§ 3. Краткие сведения об аэродинамических характеристиках крыла планера

1. Геометрические характеристики крыла: размах I, хорда b, удлинение λ и площадь S (рис. 1).

В еличина хорды крыла может изменяться по размаху, от корневой b_корн до концевой b_конц хорды. Площадь крыла в плане S — площадь проекции крыла на горизонтальную поверхность. Работа крыльев, т. е. создание ими подъемной силы, зависит от их конфигурации в плане, толщины и кривизны профиля, размаха, площади и вида крыла спереди.

По форме в плане крылья бывают разнообразными. Наиболее распространенными для современных планеров являются крылья трапециевидной формы.

Профиль крыла — это форма его сечения. Профили характеризуются кривизной и толщиной.

Относительной кривизной профиля f называется отношение наибольшего прогиба средней линии f к хорде b, выраженное в процентах хорды, т. е.

Кривизна современных профилей находится в пределах 1 — 3%. Наибольшее применение у современных крыльев получили двояковыпуклые несимметричные профили.

Относительной толщиной профиля С называется отношение наибольшей высоты профиля С к его хорде, выраженное в процентах хорды (5—8% — тонкий, 8—13% — средний, больше 13% — толстый).

Важной характеристикой крыла является его удлинение, показывающее, во сколько раз размах больше средней хорды. Удлинение обозначается λ и определяется по формуле

Крылья с большим удлинением более выгодны в аэродинамическом отношении, так как при одной и той же подъемной силе дают меньшее лобовое сопротивление. Вот почему рекордные планеры представляют собой свободнонесущие монопланы с крылом большого удлинения. Например, «Бланик-13» имеет удлинение 13,7, а у ЛАК-9 оно равно 26,8.

Трапециевидное крыло обычно характеризуется относительным сужением, т. е. отношением корневой хорды к концевой, наивыгоднейшая величина такого сужения из условий прочности лежит в пределах 2,3—3. Например, для крыла планера «Кобра-15» b_корн == 1,145 м и b_конц = 0,375 м; следовательно, сужение, обозначенное буквой "ню", у этого планера равно

Установочный угол крыла, т. е. угол между хордой крыла и продольной осью планера, для А-15 составляет 3°, для ЛАК-9 4°.

При взгляде спереди заметно, что концы крыльев несколько приподняты относительно хорды центроплана и образуют с горизонтом некоторый угол. Крыло, таким образом, не плоское, а имеет двугранный угол, который называется углом поперечного V крыла. Это улучшает выход планера из крена при случайных нарушениях поперечного равновесия. Обычно на чертежах этот угол обозначается ψ, на различных планерах его величина колеблется от 1 до 3,5°.

2. Аэродинамическое качество. Чем меньше лобовое сопротивление при одной и той же подъемной силе имеет крыло, тем выгоднее оно в полете. Эта выгода характеризуется отношением подъемной, силы к сопротивлению при одном и том же угле атаки.

Такое отношение называется аэродинамическим качеством крыла, обозначается буквой К и показывает, во сколько раз подъемная сила больше лобового сопротивления.

Так как отношение сил равно отношению их коэффициентов, то качество крыла подсчитывается по формуле .

Качество крыла зависит от тех же факторов, от которых зависит Су и Сх. Крылья эллипсовидной формы в плане, а также трапециевидные с округленными концами имеют большее аэродинамическое качество, нежели прямоугольные. С увеличением удлинения аэродинамическое качество увеличивается из-за уменьшения индуктивного, а значит, и всего лобового сопротивления.

С увеличением углов атаки аэродинамическое качество увеличивается и достигает максимального значения на наивыгоднейшем угле атаки, а далее с ростом углов атаки а аэродинамическое качество уменьшается. В таблице дана величина этого качества для планеров, применяемых в авиации ДОСААФ. Она колеблется от 28,5 до 48.

3. Поляра крыла. Полученные в результате продувки Су и Сх, в зависимости от α можно объединить в одну аэродинамическую характеристику, так называемую поляру крыла.

Р ассматривая поляру, можно определить характерные углы атаки и другие величины, характеризующие аэродинамические свойства профиля (рис. 2):

угол нулевой подъемной силы α₀ находящийся в точке пересечения поляры с осью Су соответствующей Су=0;

критический угол атаки α_крит при котором Су_max находится в точке касания поляры с горизонталью;

наивыгоднейший угол атаки α_нв, отвечающий К_mах и находящийся в точке касания поляры с прямой, проведенной из начала координат;

два угла атаки α₁ и α₂ с одинаковым аэродинамическим качеством и одинаковыми углами качества, находящимися в точках пересечения поляры секущей Об, проведенной произвольно из начала координат;

величину угла качества для различных углов атаки (только по поляре в одинаковых масштабах);

числовые значения Cy и Cх для любых углов атаки и величину .

Каждый профиль крыла имеет свою поляру, характеризующую его аэродинамические свойства.

4. Поляра планера. Поляра крыла рассматривалась без учета фюзеляжа, шасси, хвостового оперения и других ненесущих частей планера, которые в полете создают преимущественно лобовое сопротивление.

Поскольку подъемная сила этих частей очень незначительна, то подъемная сила всего планера принимается равной подъемной силе его крыла.

Следовательно, поляра планера отличается от поляры крыла величиной коэффициента Су при тех же значениях Сх. Величина лобового сопротивления планера определяется как сумма сопротивления крыла, фюзеляжа, шасси и всех ненесущих частей.

или

или в коэффициентах

где Q_вр —вредное лобовое сопротивление всех ненесущих частей планера. Суммарный коэффициент Сx_вр вредного лобового сопротивления всех ненесущих частей планера определяется по формуле

В этой формуле числитель дроби — сумма произведения Сх всех ненесущих частей на характерную площадь этих частей. Для подсчета Сх_вр обычно составляют таблицу — сводку сопротивлений ненесущих частей данного планера, по которой и производится подсчет

.

Поскольку Сх_пл больше Сх_кр, который в диапазонах летных углов атаки остается почти постоянным, то поляра планера может быть получена из поляры крыла простым смещением вправо (по оси абсцисс Сх) на величину Сх_вр.

Если сравнить поляру крыла и поляру планера, то можно заметить, что некоторые характерные углы атаки планера остаются такими же, как для его крыла (критический и нулевой подъемной силы), а наивыгоднейший угол атаки увеличивается; максимальная величина угла качества для планера будет больше, чем для крыла, а следовательно, аэродинамическое качество планера меньше качества крыла. Улучшение аэродинамического качества планера требует уменьшения вредного сопротивления.

5. Поляры скоростей прямолинейного планирования планеров. Одним из основных показателей, характеризующих летные свойства планера, его аэродинамическое совершенство, является зависимость скорости снижения Vу от горизонтальной скорости его полета V:

Для приближенных расчетов летных характеристик планеров можно принимать вместо V_гоp величину скорости планера относительно скорости воздушной массы V.

Зависимость, выраженная формулой называется указательницей глиссад прямолинейного планирования или полярой скоростей прямолинейного планирования.

На поляре можно определить характерные скорости полета — наивыгоднейшую, экономическую и минимальную, а также наивыгоднейшую и минимальную вертикальные скорости снижения.

Наивыгоднейшую скорость полета можно найти, если провести касательную к поляре скоростей из начала координат и из точки касания восстановить перпендикуляр на ось V.

Для отыскания экономического режима следует провести касательную к поляре скоростей, параллельную оси V, и из точки касания восстановить перпендикуляр на ось V,

Если из левого конца кривой, изображающей поляру, восстановить перпендикуляр к оси V, то можно определить минимальную скорость полета.

Наивыгоднейшую и минимальную вертикальные скорости полета можно определить путем проектирования перечисленных соответствующих точек на ось Vу

На рис. 3 — 8 даны поляры различных типов планеров, эксплуатируемых в авиационных организациях ДОСААФ СССР.

6 . Механизированные крылья. На углах атаки больше критического плавность обтекания крыла нарушается и появляется срыв струй воздуха с его верхней поверхности. Это уменьшает разность давлений, действующих на крыло, и приводит к прекращению роста Су, а затем и к его падению.

На критических углах атаки резкое падение давления на верхней поверхности крыла наблюдается в передней части профиля ближе к ребру атаки (рис. 9,а), вследствие чего пограничный слой на верхней поверхности крыла начинает двигаться к ребру атаки, встречаясь со встречным течением воздуха, он как бы вспучивается, закругляется наподобие гребня морской волны и, увлекаемый потоком, срывается с крыла, образуя вихрь (рис. 9,6).

В момент отрыва при взлете и в момент приземления при посадке подъемная сила крыла У примерно равна весу планера G:

При этом условии можно определить минимальную скорость полета, соответствующую максимальному значению Су_mах:

Для уменьшения длины разбега и пробега планера при взлете и посадке, сокращения взлетной и посадочной дистанций стараются обеспечить минимальное значение взлетной, и посадочной скоростей. Уменьшить эти скорости за счет увеличения площади крыла S невозможно, так как это приведет к увеличению массы конструкции и лобового сопротивления. Поэтому, как видно из формулы, для уменьшения взлетно-посадочных скоростей необходимо увеличить Сy_mах крыла.

Для его увеличения крылья некоторых планеров снабжаются закрылками или щитками различных типов

7 . Закрылки. Сущность работы выпущенных закрылков (рис. 10) заключается в том, что они увеличивают кривизну профиля, делая его более вогнутым.

Это повышает давление под крылом и уменьшает давление над закрылком, что препятствует движению пограничного слоя вперед и появлению срыва. Закрылки, составляющие обычно 50—60% размаха крыла, увеличивают Сy_mах приблизительно на 40—50% от исходного значения. Одновременно с ростом Сv_mах более резко растет Сx, что снижает аэродинамическое качество и приводит к более крутому планированию. Это свойство закрылков, кроме того, иногда применяют в парящих полетах для уменьшения радиуса спирали.

8 . Крыло с аэродинамическим тормозом (интерцептором). Аэродинамический тормоз — устройство, уменьшающее подъемную силу и увеличивающее лобовое сопротивление планера, что ведет к более резкому уменьшению аэродинамического качества, чем при отклонении закрылков.

Выпуск аэродинамического тормоза вызывает преждевременный срыв потока на верхней поверхности крыла, что уменьшает подъемную силу, увеличивает лобовое сопротивление и снижает аэродинамическое качество примерно в 3-3,5 раза. Все это увеличивает крутизну планирования и приводит к росту вертикальной скорости (рис. 11).

Эффективность действия аэродинамических тормозов зависит от их длины и ширины, места расположения на крыле, величины, на которую они выдвигаются.

Раздел второй

ЭКСПЛУАТАЦИЯ ПЛАНЕРОВ

Каждый тип планера имеет присущие ему особенности эксплуатации, обусловленные отличием конструкции и оборудованием. Вместе с тем установлены общие правила эксплуатации, обязательные к выполнению для любого типа планера.

Для обеспечения высокой надежности планера в полете, выявления его технического состояния, приведения к техническим нормам, а при выявлении неисправностей — в исправное состояние, предотвращения выпуска в полет неисправных и неподготовленных согласно заданию на полет планеров, устанавливаются следующие виды подготовок планера к полетам и контроля его технического состояния:

• предварительная подготовка;

• предполетная подготовка;

• подготовка к повторному полету;

• послеполетная подготовка;

• регламентные работы;

• парковый день;

• целевой осмотр;

• подготовка к зимней (летней) эксплуатации;

• периодические работы при хранении.

Объем и периодичность выполнения операций, подлежащих обязательному контролю при подготовке к вылету каждого типа планера указываются в технологических карточках подготовок (регламентах технической эксплуатации), в настоящем Руководстве и указаниях Главного инженера авиации ДОСААФ СССР.

В настоящем Руководстве перечисляются основные операции, выполняемое при проведении различных видов подготовок, общие для всех типов планеров.