2.2.5. Коэффициент торможения потока в районе вторых несущих поверхностей

Вторые несущие поверхности полностью или частично находятся в заторможенном потоке от корпуса и впереди расположенных несущих поверхностей. Коэффициент торможения потока в этом районе удобно представить в виде произведения коэффициента торможения от головной части корпуса и коэффициента торможения от впереди расположенных несущих поверхностей :

, (2.19)

где определяется согласно подразд. 2.2.3.

Коэффициент торможения потока зависит от взаимного расположения консолей первых и вторых несущих поверхностей, числа и сопротивления впереди расположенных несущих поверхностей. При этом если консоли первых и вторых несущих поверхностей находятся в разных плоскостях, то при малых углах атаки торможением потока от впереди расположенных поверхностей можно пренебречь, т. е. принять . Если консоли первых и вторых несущих поверхностей находятся в одной плоскости, но размах вторых несущих поверхностей больше размаха впереди расположенных ( ), то часть вторых несущих поверхностей уже не будет попадать в аэродинамический след от впереди расположенных поверхностей. В этом случае для определения осреднённого коэффициента торможения потока можно рекомендовать приближённую формулу:

, (2.20)

где – площадь консолей вторых несущих поверхностей, попадающая в аэродинамический след от впереди расположенных поверхностей; – коэффициент торможения потока за впереди расположенной несущей поверхностью в районе вторых поверхностей.

Если вторые несущие поверхности полностью находятся в аэродинамическом следе за первыми ( , т. е. ), то

. (2.21)

Коэффициент торможения потока при дозвуковых скоростях полёта можно вычислять по формуле

. (2.22)

З

Рис. 2.5. График для определения коэффициента

десь – коэффициент сопротивления консолей первых несущих поверхностей, определяемый по формуле (2.15); , где – расстояние от задней кромки впереди расположенной поверхности до передней кромки второй поверхности (рис. 2.5) в плоскости, проходящей через середину консоли второй поверхности (при ) или через середину консоли передней поверхности (при ); – хорда консоли впереди расположенной поверхности в этом сечении.

При сверхзвуковых скоростях полёта величину коэффициента можно приближённо определить по графику рис. 2.5, полученному в результате обработки экспериментальных данных [8].

Приведенные формулы и графики позволяют определить коэффициент торможения потока в районе вторых несущих поверхностей.

2.2.6. Коэффициент сопротивления трения вторых несущих поверхностей

Расчёт коэффициента сопротивления трения вторых несущих поверхностей выполняется по тем же формулам и графикам, что и для первых (см. подразд. 2.2.4), только при вычислениях используются параметры, соответствующие вторым несущим поверхностям, и учитывается, что число в этом случае равно .

Коэффициент сопротивления трения по рассмотренной ранее методике определяется по формуле

, (2.23)

где находится по графику рис. 2.1, коэффициент , учитывающий влияние числа , – по графику рис. 2.2, а коэффициент , частично учитывающий форму профиля, – по графику рис. 2.4. Число вычисляется по параметрам потока в области вторых несущих поверхностей и по средней хорде их консолей :

. (2.24)

При обтекании поверхности турбулентным пограничным слоем ( ) для определения коэффициентов и можно использовать формулы (2.9) и (2.10), а величину коэффициента при вычислять по формуле (2.17), где – относительная толщина профиля вторых несущих поверхностей.

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

. (2.25)