Механизация задней кромки крыла

К механизации задней кромки крыла относятся щитки и закрылки.

Щитки представляют собой плоские, отклоняющиеся вниз части нижней поверхности крыла, расположенные вдоль размаха крыла у его задней кромки.

По конструктивному выполнению щитки бывают: поворотные и со скользящей осью.

Увеличение Су , при отклонении простых щитков объясняется:

· увеличением кривизны профиля;

· управлением пограничным слоем, так как при отклонении щитка между ним и крылом образуется зона разрежения, в которую подсасываются струйки воздуха. Скорость потока над крылом возрастает и увеличивается разрежение над крылом.

У щитка со скользящей осью дополнительно увеличивается С_Y благодаря увеличению площади крыла S.

Применение щитка увеличивает С_Y примерно на 50% при незначительном уменьшении критического угла атаки α _кр (на 1–2°)

Рис. 2.25. Влияние выпуска щитков на кривую С_Уа (α)

По сравнению с другими средствами механизации задней кромки щитки незначительно увеличивают несущую способность крыла, но значительно увеличивают его лобовое сопротивление. Это уменьшает
аэродинамическое качество крыла К, обеспечивает большую крутизну планирования и более эффективное торможение самолёта на пробеге.

Закрылками называется хвостовая часть крыла, которая может отклоняться вниз.

Закрылки бывают поворотные; щелевые, многощелевые и выдвижные.

Рис. 2.26. Механизация крыла

Увеличение коэффициента Су max при отклонении поворотного закрылка происходит в результате увеличении кривизны профиля. При отклонении щелевого закрылка между крылом и носком закрылка образуется профилированная щель, через которую движется поток воздуха, с большой скоростью вытекающий на верхнюю поверхность крыла и увеличивающий разрежение над крылом.

Щелевые закрылки эффективнее, чем поворотные, т.к. С_Y возрастает не только за счет увеличения кривизны профиля, но и за счет щелевого эффекта.

Многощелевой закрылок еще более эффективен за счет дополнительного щелевого эффекта.

Выдвижные закрылки дают дополнительное увеличение коэффициента С_Y , т.к. отклонение закрылка сопровождается увеличением площади крыла за счет сдвига оси закрылка.

При выпуске закрылков коэффициент лобового сопротивления С_X увеличивается интенсивнее, чем коэффициент подъемной силы С_Y , в результате чего аэродинамическое качество крыла (К = ) уменьшается. Поэтому при взлете, когда необходимо возможно высокое К, закрылки отклоняются на меньший угол, чем при посадке.

По статистике, углы отклонения закрылков при взлете самолета , а при посадке .

Обычно на современных самолетах с тремя и четырьмя двигателями широко применяются двух- и трехщелевые выдвижные закрылки, которые дают прирост С_Y более, чем на 100%, а на самолетах с двумя двигателями – выдвижные однощелевые закрылки..

Рис. 2.27. Схема обтекания крыла с закрылком:

а) в рабочем положении; б) изменение фактического угла атаки;
в) перераспределение давления при отклонении закрылка; г) влияние угла отклонения закрылка на кривую C_Ya( α )

К механизации, предназначенной для увеличения коэффициента лобового сопротивления С_X и кратковременного уменьшения коэффициента подъемной силы С_Y , относятся тормозные щитки. Применяются они для увеличения крутизны снижения самолета, для повышения эффективности торможения колес при посадке, для улучшения маневренности самолета.

Интерцепторы открываются в момент касания самолетом земли при посадке и срывают поток с поверхности крыла. Подъемная сила крыла сразу резко уменьшается, что обеспечивает при торможении колесами создание большой тормозной силы. В результате пробег самолета сокращается. Интерцепторы в этом случае называют спойлерами.

Если интерцептор выдвигается в поток на высоту пограничного слоя, то он играет роль турбулизатора. Изменяя характер течения в пограничном слое путем искусственной турбулизации, интерцептор уменьшает опасность появления отрыва пограничного слоя.

Интерцептор может применяться и для улучшения боковой управляемости самолета. Отклоняясь вверх вместе с элероном на одном из полукрыльев, он создает управляющий момент по крену.

К средствам, улучшающим устойчивость и управляемость самолета, относятся следующие устройства: предкрылки 1, отклоняемые носки крыла 2, носовые щитки 3, турбулизаторы 4. Этому же способствуют элементы конструкции, формирующие вихри и препятствующие перетеканию пограничного слоя к концам крыла, — аэродинамические гребни 5, «запилы» 6 и изломы 7 передних кромок крыла.

Рис. 2.29. Средства улучшения устойчивости и управляемости

Иногда для получения заданных взлетно-посадоч-ных характеристик приходится на одном крыле применять несколько различных видов механизации.

Управление пограничным слоем (УПС)

Высокие значения Су max могут быть реализованы при наличии механизации крыла по всему размаху в виде предкрылков и закрылков.

Суть УПС заключается в обеспечении безотрывного обтекания крыла в достаточно большом диапазоне углов атаки за счет увеличения энергии пограничного слоя.

Из различных способов УПС наибольшее распространение получил способ, основанный на выдуве через щель или систему щелей тонкой струи воздуха, вытекающей с большой скоростью по касательной к поверхности крыла. Место выдува соответствует зоне наиболее вероятного появления отрыва потока, т.е. в районе носка крыла или закрылка.

В качестве примера таких средств можно отметить выдув струй (рис. 2.30), направленных по касательной к поверхности крыла при отклоненном носке 1 и закрылке 2. Сжатый воздух, отбираемый от компрессора двигателя, по воздушным каналам подается в каналы 3 и 4, идущие вдоль размаха крыла и имеющие щелевые сопла 5, обеспечивающие выдув воздуха и увеличение кинетической энергии потока, обдувающего крыло

УПС с помощью отсоса пограничного слоя применяется реже из-за трудностей его реализации.

Струйный (реактивный) закрылок (рис. 2.31) представляет собой плоскую струю 1 сжатых газов, вытекающих с большой скоростью из узкой щели 2, расположенной

Струя затрудняет обтекание крыла снизу, в результате чего под крылом повышается давление.

В то же время за счет подсасывающего влияния струи скорость потока над крылом увеличивается, а давление уменьшается, как и при отклонении обычного закрылка.

Кроме того, за счет реакции вытекающих газов струйный закрылок создает дополнительную силу Δ R, составляющая Δ Y которой увеличивает подъемную силу крыла, а составляющая Δ Р является дополнительной силой для преодоления лобового сопротивления.

Реактивные закрылки можно также использовать в качестве элеронов и рулей высоты для управления самолетом.

Теоретически струйная механизация позволяет достичь очень высоких значений коэффициента С_Y на взлетно-посадочных режимах (С_Y = 10…15), но их практическое применение представляет трудную инженерную проблему, связанную с конструированием протоков, изоляцией, нарушением расчетного режима работы вблизи земли.

Распределение давления по профилю крыла

Аэродинамические силы — это силы давления
и трения. Полная аэродинамическая сила крыла представляет собой равнодействующую системы элементарных сил давления и трения.

При изменении условий обтекания силы давления изменяются в значительно большей степени, чем силы трения. Поэтому при изучении аэродинамических характеристик крыла прежде всего нужно понять, как распределяется давление по его поверхности в том или ином случае. Распределение давления по профилю необходимо знать при расчете крыла на прочность.

Распределение давления по крылу обусловлено деформациями воздушных струек: там, где струйки сузились, скорость возрастает и давление падает, там, где струйки расширились, воздух тормозится и давление повышается.

Для получения картины распределения давления по крылу в аэродинамической трубе продувают дренированную модель. На поверхности дренированного крыла располагается ряд приемных отверстий диаметром 1.5... 2 мм. От этих отверстий внутри модели проложены трубки, идущие к манометрам, измеряющим
избыточное давление ∆ Р в каждой дренажной точке. Избыточное давление

,

где Р — местное давление в данной точке профиля,

— статическое давление в набегающем потоке.

На практике обычно пользуются безразмерным коэффициентом давления .

Коэффициентом давления называют отношение избыточного давления к скоростному напору невозмущенного потока:

;

Распределение давления по профилю обычно изображают графически в виде векторной диаграммы или координатной эпюры .

Для построения векторной диаграммы вычерчивается профиль крыла, размечаются на нем точки, в которых измерялось избыточное давление и от этих точек по нормали к поверхности профиля откладываются в масштабе величины избыточного давления ∆ Р в виде векторов, перпендикулярных контуру профиля. Повышенное давление ∆ Р изображают стрелкой, направленной к профилю, пониженное — от профиля. Внешние концы векторов соединяют плавной кривой.

Рис. 2.32. Векторная диаграмма распределения давления по профилю

Векторная диаграмма весьма наглядна, но для ее построения нужно много времени. Поэтому на практике удобнее пользоваться координатными эпюрами . Она представляет собой график зависимости коэффициента давления от относительной координаты точек профиля

Принято отрицательные значения откладывать вверх, а положительные вниз.

В этом случае кривая для верхней поверхности профиля проходит выше аналогично кривой для нижней поверхности, чем достигается наглядность графика.

Рис. 2.33.Координатные и векторные эпюры распределения давления:

а и б – при α =0, в и г — при α > 0

Распределение давления зависит от формы профиля и угла атаки.

Общие закономерности построения эпюр распределения давления

1. Максимальная положительная величина коэффициента давления = +1 и соответствует точке полного торможения, в которой V= 0 и величина избыточного давления равна скоростному напору.

2. Минимальный коэффициент давления находится в месте минимального сечения струйки и
может достигать значения = -5... -6.

3. Около хвостика профиля струйки приобретают примерно исходную толщину, скорость становится близкой к скорости невозмущенного потока и = 0.

Пользуясь эпюрами распределения давления, можно определить аэродинамические силы и моменты, приложенные к крылу, а также центр давления на хорде. (Практическая работа подобного содержания будет выполняться после изучения раздела «Крыло
в потоке несжимаемого газа»).

Центром давления называется точка пересечения полной аэродинамической силы с хордой крыла. Положение ц. д. принято характеризовать относительной координатой

,

где x_цд — расстояние от носка профиля до центра давления.

Положение ц. д. зависит от формы профиля и угла атаки.

При изменении угла атаки крыла меняются распределение давления по профилю, величина и направление полной аэродинамической силы и перемещается центр давления.

У несимметричных про-филей увеличение угла атаки смещает центр
давления к носку профиля, а уменьшение угла атаки приводит к смещению центра давления к хвостику профиля.

У S-образных профилей центр давления перемещается по обратному закону, вследствие чего такие профили самоустойчивы и применяются на крыльях самолетов схем «бесхвостка» и «летающее крыло».

Закон перемещения центра давления по хорде профиля является важной характеристикой, влияющей на устойчивость и управляемость самолета.

Другой характерной точкой на хорде является аэродинамический фокус профиля.

Аэродинамическим фокусом профиля называется точка, относительно которой главный момент сил давления потока не зависит от угла атаки.

Исследования показали, что аэродинамический фокус профиля располагается на ¼ его хорды от носка,

т. е. =0, 25.