книги из ГПНТБ / Микерин, И. К. Аэродинамика летательных аппаратов
.pdfР И С У Н К И
К |
Г Л А В Е |
•УП |
539
X,
Рис. 7.1. Составляющие полной аэродинамической
силы корпуса при |
- о . |
Опутиая
пагрЬиичиыи |
Застойная |
|
SOHQ |
|
|
a}, доі&укоёов |
оотеноии е |
é). cSepxiluKogoe |
|
|
обтекание. |
Рис. 7.2. Характер течения &а донным" срезом корпуса
Рис. 7.3. Образование подсасывающей |
силы |
у носка-корпуса при м**- |
I |
341
Рис. 7.4. Картина обтекания корпуса сверхзвуковым потоком
-+ о |
ю |
го |
|
Рис. 7.5. |
График |
функции JD , |
|
|
используемой |
для" |
|
|
определения |
СІ |
|
корпуса при около звуковых скоростях
342
|
-if— |
" ь |
|
|
|
1 |
|
|
10 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
5 |
|
|
|
10 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
if- |
|
|
|
|
/J |
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
Ar |
|
|
|
|
|
|
|
Рис. 7.15. Производная |
|
r |
корпуса, |
состоящего |
|||
из |
конической и |
|
цилиндрической частей. |
||||
dt |
4«3 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1ш - |
|
|
|
|
|
|
|
1 |
! |
|
|
«И |
|
|
|
Г ' |
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
||
|
|
коиичепаг |
и о*піаміт гаяоічі |
||||
|
1—А |
*****, . fi |
Л^Л^И |
m |
s—!—г |
||
|
; |
|
: |
||||
Рис. 7.16. |
График |
для. расчета |
С г |
корпуса |
|||
|
при |
М->> |
3,0. |
0 |
|
||
1 |
, С"**1 |
|
|
|
|
|
|
«о |
|
! |
! |
|
|
||
|
|
|
|
|
|
||
'О
Оі
о
Рис. 7.17. Функция Л; , опре деляющая кор мовой части.
34?
Рис. 7.18. К объяснению
J , |
, — _ |
|
1 |
і J |
|
|
г и |
6 |
t ю |
n |
|
Рис. 7.19. |
Коэффициент |
+v, |
||
|
определяющий |
л % |
||
|
корпуса |
при |
м~>г. |
|
o.i |
|
.jO*;;a"x |
о» |
|
|
«• |
|
|
о.}". |
|
|
о |
цг e«4« oj н |
|
Рис. 7 . 2 1 . |
Влияние |
сжимаемости на G ; |
|
корпуса |
при м £ I . |
ic. ^ . 2 2 . Влияние удлинеши корпуса на £•*
Рис. 7.23. Влияние сжимаемости на ( J - корпуса при t-b.> I.
Рис. 7.24. К выводу соотношения для эс$.
|
• |
! |
'" |
r . |
T i |
|
|
i |
|||||
Lr |
|
|
|
|||
46 |
|
! |
|
ii |
|
|
|
|
! |
|
1 |
f |
|
|
|
! |
|
|||
Qi |
|
- |
1 |
|
: |
1 |
|
У |
• tfj • • 1 |
||||
СІЛ |
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
Q' |
L_l_ |
! |
i 1 |
|||
Рис. 7.25. Смещение |
центра |
давления |
головной |
|||
части корпуса при наличии цилиндрической части
350
Г л а в а УШ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ § 8.1. Общее понятие об иятерфярввттрги
При определении аэродинамических сил и моментов, дей
ствующих на летательный аппарат, нельзя получить их алгебраи ческим сложением соответствующих сил и моментов, действующих
на отдельные элементы планера. Элементы планера летательного аппарата (крыло, корпус, оперение), сочлененные между собой,
изменяют силы и моменты, действующие на них, вследствие штерференции, то есть взаимного влияния друг на друга. По
этому в аэродинамические характеристики изолированных элемен тов планера: крыла, корпуса и оперения необходимо вносить поправки, учитывающие их взаимное влияние. В практика аэродинамического расчета обычно приходится учитывать следующие виды интерференции:
- |
крыла |
и |
корпуса; |
- |
корпуса |
и оперения; |
|
- |
крыла |
и |
оперения. |
Для удобообтекаемых летательных аппаратов, не имеющих
резко выступающих частей, интерференция отдельных элементов 351
планера |
влияет, в |
основном, на перераспределение |
давления |
|||||||||
у нижней и верхней |
поверхностей отдельных участков летатель |
|||||||||||
ного аппарата. Поэтому |
для таких |
летательных аппаратов |
||||||||||
интерференция оказывает существенное влияние на изменение |
||||||||||||
подъемной |
силы и еѳ коэффициента |
С у |
f а |
лобовое |
сопротив |
|||||||
ление |
|
|
е |
практически не изменяется |
и |
приблизительно |
||||||
равно |
сумме лобовых сопротивлений |
X ОІ |
изолированных эле |
|||||||||
|
X |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ментов |
|
планера. Остановимся на причинах |
перераспределения |
|||||||||
давлений |
|
при соединении |
отдельных |
элементов планера в единую |
||||||||
конструктивную схему. |
|
|
|
|
|
|
||||||
|
§ 8*2. |
Интерференция крыла и корпуса |
|
|
||||||||
|
Выясним причины, |
приводящие |
к изменению сил давления |
|||||||||
на поверхности |
корпуса |
и крыла при их сочленении |
друг |
с дру |
||||||||
гом. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
При несимметричном обтекании корпуса под углом |
атаки |
||||||||||
ai >0 |
|
|
|
весь |
поток можно представить |
состоящим из двух |
||||||
самостоятельных течений (рис. 8 . 1): продольного течения со
скоростью 4?*V„cos.d , не влияющего на величину подъемной силы, и поперечного течения со скоростью Ѵп =V^.'Sino/, кото
рое вызывает несимметричное распределение давления вокруг . боковой поверхности корпуса. Как правило, углы атаки корпуса
небольшие и составляющая |
скорости Ѵп |
является дозвуковой. |
При потенциальном |
(безвихревом) |
обтекании пдлиндра |
дозвуковым поперечным потоком составляющие местной скорости в цилиндрической системе координат (рис. 8.2) определяются соотношениями (см. § 1.10)1
352
v * = v n c o s e f 1 - 4У |
; |
В горизонтальной плоскости, то есть в месте присоеди нения крыла к корпусу ( 9 = * % ) :
или |
ѴУ, = Vn |
|
+ |
- | t |
) . |
|
|
|
|
Следовательно, |
при поперечном |
обтекании |
цилиндра |
|
|||||
потоком со скоростью |
Vf? |
, |
скорость Ѵу< , |
определяющая |
|||||
неравномерное распределение давления в горизонтальной |
|
||||||||
плоскости |
изменяется |
от |
Ѵу< |
= |
2Чп |
непосредственно у |
кор |
||
пуса до |
У*/, «Vn вдали |
от |
него. |
|
|
|
|
||
При рассмотрении |
обтекания изолированного корпуса |
н е |
|||||||
придавалось важного значения такому распределению скорости,
так как на величину подъёмной |
силы корпуса оно н е влияло* |
||||||||||
Если же поставить в горизонтальной |
плоскости |
крыло, |
то э т о т |
||||||||
поток будет влиять на распределение |
давления вокруг |
н е г о . |
|||||||||
|
Известно, |
что основным фактором, |
определяющим |
п о д ъ е м |
|||||||
ную силу крыла, является угол |
атаки. З а |
счет |
п е р е р а с п р е д е л е |
||||||||
ния скорости |
Ѵу< |
, вызванного |
присутствием |
к о р п у с а , а ф ф е к |
|||||||
тивный угол |
атаки |
отдельных |
сечений |
крыла у в е л и ч и в а е т с я . Е с л и |
|||||||
у |
изолированного |
крыла |
|
. |
|
, |
|
|
|
||
|
|
U |
~- агсз^п |
- |
Ѵо |
^ |
Ѵп |
|
|
||
|
|
^ |
- |
- ^ |
» |
|
|
||||
то |
у крыла, |
присоединенного |
к |
корпусу |
|
|
|
||||
23. Зак. 177?. |
353 |