Распределение аэродинамической нагрузки по размаху антисимметричных крыльев

Тип работы:
Реферат
Предмет:
Общие и комплексные проблемы естественных и точных наук


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

_______УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц, А Г И
Т О м XI 19 80
М 4
УДК 629. 735. 33. 015.3. 025.1. 012. 021. 6
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ ПО РАЗМАХУ АНТИСИММЕТРИЧНЫХ КРЫЛЬЕВ
А. М. Раздобарин
Приведены результаты расчетов по теории несущей поверхности распределения аэродинамической нагрузки по размаху антисимметричных крыльев при дозвуковых скоростях. Дано сравнение результатов расчета распределения нагрузки по размаху симметричных и антисимметричных крыльев. Рассмотрено влияние удлинения и формы крыла в плане.
В настоящее время практический интерес представляет рассмотрение ком поиовок летательных аппаратов с антисимметричным крылом, способным в поле те целиком поворачиваться относительно фюзеляжа для обеспечения требуемых аэродинамических характеристик. Использование такого крыла на самолете обеспечивает ему более плавную зависимость распределения площадей поперечных сечений по длине по сравнению с самолетом, имеющим крыло изменяемой стреловидности, поэтому волновое сопротивление при около- и сверхзвуковых скоростях снижается. Возможность установки крыла в симметричное положение улучшает взлетно-посадочные характеристики.
Данная работа посвящена изученю распределения аэродинамической нагрузки по размаху антисимметричных крыльев. Исследование проводилось по теории несущей поверхности [1. 2]. В алгоритм расчета, предложенный в работе |2], были внесены изменения, позволяющие учитывать асимметрию крыла, и по измененной таким образом методике была составлена программа на алгоритмическом языке ФОРТРАН для ЭЦВМ БЭСМ-6.
Были проведены расчеты симметричных и антисимметричных изолированных крыльев и крыльев в присутствии фюзеляжа длиной /ф и диаметром & lt-/ф, состоящего из конической длины /" и цилиндрической длины /ц частей. Схемы рассмотренных крыльев, их геометрические параметры и относительные размеры фюзеляжа приведены на рис. I. Результаты расчета для числа М=0,8 приведены на рис. 2−6 в виде распределения циркуляции (нагрузки)
р (____ Су сеч (г) & amp-сеч (*)
'- & gt- I
'--'-у ''-ср
и координат центра давления в сечении хР (г) = хР (г)!Ь (г) по размаху крыла. Здесь Су сеч (г) — коэффициент подъемной силы в сечение крыла г = г]Ц2 *сеч ('?) — хорда крыла в сечение г- су — коэффициент подъемной силы крыла-
Крылья Форма в плане Удли- нение Суже- ние Угол стреловидности по линии ½ хорд
Трапециевидная 6,8 1. 74 -40*
и -г
и* О 2 г и Трапециевидная 6,8 1. 74 40'
Трапециевидная 4,3 1,43 403
Трапециевидная 6,8 1. 74 О О
о 2 Трапециевидная 8,2 1.9 40'
о 2 2 и «- & lt- Нрь'-ГО Я! Эллиптическая а: Ь1 = 30: 1 а: й2 = 30: 9 7,64 — /уаг
иры/10 М 7 Эллиптическая а: 1& gt-1 = 30: 5 й: 63 = 30: 5 7,64 — Лаг
Крыла № 3 Эллиптическая а: 6, = 30: 9 а: Ьг = 30: 1 7,64 — /¦ЧІТ
3-СЗЄЛ9» Лф — /ф, СІф- /к = 0,4 /ф: Зг. /цптциЄСі<-0Є лОЫ/о •
•*1
* ¦ * г* /и = 0,6/ф & quot-1"-! а
*-
Рис. 1
с? * о, о, а і - о, о71ч г* =о: ой і
0 2ргв-0,035й 7 г ^ -^7
Рис. 2
Рис. 3
& amp-ф = 5//- средняя хорда крыла- 5 — площадь крыла- I — размах крыла. Кроме того, на рисунках показано положение центра давления крыла по размаху:
I
-1
На рис. 2 на примере крыла трапециевидной формы в плане показано, что распределение нагрузки, но размаху антисимметричного крыла является несимметричным, причем положение центра давления крыла гР смещено относительно его середины примерно на 4% в сторону половины крыла с положительной стреловидностью. Сравнивая распределение нагрузки на антисимметричном и
НрыАВ Л° 1
2р1 ш~ 0,023
Крыло № 3
2Г}=~0,0302
Иры/Ю Л 2 =3. 73
Тр2'--0,01& amp-
Рис. 5
симметричных крыльях прямой и обратной стреловидности, можно отметить, что эпюра распределения нагрузки на антисимметричном крыле объединяет в себе особенности распределения, присущие симметричным крыльям прямой и обратной стреловидности, при этом наблюдается плавный переход одного закона распределения в другой. Центр давления в сечениях на протяжении почти всего размаха антисимметричного крыла располагается на ¼ хорд сечений, причем на концах половин крыла располагается так же, как и у соответствующих крыльев прямой и обратной стреловидности. Значение производной коэффициента подъемной силы у антисимметричного крыла на 3% меньше, чем у симметричного стреловидного крыла (см. рис. 2).
Распределение нагрузки по антисимметричному крылу, установленному на фюзеляже, отличается от распределения на изолированном крыле, главным образом, в области сопряжения крыла с фюзеляжем (рис. 3). Заметного влияния на
7i = 1,91
Крыло Jfi 1 Крыло Jft 2 Kpbi. ro Лз S
положение центра давлении крыла по размаху фюзеляж не оказывает. У крыла, установленного на фюзеляже, центр давления расположен на 1% ближе к середине крыла, чем на изолированном крыле.
Результаты расчетов, представленные на рис. 4, иллюстрируют влияние изменения удлинения крыла от л=4,3 до 8,2 на распределение нагрузки. Видно, что изменение удлинения крыла в указанном диапазоне слабо влияет на распределение нагрузки и положение центра давления по размаху крыла.
Влияние формы крыла в плане на распределение нагрузки по его размаху рассматривалось на примере крыльев, форма в плане которых образована эллипсами с различным соотношением полуосей (см. рис. I). Для рассмотренных крыльев вводится следующая нумерация: крыло № 1-форма в плане образована эллипсами с общей главной осью, расположенной на линии 50% хорд- крыло Л6 2-форма в плане образована эллипсами с общей главной осью, расположенной на линии 10% хорд, и крыло & gt-6 3-форма в плане образована эллипсами с общей главной осью, расположенной на линии 90% хорд. Результаты расчета для этих крыльев приведены на рис. 5 и 6. Из этих рисунков видно, что форма крыла в плане оказывает заметное влияние на распределение нагрузки по его размаху. У крыла 2 асимметрия распределения нагрузки меньше, чем у крыла № 1, а у крыла № 3 — наоборот. Так, при /=60° смещение центра давления крыла относительно его середины составляет для крыла № 2 1,3%, а для крыла № 3−5% от полуразмаха. Таким образом, выбором формы крыла в плане можно усилить или ослабить асимметрию распределения нагрузки по его размаху.
Приведенные результаты расчетов могут быть использованы при аэродинамическом проектировании и анализе аэродинамических характеристик антисимметричных крыльев.
ЛИТЕРАТУРА
1. Б е л о ц е р к о в с к и й С. М. Тонкая несущая поверхность в дозвуковом потоке газа. М.,. Наука'-, 1965.
2. Г, а н и е в Ф. И. Приближенный метод расчета аэродинамических характеристик летательного аппарата. Труды ВВИА им. Н. Е. Жуковского, вып. 1253, 1969.
Рукопись поступила 24 1 /979 г.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой