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

к р ш і а , т о вычисление

Д У сводят к трем

случаям:

а )

Сду.чай

"

" - учитывает интерференцию крыла и

корпуса

только

за счет

наличия угла

атаки. При этом

полага­

ют,

ч т о углы атаки

корпуса и крыла

равны

clip

=

^карп..

б)

Случай

"

^ 0

" - учитывает интерференцию крыла и

корпуса

при отклонении

крыла на угол

&

при угле

атаки

c i »

0 ° .

Следовательно,

в

этом случае

о^к 0 ( > а = 0,

°£кр.~ В .

в)

Случай

"

- учитывает

интерференцию крыла и

корпуса

как за счет угла атаки,

так и за счет отклонения

к р ы л а .

Оа включает в себя

случаи

*dd* и " <>о ".

Выражения для коэффициента

подъемной силы

комбинации

" к р ы л о

+ корпус" в каждом из

этих случаев будут

различными.

Т а к

к а к случай

"old

« учитывает

только угол

атаки, т о

(CütptwpnJ^j3 С У<р(°0+

Сукорп^ = C-VKptKopn.d

+ д

(8.2)

где

•

С ^ м р п .

=

С ^ Р

+

Су"Рп'>

(8.3)

С у к р

=

Суи».гр . <W=< KP — g - ,

(8.4)

(8 . 5),

д С у

= Д С у и з к о р п . — g " ;

( 8 . 6 )

-

•

та

С У

изолированного

корпуса;

Км

«.p

-

коэффициент

вдтерференции,

учитываю­

щий увеличение подъемной силы на

крыле

и корпусе

за

счет

угла

атаки;

S s p ;

S u

-

соответственно

площади

консольного

крыла и миделя, характерные площади

к которым отнесены

аэродинамические

характеристики

изолированных

элемен­

тов;

S

-

характерная

площадь летательного аппа­

рата. Удобнее всего принять за нее

площадь

консольного

крыла

^ к р , .

При учете только угла отклонения крыла выражение для

коэффициента

(

С у Kpt корп. ) g 0

будет

иметь

вид:

( С у

icpt KopnJ'èû

-

С й

5"

,

(8.7)

где

с \

g

а с . к р п . с ^ р . К і о К ц

(8.8)

К So

-

коэффициент интерференции,

учитывающий

прираще­

ние подъемной силы при отклонении крыла;

6"

-

угол

отклонения

крыла;

s 44.

к'*. * [к и*

_

-

If

sTvk '

( 8 Л І а >

_

f

А. I I/

I —~

Ks0 5

К so

1

К W S< * S s j ,

(8.12a)

г — ~ -

- соотношение

площадей,

учитывающее

Si +• Ь Г

неполностью

реализованную силу

ц і карп,

(рис. 8 . 7) .

Площади

S i

(находится на продольном

разрезе

корпуса)и

£ 2

(находится вне корпуса)

определяются

гра ­

фически.

Причины интерференции

оперения и корпуса такие же, как

у крыла и корпуса. Поэтому

взаимное влияние оперения и корпу­

са

учитывается

также,

как и для крыла введением коэффициентов

интерференции

К°?Уоп

и

Ю о о п , .

Коэффициенты

интерференции

Кии en и

К Sa on вычисляют­

ся

по соотношениям

( 8 . I I )

и

(8.12) или (8 . 11а) и (8 . 12а)

как

функции параметров

i

t

кап.

где

&

-

диаметр цилиндрической

части корпуса

в районе расположения

оперения;

£оп

-

размах фиктивного оперения;

* £ < №

-

сужение консольного оперения.

( 8 . I I 6 )

U u n . - K ^ e n

5

L r j ion

V'd

e ^ n . ' j

где

^

-

отношение

участка

бортовой

хорды, распо-

§

8.3.

Интерференция крыла и оперения (интерферен­

ция несущих поверхностей)

Поток,

набегающий на крыло со скоростью

под углом

атаки

оі ,

отходит от крыла искаженным. Во время

обтекания

воначального

направления

на

угол скоса потока

<5

. Поэтому,

если оперение

расположить

за

крылом,

оно

будет

находиться

в приторможенном потоке,

а его угол

атаки

окажется

меньшим

на

величину & .

Средняя

скорость и

соответствующее

ей число

M пото­

ка,

набегающего на оперение, будут равны:

Von -

коп ; м on = м ^

ifiTön. ;

где

Kon - коэффициент торможения

потока.

Для этих значений скорости и числа

Mon

должны быть

определены все аэродинамически^ характеристики

изолированно­

го

оперения. Ориентировочно

величина

Коп

может

быть

принята:

для рулей

планера

нормальной

аэродинамической

с х е ­

мы и стабилизаторов

планера

с

поворотным крылом

К0 п. =

0,85,

если они находятся с крылом в

одной плоскости

(схемы "XX" и

"++"),

Коп. - 0,90,

если они повернуты

относительно

плоскос­

тей

крыльев' на угол

45° (схемы

"Х+" и

"+Х"),

У летательного

аппарата

схемы "УТКА"

впереди

находят­

ся

рули, которые

по площади и parмаху

значительно

меньше

крыльев и не могут притормозить весь поток,

набегающий на

крыло,

поэтому Коп =

Кроме

того,

эффективный

угол

атаки

оперения,

располо­

женного

за крылом

равен

oi on. - ol - £> ,

где

ol

-

угод

атаки летательного аппарата;

S

-

средний

угол скоса потока за крылом.

ТСак показывает

эксперимент,

величина S

зависит

от

подъемной

силы элементов планера,

расположеннвх впереди

оперения,

геометрии

крыла,

расстояния

между

крылом и опере-

Обычно угол

Е

выражают в виде

линейной

зависи- •

мости:

С =

6 <р.к;орп.^ + £ ф ö

j

(8.14)

где

оі

„ угол

атаки

корпуса;

&

_ угол

отклонения крыла^

& < р ю р л . ^ 1 > 5 Г 7 €>сР=

~д$:~~ п р о и з в о д н ы е от у г л а с к о с а

п о т о к а по °1 и

Б" с о о т ­

в е т с т в е н н о .

Производные

всркорп.

и

S

ср.

з а в и с я т от г е о м е т р и и

к р ы л а ,

С у к р .

,

С у к р .

,

С у г

,

р а с с т о я н и я

между

крылом

и о п е р е н и е м ,

Х ф " Ф - і

о т н о с и т е л ь н о г о р а с с т о я н и я

между

о п е р е н и е м и. в и х р е в о й

п е л е н о й

( р и с . 8 . 9 )

и д р у г и х ф а к ­

т о р о в .

Обычно

они

о п р е д е л я ю т с я

приближенно н а

о с н о в а н и и

8кспериментальных

д а н н ы х .

Выражения д л я

ни х иньJT

в и д :

с*

_ Ке A

r°j-

__ S „ [ к — R у )

( 8 . 1 5 )

г д е

К&

-

коэффициент

п р о п о р ц и о н а л ь н о с т и д л я т р е у г о л ь ­

н о г о к р ы л а . О п р е д е л я е т с я к а к ф у н к ц и я п а р а м е т ­

р о в Аф-іф . = Я ф к р У м ^ Н

и б е з р а з м е р н о й

к о о р д и н а т ы

эс =

( р ц с . 8 . 1 0 ) ;

Д

-

к о э ф ф и ц и е н т ,

учитывающий

форму крыла в

п л а н а ;

д л я к р ы л ь е в с / Х < / é= 2 0 ° з н а ч е н и е À п р и в е д е ­

н о н а р и с . 8 . I I ;

X

-

р а с с т о я н и е между з а д н е й

кромкой крыла

и

ц е н т р о м д а в л е н и я о п е р е н и я ;

$ 0

- к о р н е в а я х о р д а к р ы л а ;