Поляра самолета при выпущенном положении шасси.

При вы­пуске шасси коэффициент Су не изменяется и положение кривой Су=f(a) в системе координат тоже не изменяется. Коэффициент лобового сопротивления самолета увеличивается в среднем на D Схш» 0,015, вследствие чего каждый угол атаки поляры и вся поляра в системе координат смещается вправо на эту величину (см. рис. 3, кривая 7). При увеличении Сх аэродинамическое ка­чество уменьшается, Ктах» 10,5... 11.

Рассмотрим основные особенности стреловидного крыла само­лета Ил-76Т, имеющего стреловидное крыло с углом умеренной аэродинамической стреловидности 25°, стабилизатор—30° и киль — 38°.

Аэродинамическая стреловидность крыла c определяется углом между поперечной осью самолета 0Z и линией, которая соединяет точки, лежащие на 1/4 хорд от передней кромки крыла.

При наличии стреловидного крыла (рис. 7 г) вектор скорости набегающего потока V можно разложить на две составляющие: V₁=V cosc, направленную перпендикулярно линии фокусов, и V₂=V sinc, направленную параллельно линии фокусов. Такое разложение вектора скорости потока V на составляющие эквивалентно одновременному обтеканию крыла двумя потоками: потоком, перпендикулярным линии фокусов со скоростью V₁, и потоком, параллельным линии фокусов, со скоростью V₂.

Поток, обтекающий крыло вдоль линии фокусов со скоростью V_2, практически не влияет на величину аэродинамических сил и их коэффициентов, так он по всей линии крыла имеет постоянную скорость и давление. Следовательно, при обтекании крыла этим потоком практически никаких изменений в картине распределения давления по крылу не происходит. Однако вследствие вязкости воздуха составляющая скорости V₂ существенно влияет на характер течения пограничного слоя, вызывая его набухание и срыв в конце крыла.

 

 

Поток, обтекающий крыло перпендикулярно линии фокусов со скоростью V₁, изменяет сечение струек и скорость их течения. При этом он создаёт такую картину распределения давления, которая определяет величину и точку приложения аэродинамических сил и их коэффициентов.

Учитывая эти особенности работы стреловидного крыла, можно сделать вывод о величине Мкр.

Стреловидное крыло достигает критического числа М при такой скорости потока V, когда составляющая V₁ = V cos c достигнет своего критического значения. Это явление будет иметь место при скорости потока V = V₁ cos c. Разделив левую и правую части это­го выражения на скорость звука а, определим величину критичес­кого числа М стреловидного крыла бесконечного размаха Мкр_c = Мкр_c=0/cosc, где Мкр_c=0 - критическое число М нестреловид­ного крыла. Так, например, если критическое число М прямого крыла равно 0,7, то это же крыло, установленное под углом стреловидности c==25°, будет иметь Мкрc = 0,773.

Такое изменение Мкр будет только у стреловидного крыла бес­конечного размаха. Реальные стреловидные крылья, т. е. крылья самолетов с конечным размахом, имеют критическое число М не­сколько меньше, что можно объяснить следующим.

Характер обтекания, а значит, и распределение давления по стреловидному крылу нарушается в его центральной части (у плос­кости симметрии), где происходит излом линии фокусов половин крыла. Вследствие этого местный угол стреловидности на некото­ром (центральном) участке крыла становится равным нулю. По­этому крыло здесь обтекается как прямое (нестреловидное).

Картина обтекания и распределения давления нарушается так­же и в конце крыла, где вследствие разности давлений происходит перетекание потока с нижней поверхности на верхнюю.

Эти явления получили соответственно название срединного и концевого эффекта стреловидного крыла.

Особые условия обтекания и распределения давления по стре­ловидному крылу создаются и наличием фюзеляжа.

Таким образом, вследствие срединного и концевого эффектов, а также вследствие влияния фюзеляжа несколько уменьшается эффект стреловидности, что вызывает изменение величины аэроди­намических характеристик крыла и некоторое уменьшение Мкр. Обычно величину критического числа М стреловидного крыла са­молета определяют приближенно по формуле:

Мкрc=Мкр_c=0/cosc.

1. Стреловидность оказывает значительное влияние не только на величину Мкр, но также и на все аэродинамические характерис­тики крыла самолета. Распределение давления но крылу опреде­ляется составляющей скорости V₁ =V cos c. Это значит, что вели­чина избыточных давлений и их коэффициентов р на поверхности крыла определяется не скоростью потока V, а ее составляющей V₁, которая при больших углах стреловидности значительно меньше V. Уменьшение реальной скорости обтекания вызывает уменьшение абсолютной величины коэффициентов давления р, вследствие чего коэффициенты Су и Сх уменьшаются (см. рис. 7, б).

2. Аэродинамическое качество самолета со стреловидным кры­лом несколько меньше, чем с прямым (нестреловидным). Это уменьшение объясняется в основном тем, что коэффициент Су са­молета практически равен Су крыла, а коэффициент Сх состоит из Сх крыла и других деталей (фюзеляжа, шасси, гондол двигателей и т. п.). Величина коэффициентов Сх этих деталей определяется распределением давления, создаваемым основным потоком, имею­щим скорость V>V₁. Вследствие этого Су самолета со стреловид­ным крылом уменьшается в большей степени, чем Су, что вызыва­ет уменьшение аэродинамического качества.

3. При увеличении угла стреловидности рост коэффициента Су начинает замедляться при меньших докритических углах атаки, а величина Сумах уменьшается (см. рис. 7 а и б ).

Для выяснения этого сравним величину давления в двух сече­ниях крыла (1 и 2) на оси 0Z, перпендикулярной плоскости сим­метрии (см. рис. 7 в). Из рисунка видно, что в сечении 2 местные скорости потока больше (сечения струек меньше), а давление мень­ше, т. е. существует градиент падения давления от сечения 1 к се­чению 2. Это справедливо для всех сечений в диффузорной (зад­ней) части крыла. Наличие такого градиента вызывает перетекание пограничного слоя от корневой части крыла к концевой, в результате чего пограничный слой в конце крыла набухает и начина­ет срываться в виде вихрей при меньших углах атаки. При увели­чении углов атаки срыв постепенно распространяется от задней кромки профиля вперед по хорде и к корневой части крыла (см. рис. 7 г). Вследствие такого процесса развития вихревого срыва пограничного слоя рост коэффициента Су начинает замедляться при меньших докритических углах атаки и более медленно умень­шается на закритических.

Уменьшение коэффициента Сумах стреловидного крыла проис­ходит в основном по двум причинам. Одна из них была изложена в п. 1 этого раздела: величина Су на каждом угле атаки, в том числе и на a_кр, определяется составляющей потока V₁, которая меньше V. Второй причиной является преждевременное нарушение плавности обтекания крыла.

Следует отметить, что развитие вихревого обтекания в конце крыла значительно ухудшает эффект элеронов на больших углах атаки. Кроме того, при увеличении углов атаки центр давления крыла перемещается вперед, особенно на околокритических углах атаки, что вызывает ухудшение продольной устойчивости самолета вследствие появления кабрирующего момента крыла. В этом слу­чае возможен выход самолета на срывные углы атаки. Большую опасность для полета на повышенных углах атаки вызывает слу­чайно возникшее скольжение самолета, вследствие которого может возникнуть боковая раскачка по углу крена и курсу.

Для предотвращения преждевременного срыва потока в конце крыла, а значит для улучшения продольной и боковой устойчиво­сти и управляемости стреловидность крыла самолета Ил-76Т от­носительно небольшая 25°, применяется геометрическая и аэродинамическая крутка крыла, включаются в систему управления само­летом демпферы (гасители) боковых колебаний, т. е. колебаний по крену и курсу.

 

Механизация крыла

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик, характе­ристик прерванного полета, нормального и экстренного снижения самолет Ил-76Т имеет мощную (большой эффективности) механи­зацию крыла, которая позволила реализовать значительные прира­щения коэффициента подъемной силы (С_умах = 3) и обеспечить эксплуатацию самолета не только на ВПП с искусственным покры­тием, но и на грунтовых.

Система механизации состоит из закрылка, предкрылка, тор­мозного щитка и гасителя подъемной силы (см. рис. 2).

1. Закрылок трехщелевой (выдвижной и раздвижной) с пере­менной кривизной. Состоит из четырех секций (см. рис. 2, 2 и 3): две внутренние секции установлены на средних частях крыла (СЧК) и две внешние—на отъемных частях крыла (ОЧК). Пло­щадь закрылка Sз составляет 22,35% площади крыла Sкр, хорда b_з 26... 36% хорды крыла bкр, размах l з—64% размаха крыла l кр. Максимальный угол отклонения внутренних секций 43°, а внеш­них—40⁰. При отклонении до 30° закрылок остается однощелевым, так как его элементы (собственно закрылок, дефлектор и хвосто­вая часть) остаются сомкнутыми (см. рис. 2 и 8 б). При отклоне­нии на угол более 30° элементы закрылка, раздвигаясь, искривляют профиль и образуют дополнительно две щели (см. рис. 2 и 8 в). Полный эффект от всех трех щелей будет при полном отклонении закрылка (43⁰ и 40°). Закрылки отклоняются при взлете: с бетон­ной ВПП на 30°: с грунтовой ВПП при взлетном весе до 120 т — 30⁰, а с большим весом —43°, при посадке—на 43°.

Рассмотрим обтекание крыла и аэродинамические характерис­тики самолета при отклоненных закрылках. Для выяснения этого сначала рассмотрим обтекание профиля крыла на больших углах атаки при убранных закрылках (см. рис. 8 а). В этом случае поток, обтекающий профиль, в наименьшем сечении (точка В ) имеет на­ибольшую скорость, так как и этом месте минимальное давление. Давление в пограничном слое по профилю распределяется точно так же, как в основном потоке (в точке В оно также минималь­ное).

Слева и справа от точки В давление в пограничном слое будет больше. Под действием разности давлений частицы воздуха стре­мятся перетекать из зон повышенного давления в зоны пониженно­го. Слева от точки В пограничный слой течет в направлении основ­ного потока (в зону падения давления). Обратное явление наблю­дается справа от точки В, где частицы воздуха под действием раз­ности давлений стремятся перемещаться против основного потока и у самой поверхности профиля они уже перемещаются. Такой ха­рактер течения приводит к тому, что движущиеся в различном на­правлении массы воздуха сталкиваются, толщина пограничного

 

слоя увеличивается, слой подхватывается набегающим потоком и отрывается в виде вихрей. Плавность обтекания профиля крыла нарушается, образуется зона срыва пограничного слоя. При этом давление по профилю крыла перераспределяется, коэффициент подъемной силы Су уменьшается, а коэффициент лобового сопро­тивления Сх увеличивается.

Если при этих углах атаки отклонить трехщелевые выдвижных закрылки переменной кривизны (см. рис. 8,6 и в), то воздух, находящийся под крылом, проходит через щели между крылом и де­флектором закрылка, а также через щели самого закрылка. Сечение потока постепенно уменьшается, его скорость течения увели­чивается, а давление в конце каждой щели (сверху профиля кры­ла) уменьшается. Понижение давления в этих местах вызывает отсос пограничного слоя на верхней части профиля в направлении основного потока, вследствие чего вся верхняя поверхность крыла обтекается плавно, без вихрей, пограничный слой над закрылком приобретает большую скорость, а это значит, что и закрылок обтекается более плавно и с большей скоростью. В результате этого давление на всей поверхности профиля значительно понижается, а под крылом давление возрастает.

При отклонении закрылков увеличивается кривизна профиля, а также и площадь всего крыла. Вследствие изменения картины обтекания и увеличения кривизны профиля и площади крыла ко­эффициенты Су и Сх значительно возрастают. Причем Сх возраста­ет в большей степени, что приводит к падению аэродинамического качества. Все эти изменения можно видеть на кривых Су=f(а) с отклоненными закрылками (см. рис. 3, кривые 2, 3).

Значительное понижение давления в верхней задней части по­верхности профиля крыла, а также значительное повышение дав­ления в этой же части профиля снизу кроме увеличения коэффици­ента Су вызывает значительное перемещение центра давления кры­ла назад. В результате этого возникает большой пикирующий мо­мент крыла и самолета в целом.

2. Предкрылок расположен на передней кромке крыла и состав­ляет 87% размаха крыла. По две секции предкрылка установлено на СЧК и по три—на ОЧК. Площадь предкрылка составляет 11,63% площади крыла, а его хорда— 15,5% хорды крыла. Макси­мальный угол отклонения 25⁰. Предкрылки отклоняются на взлете: с бетонной ВПП—на 14° (dз=30°); с грунтовой ВПП при взлет­ном весе до 120 т—на 14° (dз==30°), а при большем весе—на 25° (dз=43°), при посадке — на 25° (dз=43°).

При выпуске предкрылка (см. рис. 8 б, в и г) воздушный по­ток, проходящий через щель между крылом и предкрылком, уско­ряется. Вследствие этого улучшается плавность обтекания всей по­верхности крыла. Давление в этой части потока понижается. На повышенных углах атаки увеличивается коэффициент Су, крити­ческий угол атаки a_кр и Су max.

Так, при выпущенных только закрылках на 30° a_кр=17°, Сумах==2, а при выпущенных закрылках и предкрылках a_кр=24,5°, Сумах==2,37. При выпущенных только закрылках на 43° a_кр=13,5°, Сумах==2,5, а при выпущенных закрылках и предкрылках a_кр=25°, Сумах=3 (см. рис. 3, кривые 2, 4 и 3,5).

Выпуск закрылков с предкрылками обеспечивает требуемые значения Су для взлета и посадки. Кроме того, вследствие улучше­ния обтекания концевых частей профиля обеспечивается благопри­ятный характер изменения коэффициента продольного момента самолета m_z до углов атаки 24... 26° и этим обеспечивается доста­точная устойчивость и управляемость на эксплуатационных углах атаки. Следует подчеркнуть, что при углах атаки менее 0° возни­кает срыв потока на нижней поверхности профиля крыла и возни­кает тряска при полностью выпущенных закрылках и предкрыл­ках. Это следует учитывать при заходе на посадку, не допуская полета на углах атаки менее 0°.

3. Тормозные щитки и гасители подъемной силы расположены на верхней задней поверхности профиля крыла впереди закрылков. Тормозные щитки состоят из двух внутренних и двух внешних сек­ций, установленных на каждой СЧК (см. рис. 2, 4 и 5). Площадь щитка составляет 5,27% площади крыла, размах—30% размаха крыла, отклоняются вверх на угол—40°. Тормозные щитки откло­няются на полный угол после приземления и при прерванном взле­те. Гасители подъемной силы состоят также из двух внутренних двух внешних секций, установленных на каждой ОЧК. Площадь гасителей подъемной силы составляет 3,62% площади крыла, размах—25,2% размаха крыла, отклоняются вверх на угол 20°. Гасители подъемной силы работают в двух режимах: в тормозном режи ме на пробеге после приземления и при прерванном взлете, а также при экстренном снижении и, по усмотрению командира корабля, при нормальном снижении с эшелона полета: в элеронном режиме. Причем в этом случае отклоняется гаситель подъемной силы вверх на той ОЧК, где элерон поднимается вверх. Если при выпущенных закрылках и предкрылках выпустить тормозные щитки на 40° и гасители подъемной силы на 20° (см. Рис. 2 и рис. 8, г), картина обтекания и распределения давления по профилю значительно изменится. В верхней части профиля впереди тормозного щитка или гасителя подъемной силы поток тормозится, а давление увеличивается. За щитком или гасителем подъемной силы создается большое разрежение и давление уменьшается. При таком изменении давления коэффициент подъемной силы значительно уменьшается, а Сх увеличивается, причем при выпуске щитка в большей степени, чем при выпуске гасителя подъёмной силы. Кривая зависимости Су=f(a) при выпущенных закрылках на 43°, предкрылках на 25°, тормозных щитках - на 40" и гасителях подъемной силы - 20° изображена на рис. 3, 6. Легко видеть, что если после приземления выпустить щиток и гаситель подъемной силы на полный угол, то на a=3° Су уменьшится от 1.8 до 0,5, т.е. DСу=1,3, на a=10° DСу»-1,2 (см. Рис. 3, 3 и 6).

Изменение аэродинамических характеристик при различной конфигурации самолёта кроме графиков (см. Рис. 3) показано в табл. 1.

Изменение аэродинамических характеристик, вызванное выпуском механизации крыла, вызывает значительные изменения и лётных характеристик самолёта.

1. Уменыпается скорость отрыва. В момент отрыва подъемная сила практически равна взлётному весу самолёта. При отклонении закрылков и предкрылков Су увеличивается и равенство Y»G будет достигнуто на меньшей скорости на разбеге. Самолёт Ил-76 отрывается на угле атаки около 10°. С убранной механизацией Су=0,8, а при dз=30° и dпр=14° Су=1,58. Следовательно, Су увеличится в»1,96, а скорость отрыва уменьшится в Ö1,96=1,4. Так, например, при взлётном весе 170 т скорость отрыва с выпущенной механизацией 14/30 равна 270 км/ч, а с убранной – она была бы 370 км/ч. Как видно из этого примера скорость отрыва вследствие выпуска механизации уменьшается на 100 км/ч.

При отклонении закрылков на 43° и предкрылков на 25° (взлёт с ГВПП) Су увеличивается в большей степени, а скорость отрыва уменьшается в 1,6 – 1,7 раза. Следует помнить, что максимально допустимая путевая скорость самолёта на разбеге по условиям прочности пневматиков колёс основных опор шасси равна 290 км/ч. Следовательно, учитывая это ограничение взлёт с убранной механизацией недопустим.

2. Уменьшается длина разбега. Если закрылки и предкрылки отклонены во взлетное положение, ускорение самолета при разбеге почти не изменяется, так как при любой скорости на разбеге лобо­вое сопротивление увеличено, но сопротивление трения качения ко­лес по ВПП примерно на такую же величину уменьшено.

Уменьше­ние трения объясняется уменьшением давления колес самолета на поверхность ВПП в результате большей подъемной силы при любой скорости разбега. Следовательно, самолет при разбеге с вы­пущенной механизацией увеличивает скорость с тем же ускорени­ем, что и с убранной, но скорость отрыва значительно уменьшается, а значит время и длина разбега также значительно уменьшаются.

3. Упрощается расчет на посадку. Следует помнить, что прос­тота и точность расчета на посадку определяется длиной воздуш­ного участка посадки (расстояние, проходимое самолетом по гори­зонтали с высоты 15 м до момента приземления) и чем он меньше, тем расчет на посадку проще. Величина воздушного участка по­садки определяется в основном разностью между скоростью сни­жения и скоростью касания (приземления) самолета и чем эта разность меньше, тем длина воздушного участка посадки тоже меньше, а расчет на посадку проще.

На самолете Ил-76Т безопасная скорость снижения только на 20...30 км/ч больше скорости приземления. Так, например, при Gпос==108 т Vсн==210 км/ч, а скорость приземления не менее 190 км/ч. Небольшое значение безопасной скорости снижения объясняется большой величиной Су снижения Су=1,65...1,7 вследст­вие выпуска закрылков и предкрылков.

Воздушный участок посадки также значительно уменьшается вследствие большого коэффициента Сх при посадочной конфигура­ции самолета.

Так, при посадочном весе 120 т длина воздушного участка по­садки около 350 м, а при (Gпос==150 т - 450...500 м (безветрие).

4. Уменьшается посадочная скорость и длина пробега после приземления. В момент приземления (касания) Y = G. Так как при выпущенных закрылках Су больше, то приземление происходит на меньшей скорости. Уменьшение посадочной скоро­сти вызывает уменьшение длины пробега самолета. При угле от­клонения закрылков на 43° и предкрылков на 25° сила лобового сопротивления самолета увеличивается в большей степени, чем уменьшается трение колес шасси на пробеге благодаря дополни­тельной подъемной силе. Значительное увеличение лобового сопро­тивления вызывает более быструю потерю скорости и уменьшение длины пробега. После приземления выпускаются тормозные щитки и гасители подъемной силы. Подъемная сила и ее коэффициент Су значительно уменьшаются (Су уменьшается на 1,2 или в 2...2,1 раза), сила трения и эффект тормозов значительно возрастают, возрастает и лобовое сопротивление вследствие роста Сх. Рост тормозящих сил способствует значительному уменьшению длины пробега. Реверс тяги дополнительно уменьшает длину пробега (см. табл. 9).

5. Улучшаются характеристики нормального и экстренного сни­жения с эшелона полета в результате выпуска гасителей подъемной силы. При выпущенных гасителях подъемной силы уменьшение Су и увеличение Сх вызывает падение аэродинамического качества. Увеличивается угол и вертикальная скорость снижения, что зна­чительно уменьшает время и дальность снижения.