книги из ГПНТБ / Микерин, И. К. Аэродинамика летательных аппаратов

Следовательно,

Pjjot/

должно

зависеть

от

С.тггр .

На

о с н о ­

вании

экспериментальных

данных существует т а к а я с в я з ь

между

Р^вм

и Carp :

n

n

'

y

Д

Е

о

гр

Значит,

при

M

0 , 0 2 9

dgoH

При

огределении

Ся-

необходимо

у ч и т ы в а т ь

р а б о т а е т

ли

двигатель,

находящийся в

корпусе, или

нет.

В

случае,

если

двигатель

работает

(активный у ч а с т о к

т р а е к т о ­

р и и ) ,

то за

принимается

площадь кольца,

з а к л ю ч е н н о г о

между

наружной

окружностью донного

среза

и соплом

д в и г а т е л я ,

т о

есть

Т

/ Л-2

Аь

1

При неработающем двигателе

(пассивный

у ч а с т о к

т р а е к т о р и и )

Таким образом,

при

^<*>

С

I

О,огэ d^(J^-d!J.

,

.

QQgg

(

7

5

)

При сверхзвуковых

с к о р о с т я х

число

Re

и

состояние

пограничного слоя

также

оказывают

в л и я н и е

н а

в е л и ч и н у

ден­

н о г о давления." Однако

при

У-

I

кроме

эжектжрующвго дей­

с т в и я

основного потока,

за

с ч е т

чего у м е н ь ш а е т с я

P^erf,

на

величину

оказывает

с у щ е с т в е н н о е

влиянве

п р о ц е с с

расширения

основного

потока

за д о н н а м

с р е з о м

п е р е д хвосто­

вым скачком уплотнения. Как п о к а з ы в а е т

э к с п е р и м е н т , застой-

давление

в нем падает

и становится

меньше давления невоз ­

мущенного

потока 0 «

. Сужение застойной ?оны и

падение

давления

в основном потоке зависят

от числа

полета.

является второй

причиной понижения 9 joti, так как в

этом

с л у ч а е процесс

перехода

частиц воздуха из застойной

зоны

усиливается. Любопытно

отметить, что последующее

выравнива­

н и е сверхзвукового потока на некотором удалении

от д о н н о г о

корпуса, где давление существенно меньше^

чем ,за скачком

(при

М « > 3 OQO*

0 >. Однако этого явления не

наблюда­

ется,

так как застойная зова

в месте образования

скачка

имеет

горловину,

играющую роль критического сечения

струи,

которая изолирует

области

д о и з а скачком. Поэтому в

резуль­

тате

понижения давления в

основном

потоке

за с ч е т

его рас­

ширения з а донным срезом и

з а с ч е т

эжектирующего

действия

о с н о в н о г о п о т о к а

давление

Р ц о ^ п р и

>

I оказывается

существенно меньшим, ч е м при дозвуковых с к о р о с т я х .

При больших

числах

( М ^ З )

с т р е м и т с я к

нулю. М а к с и м а л ь н о е з н а ч е н и е

С? ^

можно п о л у ч и т ь ,

п о л о ­

жив

Рдьи » 0.

В атом с л у ч а е L гошмокс - ~Ц~

~JHjj Тм

н а м и ч е с к и е

к о э ф ф и ц и е н т ы .

Основным

п а р а м е т р о м , определяющим

М»ср

и

к о р п У 0 3

П Р 8

І Ч ^ І

я в л я е т с я

к р и т е р и й

о к о л о ­

з в у к о в о г о п о д о б и я

к.

- U t *

(^І

( 7 - 7 )

г д е

Д г - у д л и н е н и е г о л о в н о й ч а с т и ;

JLK - у д л и н е н и е к о р м ы .

Коэффициент в о л н о в о г о

с о п р о т и в л е н и я

к о р п у с а в ы ч и с л я е т ­

с я п о ф о р м у л е

(7.8)

(7.9)

г д е

3 0 ( к л ] - ф у н к ц и я , п р и в е д е н н а я н а р и с . 7 . 5 .

При

с в е р х з в у к о в ы х

с к о р о с т я х

в о л н о в о е

с о п р о т и в л е н и е

с о з д а ю т также

у ч а с т к и п е р е м е н н о г о

р а д и у с а ,

а ц и л и н д р и ч е с к а я

ч а с »

при

oL

= 0 в о л н о в о г о

с о п р о т и в л е н и я н е с о з д а е т .

П о э т о ­

C a f e

= C a r

С х к . ,

г д е

С Х г

- к о э ф ф и ц и е н т в о л н о в о г о с о п р о т и в л е н и я

г о і о в н о й ч а с т и ;

Соек,

-

к о э ф ф и ц и е н т

в о л н о в о г о с о п р о т и в л е н и я

к о р д а .

уплотнения, образующемся перед ней. Из рис. 9 Д І

видно, что

если кормовая

часть сужающаяся,

то составляющая

давления

ß к

направлена в, сторону

полета.

Поэтому

понижение

давления у кормы отрицательно сказывается

на движение корпу­

с а . 7

расширяющейся кормы составляющая

Р & і п ^ к

направлена

против

полета,

поэтому повышение давления

на скачке уплотне­

ния перед кормой также невыгодно. Волновое

сопротивление

кормовой

части

можно определить

аналогично

С ас г » е с л й

показывает эксперимент,

если цилиндрическая часть большая

( Ly > 3 ^ н ) і т о в конце

ее восстанавливается давление яевоз -

Для наиболее

распространенных кормовых

частей, выполненных

в виде усеченного конуса^ Схк

обычно

оаределяртся по эмпи­

рической

зависимости

С х <

= 2.

[о,8

•

) / <

] / і

-

^ Ь

(7.13)

где

ß

-

угол иолураствора кормы в

радианах

(значение

/>к

приведено на рис. 7.12).

На величину Сг< существенное влияние оказывают следую-,:

щиѳ параметры:

8 К

(или Д.* )» -~т^-

,

число

. При уве -

ЛИЧ8НИИ

R

*

dun

а м

возрастает,

так как

Pt

и уменьшении

С

Рк. изменяется

на большую величину и корма занимает большую

площадь. Одновременно

с

ростом

С о?к

(или уменьшением

Д"'

) уменьшается

донное сопротивление, так как уменьша-

ется

площадь

донного

среза.

Обычно

2

выбира­

ются из условия минимального значения суімлы Схдой +

С-хк .

Это

условие

выполняется при

6 + 8 °

и

=

0,7

+

0,9.

§ 7.5,-

Определение

коэффициента

^ д

При несимметричном

обтекании

корпуса,

когда

угол

атаки

4

О I давление

вокруг

корпуса

распределяется

неравномерно

и на него действует нормальная сила

Ял

,

которая

при

малых

углах

атаки

приближенно

равна

подъемной

силе

(поэтому

вместо

СУ»

будем

говорить Су ) . Для примера

на рис. 7.13

показа­

ны картины распределения давлений по различным образующим

тела вращения, состоящего из конуса и цилиндра

при его

обте­

кании

под

углом

атаки

Л-

-

12° .

Исследования

показывают,

что

коэффициент

С У

тонких

заостренных тел при малых углах ата -л почти не

зависит

от

числа

M ... и

удлинения

головной части

}.

г .

Для примера на рис.7.14

приведены

экспериментальные

значения

коэффициентов

С У

при различных

^

для

двух

головных частей разного удлинения. Практически

до

d

=5

+

6 °

коэффициенты

Сч

этих

головных частей

одинаковы,

хотя

с

увеличением

г

наблюдается

тенденция

к возрастанию

коэф­

фициента

С у

. На

основании

экспериментальных

данных

для

заостренных

головных

частей

зависимость

Су

( о Л )

почти

линейная

и близкая

к

виду

С у

=

2

>t ,

(7.14)

' где

>^

-

угол

атаки

в

радианах.

і

327