Профил на Суперкритична крило
Суперкритична лопатка подобрява ефективността на самолети ултразвуковите номера М. област
Поради факта, че въздушният поток не получава същото ускорение над плоска горна повърхност, в сравнение с конвенционалния профил, ударната вълна се произвежда в по-голям брой М. Полученият скок получава слаба и малък. Това води до отслабване на повишаване на налягането градиент върху задната част на профила и увеличава натоварването провеждане свойства на крилото.
Предимства на суперкритичен профил:
- поради шокове на отслабване може да се използва по-малък ъгъл крило почистване на въздухоплавателното средство до предварително определена нормален брой М. Така облекчаване на проблемите, свързани с почистване;
- голяма относителна дебелина на профила увеличава здравината и твърдостта на структурата на крилото на постоянно тегло. Той също така дава възможност за създаване на високо съотношение крило, което намалява индуктивно съпротивление на крилото;
- увеличава крило вътрешен обем за поместване на гориво и др.
Използването на профила свръхкршпичния крило ви позволява да:
- увеличаване на полезния товар. Ако не се промени броят на круиз Мах, разходът на гориво е намален, което ще отнеме повече полезен товар, почти без да се увеличава челен съпротива самолет в сравнение с конвенционалните самолети, с профил на крилото.
- увеличи броя М. При плаване поддържа същия брой полезен товар на скоростта Mach може да се увеличи, без значително увеличаване на плъзгане.
Недостатъци свръхкритично профил
- S - образна извивка на профила е добро за голям брой M, но е далеч от идеален за полета и при ниски скорости. SU MAX е намалена, което изисква добре развита клапа асансьор да осигури приемливи характеристики на излитане и кацане;
- задния ръб профил има положителен кривина и създава по-голямо повдигане сила, която води до голяма гмуркане момент крило. За да се компенсира това изисква повече балансиране на деформация на хоризонталната опашка, което създава допълнително съпротивление.
- скорост на разклащане, причинено от разрушаването на ударната вълна може да причини тежки вибрации.
Въздухът се нагрява по време на компресия и в резултат на триене. Въздухът се пресова в зоните на инхибиране на предната равнина и изпитванията на удар и триене в граничния слой.
Когато се движи през повърхността на самолет се нагрява. Това се случва при всички скорости, но жегата става значително само за голям брой М.
Фигурата показва как температурата на повърхността на въздухоплавателното средство, когато броят на М филтър. В = 1.0 М повишаването на температурата е около 40 ° С Тъй като броят М-голямо от около 2.0 температурата се увеличава, така че структурата на конвенционални алуминиеви сплави необратими промени започват. Следователно, за самолет с М ≥ 2,0 използва титанови сплави или неръждаема стомана.
Ако действителната скорост на самолета по-голям от местната скоростта на звука, източника на вълните на звуково налягане се движи по-бързо от безпокойството, произведени от тях.
Да разгледаме обект се движи със скорост V в посока от А до D (вж. Фигура долу). Когато тялото е в точка А, тя се превърна в източник на смущения. вълна на налягането се разпространява сферично с местната скоростта на звука, но надмина вълната на тялото и на пътя също е източник на звукови вълни налягане. Разпространението на вълните от точки А, В и С е съставен съответните окръжности. Тялото е в точката D. направи допирателна към тези кръгове DE. Това допирателна линия е граница на звукови вълни размножаване тялото по време на е в точка D.
На сегмент AE е местната скоростта на звука (а), АД - вярно скорост (V).
М = V / с (на фигурата М = 2.6).
ADE на ъгъл се нарича Mach ъгъл, означено μ.
грях μ = A / V = 1 / М.
Колкото по-голям брой М, МАСН по-малък ъгъл. Когато М 1,0 μ = 90 °.
В триизмерното пространство звуковите вълни се разпространяват сферично. Ако техния източник се движи със свръхзвукова скорост, те се наслагват за формиране на конуса на Мах.
ъгъл половината конус равна на ц.
Представени конус сътресения от обекта се движи с Mach 5.0.
При преместване на свръхзвукова скорост Mach конус представлява границата на разпространение на акустични смущения на самолета. Всички намира от външната страна на конуса е извън влиянието на смущения. Пространството вътре в конуса се нарича зоната на влияние на самолета.
В реалния самолет Mach конус започва полегато шок, който е малко по-голям ъгъл ъгъл на Мах. Това се дължи на факта, че първоначалната ударна вълна скоростта на разпространението по-голяма от местната скоростта на звука.
Head тюлени раси
Помислете свръхзвуков поток наближава водещия ръб на крилото. За да ходиш по ръба на въздуха е необходимо да се разположи на голям ъгъл. В свръхзвукова скорост не е възможно в такова малко разстояние. Скоростта на потока рязко се забави до дозвукови скорост преди водещия ръб и е с права шок компресия.
Зад скок във въздуха се забавя, и са в състояние да се разхожда на предния ръб. Малко след това на потока повторното ускорява до свръхзвукова скорост.
Ударна вълна в предната част на самолета, наречен глава ударна вълна на. Той се намира точно в непосредствена близост до предния ръб, а след това от него, той отива в наклонен шок.
Както се вижда от фигурата на задния ръб на крилото също образува ударна вълна, но тъй като брой М на потока зад крилото е по-голямо от единица, то това наклонени раси.
Предходният текст е доказано от ултразвук поток може да бъде заобиколена пречката за спирането на дозвукова скорост и формирането на ударна вълна. Когато този поток губи енергия.
Помислете как свръхзвуков поток обгражда изпъкнал ъгъл.
Първо, помислете за дозвукови поток.
При скорост на потока от изпъкнал ъгъл на дозвукови поток намалява бързо и повишаване на налягането. Градиентът на нежелана налягане води до разделяне на граничния слой.
В свръхзвуков поток може да бъде заобиколена без да се излиза изпъкнал ъгъл поради разширение. В този случай се увеличава скорост на потока и спад на налягането, плътност и температура. Поведение на ултразвуков поток в пресечната точка на разреждане вълна е напълно противоположно на преминаването на ударната вълна.
Следващата фигура показва серия от разрежението вълни със свръхзвукова лопатка поток.
След преминаване през раси уплътнителните глава сгъстен свръхзвуков поток е свободен да се разшири и да следва по контура на повърхността. Тъй като потокът не се среща резки промени в параметрите, разширителни вълни не са подобни на състезателни печат.
При преминаване през разширяване на вълната следните настъпят промени в потока:
- скорост и числото се увеличава;
- посоката на потока се променя да следват повърхността;
- капки за статично налягане;
- защото промените не са резки, енергията на потока не се намалява.
Интензивността на шоковите вълни намалява с разстоянието от летящ самолет, но звуково налягане енергията на вълните може да бъде достатъчно, за да се създаде силен пукот, наблюдател на земята. Такъв звук пляска - основен атрибут на свръхзвуков полет. движи звуковата вълна по повърхността на Земята със скорост, земята на полет на въздухоплавателно средство.
Методи за подобряване на управляемостта в Transonic обхвата
Както вече бе посочено, ефективността на конвенционалните контролни повърхности намалява в Transonic интервала включващ М. Някои подобрения могат да бъдат постигнати чрез използването на вихрови генератори.
Независимо от това, радикално подобряване на управляемостта може да се постигне с помощта на:
Тези контролни повърхности бяха обсъдени в глава 11.
Сърбежи повърхности за контрол могат да бъдат избегнати чрез определяне на тясната ивица по задния ръб, като се използват контролни клапи окабеляване или увеличаване на твърдостта на управляващия контур (затворен сила от повърхността на задвижващ механизъм сила).
Поради големите промени на нарастване и зависи моменти на повърхностите контрол в обхвата Transonic, системата за контрол е снабдена с направляващи и задвижващи механизми изкуствено създаване на силата на управление.
Следващата таблица описва основните свойства на формите на вълните на ултразвуков поток.
Дойде крило - резултати
ъгъл обхождане - ъгълът между ред е изработена от 25% акорд дължините на крилото и перпендикулярна на основата на реброто на крилото.
Целта на създаването на почистване - Увеличете M Крит. Всички други свойства на помете крило - страна и често отрицателен. Но положителният ефект от увеличаване на М CRETE повече от недостатъците.
Странични свойства помете крило
Тенденцията да се забави при високи ъгли на атака първоначално близо до краищата на крилата. За борба с този, използван аеродинамични ръбове на горните и долните повърхности на крилото и водещия ръб на рани (намален поток преливане от основата на крилото до край).
Край на срив може да предизвика блокиране ъгъл пикап на атака - основният недостатък на проби крило.
На свой ред, хватката с сергия може да доведе до по-дълбок срив (superstall).
Равнини, които показват тенденция да се закачат на високи ъгли на атака, трябва да бъдат снабдени с устройство активно позволява достъп до срив (тласкач кормилото) на.
Когато пилотиране на самолета в близост ъгли на атака към обора, контрол на ролка трябва да се извършва с елерони отклонения координирани кормилото деформация. Управление на единна кормилото може да бъде прекомерно момента на наклона. (Когато определяне скорост VSR показва подходяща странична контрол използване елероните).
В сравнение с директен оттичане, една и съща секция помете крило аеродинамично крило е по-малко ефективна.
В същото ъгъла на атака ще бъде по-малко от SU.
SU MAX ще бъде по-малък и ще се постигне по-голям ъгъл на атака.
Градиент наклон CY = F (α) ще бъде по-малко.
монтаж Swept крило изисква сложни механизация на крилото летви и колани, за да се постигне приемливо излитане и кацанията.
(По-малко ефективни ламели тип монтирани в основната част на проби крило да осигури първоначална разбивка на основата на крилото)
Кил и стабилизатор на самолета с пометени крила също направи почистване за да се предотврати развитието на повреда в оперението преди по крилата. (С увеличаване на ъгъла на почистване увеличава максимално допустимото ъгъла на атака).
В сравнение с права крило помете крило достигне желания коефициент на подемна сила при по-голям ъгъл на атака, което е особено забележимо при полет при ниска скорост.
Плитка наклон зависимост CY = F (α) играе положителна роля при полет в турбулентност - въздухоплавателни средства става по-малко чувствителни към краткосрочни промени в ъгъла на атака; по-малко промяна претоварване става чрез поглъщане на една и съща вертикална порив.
Дойде крило леко увеличава стабилност на посоката.
Разположение крило значително (обикновено над) увеличава странична стабилност.
Когато летят в Mach> MKRIT. помете крило създава път за гмуркане (забавяне явление в гмуркане), за да се противопостави на който е разположен на самолет Mach отрежете система.
елероните ос на въртене на проби крило не е перпендикулярна на потока на инцидент, което намалява ефективността на контролната равнина.