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

Такие же результаты получены и на основании линейной

теории, и з которой

следует,

что подъемную

силу.пропорционалъ-

нув углу

атаки

создают

те участки

корпуса,

которые

имеют

ивременный радиус,

то есть головная и кормовая,

а

цилиндри­

ческая часть подъемной силы не создает.

Выводы линейной теории хорошо согласуются с эксперимен­

том при дозвуковых

скоростях

полета. При М— >І

подъемную

силу,

пропорциональную углу

атаки

создает

не

только

головная

ч а с т ь ,

т о и некоторый

участок цилиндрической

части,

прилегаю­

щий к головной. По методическим соображениям

эту часть подъем­

ной с и л ы ,

создаваемую

цилиндрической частью включают в подъем­

ную с и л у

головной

части,

поэтому

при сверхзвуковых

скоростях

величина

Суг

головной

части

увеличивается

с

ростом

ж представляется в

виде

Суг

-

Сіт-<^

,

(7.15)

где

Су г =

( ^ f j ^ g

производная от коэффициента

СУГ ПО^>

учитывающая подъемную силу на голов­

ной и цилиндрической частях корпуса,

пропорциональную углу атаки.

З н а ч е н и я

С»/г

, полученные на основании данных экспе­

р и м е н т а ,

приведены на

рис.7.15.

Для заостренных

головных частей

форма

головной

части

не о к а з ы в а е т

с у щ е с т в е н н о г о в л и я н и я н а

в е л и ч и а у

^Уг

.

Это

Основное влхянае на величину

С у г заостренных головных

частей (рнс. 7.15) 'оказывают

параметры:

я и я

за

очет необратимого

перехода потенциальной

энергии дав­

л е н и я

в тепловую

энергию,

Такое обтекание наблюдается

только

н а

цилиндрической

и кормовой частях. Поэтому

: "

0

тей

б о л ь ш е ,

чем у верхней и на кормовой и на цилиндрической

ч а с т я х появляется

дополнительная подъемная сила Д У ,

.. Коэффициент

этой силы

А С g

пропорционален

°^

и

з а в и с и т от удлинений

цилиндрической

и кормовой

частей,

числа

Ноо

и может быть представлен

в виде

û С g =

/ ч

ос* *

(7.17)

Ери М « ^ 2 коэффициент

пропорциональности

не

з а в и с и т от

M - с и равен

При М Л > 2

на

}

ц

оказывает влияние

и число

,

п о э т о м у он представлен на рис. 7.19

в функции

двух

парамет­

р о в

Ді; +

Як .

и

М ~ > .

Следовательно,

коэффициент

С у

корпуса

в

общем

виде

мсгет

быть

з а п и с а н

т а к

С у

= С у

^

* А С У >

(7.18)

г д е

& » * С у , - +

С У к .

Э к с п е р и м е н т а л ь н а я

зависимость С у

( ^ )

для корпуса,

с о с т о я щ е г о

из к о н и ч е с к о й

головной

частп

с

/ г -

5,7

и

ц и л и н д р и ч е с к о й ч а с т и

с

А ц, = 5,0,

приведена

на

рис,

7.20.

В и д н о , ч т о пр . малых углах атаки

( Л Л 4°)

величина

à С у н е б о л ь ш а я

и

аю можно пренебречь.

Однако

п р

Л

> 10 •* 12°,

о с о б е н н о

у корпусов с

большим

значением

С Яц+ Я>< ) • п о с л е д н и й

член в соотношении (7.18)можёт

играть

основную

роль.

Необходимо обратить внимание на принципиальное

отличие

зависимостей

С у (м)

крыла и корпуса при сверхзвуковых ско­

ростях

полета,

Если у

крыла

С у

падает

пропорционально

;/"У"' •

= Т 0 У

корпуса

с ростом

M

С у вначале растѳтр

(за

счет

роста

L у

и

у 4

) , а

затем

остается

постоянным.

То

есть

с увеличением

чисел

М«>

доля

корпуса

в создании

подъемной силы существенно возрастает.

§ 7.6.

Годсасывающая

сила

корпуса

П Р И

Mo^^-f

Как

было указано

выше, при дозвуковых скоростях полета,

у заостренного

корпуса

создается

подсасывающая сила

Jtfnocp. ,

направленная в сторону движения корпуса.

На основании

экспериментальных

данных

Хмцс. пропор­

§ 7.7.

Полное сопротивление корпуса. Влияние

удлинения

корпуса

и .числа

на О*»

Общее

выражение

для С «

может

быть представлено в

г д е

С т о

-

к о э ф ф и ц и е н т л о б о в о г о

с о п р о т и в л е н и я при et = 0 ° ;

Сх(°()~

к о э ф ф и ц и е н т

л о б о в о г о

с о п р о т и в л е н и я ,

о б у с л о в ­

ленный

у г л о м

а т а к и .

При

д о з в у к о в ы х

с к о р о с т я х п о л е т а е с л и

М<=»

^ к р ,

С л е д о в а т е л ь н о ,

на

в е л и ч и н у

Схо

в о с н о в н о м в л и я е т

Сзггр и

ф а к т о р ы ,

определяющие

в е л и ч и н у

Схтр :

с о с т о я н и е

п о г р а н и ч н о г о с л о я ,

ч и с л о

#і

,

I

""Т^ Г

* y w ™ H e H I I e

к о р п у с а и т . д .

С у в е л и ч е н и е м

X '

у в е л и ч и в а е т с я

площадь

б о к о в о й п о ­

в е р х н о с т и ,

я в л я ю щ а я с я

площадью т р е н и я

и

CXÛ

р а с т е т . Поэто­

му

д о з в у к о в ы е л е т а т е л ь н ы е

а п п а р а т ы

имеют небольшие

у д л и н е н и я

к о р п у с а

X — 6 + 8 «

До

п о я в л е н и я

в о л н о в о г о

к р и з и с а

н а

к о р п у с е коэффициент

С я о о п р е д е л я е т с я

в

о с н о в н о м

в е л и ч и н о й

Схтр , н а к о т о р у ю

ч и с л о М ^ н е о к а з ы в а е т с у щ е с т в е н н о г о в л и я н и я . Р о э т о м у до

M

^ М к р C ï

8 * c

o n

^ ' ^

м —

M к р в а ч и н а е т с я р о с т

Саго з а

с 4 * * р о с т а

в о л н о в о г о

с о п р о т и в л е н и я ( р и с . 7.21).

Основными

ф а к т о р а м и ,

влияющими

н а

С х І

и

M

кр,являют­

с я

общее

у д л и н е н и е

к о р п у с а

и

у д л и н е н и е г о л о в н о й

ч а с т и .

Коэффициент

Сх

{оі

) при д о з в у к о в ы х с к о р о с т я х

р а в е н

Cv(uJ

= CyaL* Cxnoqc. = С * 5 ^ * + Д С у ^

rCxm^t.

П о д с т а в к а

з н а ч е н и я

С у

=

С у г

+ с У к

;

л Су

и

С xnoqe-

в

выражение

д л я

С *

( d

),

получим

C9(d)*&dKh

(fa

-fi+UZUvlty'-el

2

(7.20)

во оно находится в пределах 12 * 18.

.

•

Влияние числа

M '

на

£ха

можно проследить на

приме­

ре,

представленном

на

рис.

7.23.

С увеличением

числа

М с

С-хуой.

уменьшается,

^xù

п а д а е т

д о

определенной

величины,

а

С-хтр

практически

не

и з м е н я е т с я .

Такое изменение

составляющих

С ха

пріводит

к

т о м у ,

что

С-хо

вначале

падает

за счет

изменения ^эгр/и

Сзі,

а з а т е м

практически

остается постоянным.

При

определении

к о э ф ф и ц и е н т а

Сх(°£

)

при

сверхзвуковых

скоростях

полета

в п е р в о м

приближении

можно положить

его

величину

равной Су U .

Однако

результаты

эксперимента

показывают,

что

при

наличии

у г л а

атаки

кроме нормальной

силы

Уі

,

которая

дает

состав­

ляющую

X

( ° 0

-- У+^,

появляется

тангенциальная

с и л а

Д X

,

связанная

с

перераспределением

давления

на

голов­

ной

и

кормовой

частях,

а

также

с

изменением

донного

давления,

Это

перераспределение

давления

увеличивает

лобовое

сопротив­

л е н и е , обусловленное

углом .атаки. Обработка

экспериментальных

данных показывает, что приращение сопротивления

л X

пропор-

цжоиально

°с

и существенно зависит от удлинения

головной

ч а с т и .

Поэтому

при

сверхзвуковых

скоростях

полета коэффициент

С X (

° ^

)

п р е д с т а в л я е т с я

так

С*Ы)

>

l

*

+

a C v

j

L

.

•

(7.22)

1.5

где

у

г

^ 7 J ^

-

коэффициент,

учитывающий

увеличение

лобового сопротивления из-за

перераспре­

д е л е н и я

давления

при

1 * 0 ; ,

X г -

удлинение головной части.

С т =

С are + Сх (<*) = С * ' р f С*<?о« + С*<> г (7,23)

t

(1 •

c'y Uz + л

С y .

§ 7.8.

Центр давления

корпуса

силы,

пропорциональные

°^

, а цилиндрическая

и кормовая -

пропорциональную

otS .

Составив выражение для момента

тангажа о т н о с и т е л ь н о

носка

корпуса

для силы

Ѵ<

и ее ооставляющих, получим

Цл

Ху.

= Уг

Xflr

* У<

* л 4 х 1 л

е »

,

откуда

и

Х $

~~

.

С у 9

SM

^

(7.24)

=

С у г 0 г

«• e t , • «* • л е е

'

где эс ^г, я^к.эсолс,, . абсциссы точек

приложения У г

,

У* и

Û У

с о о т в е т с т в е н н о .

При малых углах

а т а к и

(о£ z. 4°) составляющей

л С к

можно пренебречь. В этом с л у ч а е выражение д л я

ОС^

у п р о щ а -

эс^

-

cj

г Xfr ^+ CÎ*.

(7 . 24а)

Абсциссы

течек приложения

нормальных

сил отдельных ч а с ­

тей

корпуса равны:

DC^ûCy

~

,

і-ч*1к

(7.25)

Lr +

"g

*

То есть

при определении

и

Хд.йСу

полагают,

что

силы

и

л у

приложены

посредине

участков, которые

их

создают.

Согласно

теории

тонких

тел вращения

!

чѵг

,

=

L r

s ï ï

где

ѴѴг -

объем

головной части

корпуса.

Следовательно,

определяется формой

головной

части и его длиной. Но,теория

тонких тел не учитывает прира­

которую включают в

У г

. За счет

этой

сила

З ^ г

смещает­

ся назад, поэтому

ЗСвг -

L r

- I -

* Л

}

•

(7.26)

3

Ьг

для конической

головной

части,

W r

~ <J |g

L r

-

для

параболической головной части.

L i

I l

L e

-

для

степенной

головной

чьсти.

частей

корпуса,

число M « ,

и угол атаки °С

, С увеличением

числа

М „ ц

угла атаки ^

центр давления

корпуса сме­

щается

назад.

2 « Ззк • 17 7 о

337