2.2.2. Коэффициент сопротивления трения корпуса

Для приближенного определения коэффициента сопротивления трения корпуса можно использовать рассмотренный выше метод, если большая часть корпуса является цилиндрической и отношение толщины вытеснения пограничного слоя к радиусу цилиндра не превышает . В этом случае

. (2.11)

Здесь определяется по графикам на рис. 2.1, а коэффициент , учитывающий влияние числа , – по графику на рис. 2.2; величина отношения площади боковой («смоченной») поверхности к площади миделя приближённо определяется по (1.12). Коэффициент зависит от геометрии корпуса и может быть приближённо определён через его удлинение:

. (2.12)

Число корпуса вычисляется по его длине и параметрам полёта и :

. (2.13)

При наличии на корпусе полностью турбулентного пограничного слоя ( ) для определения коэффициентов и можно использовать формулы (2.9) и (2.10).

Отсюда коэффициент трения корпуса, отнесённый к характерной площади ЛА, определяется по формуле

. (2.14)

2.2.3. Коэффициент торможения потока в районе первых несущих поверхностей

При дозвуковых скоростях полёта передние несущие поверхности обтекаются практически невозмущённым потоком. Однако при полёте со сверхзвуковыми скоростями перед носовой частью корпуса возникает скачок уплотнения, что приводит к потере полного давления и уменьшению скорости потока перед несущей поверхностью. По размаху консоли эти величины будут изменяться, поэтому удобно их усреднить по размаху. Степень торможения потока можно охарактеризовать средним коэффициентом торможения , для которого скоростной напор находят по некоторой осредненной величине числа возмущённого потока перед несущей поверхностью ( – скоростной напор невозмущённого потока). Полагая давление в возмущённом и невозмущённом потоках одинаковыми ( ), осреднённый коэффициент торможения можно выразить отношением . Этот коэффициент для первых несущих поверхностей при дозвуковых скоростях полёта незначительно отличается от единицы, а при сверхзвуковых скоростях его величина зависит от характера и интенсивности скачка уплотнения, возникающего перед головной частью ЛА. К сожалению, по данному вопросу систематические исследования пока отсутствуют.

П

Рис. 2.3. График для определения коэффициента торможения потока

ри выполнении предварительных расчётов для первых несущих поверхностей можно при дозвуковых скоростях полёта принимать , а при сверхзвуковых скоростях использовать график рис. 2.3, построенный по материалам теоретических расчетов, приведенным в работе [8]. На этом графике изображена зависимость коэффициента торможения потока от числа для различных значений коэффициента волнового сопротивления головной части корпуса (см. подразд. 2.5.2). Если коэффициент волнового сопротивления головной части и число не очень велики, то в первом приближении можно и при сверхзвуковых скоростях полёта принимать .

2.2.4. Коэффициент сопротивления трения первых несущих поверхностей

Коэффициент сопротивления трения передних несущих поверхностей по рассмотренной ранее методике определяется по формуле

, (2.15)

г

Рис. 2.4. График для определения коэффициента

де определяется по графику рис. 2.1, коэффициент , учитывающий влияние числа , – по графику рис. 2.2, а коэффициент , частично учитывающий изменение градиента давления по профилю, определяется по относительной толщине профиля и положению точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по графику рис. 2.4.

Число определяется по параметрам потока в области передних несущих поверхностей и по средней хорде её консоли :

. (2.16)

При обтекании поверхности турбулентным пограничным слоем ( ) для определения коэффициентов и можно использовать формулы (2.9) и (2.10), а величину коэффициента при вычислять по следующей формуле:

, (2.17)

где – относительная толщина профиля передних несущих поверхностей.

Отсюда коэффициент трения передних консолей, отнесённый к характерной площади ЛА:

. (2.18)