает из данного правила крыльев с переменной хордой по размаху и профилем с переменным ЦД. Самоустойчивые крылья применяются обычно в бесхвостых планерах, где функцию стабилизатора (горизонтального оперения) должно выполнять само крыло, т.е. последнее должно быть самоустойчивым. В нормальных схемах крыла прибегают к закрутке для создания лучшей поперечной устойчивости на больших углах атаки. Так как срыв потока начинается у конца незакрученного крыла, то фактический угол срыва в концевой части крыла будет гораздо меньше, чем в корневой, вследствие чего его элероны оказываются в зоне срыва и планер потеряет поперечную устойчивость до того, как все крыло перейдет на угол срыва, т.е. на критический режим. Для устранения этого дефекта крыло отрицательно закручивают, т.е. уменьшают угол атаки к концам крыла. Угол закрутки рассчитывается таким образом, чтобы полученная кривая распределения подъемной силы имела вид, представленный на рис.5, т.е. коэффициент подъемной силы на части крыла, занятой элеронами, был меньше его значения в корневой части крыла.  Подбор производят при угле атаки немного меньше критического. Показанные на рис.5 варианты a,b и d дают удовлетворительную комбинацию; вариант c – неудовлетворительную, так как срыв потока у такого крыла начинается гораздо раньше, чем все крыло перейдет на закритический угол атаки. Литература 1. Б.К. Ландышев. Расчет и конструирование планера. Государственное издательство оборонной промышленности, М.:–Л.:, 1939, 228с. 2. Яцек Капковский. Летающие крылья. Модели класса F-1A., М.:, Издательство ДОСААФ СССР, 1988., 127с. | |
| Просмотров: 1804 | Рейтинг: 0.0/0 |
| Всего комментариев: 0 | |
