книги из ГПНТБ / Лебедев А.А. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов учеб. пособие

Бели из донного среза вытекает іреактивная струя (при ра­ ботающем двигателе), сждн рассчитывается также по формуле (4.41), но в этом случае за 5ДН принимается площадь кольца, заключенного между внешней окружностью донного среза и окружностью среза сопла. Следует отметить, что такой расчет не учитывает влияния струи на рдн. В большинстве случаев давление в струе на срезе сопла значительно превышает величи­ ну донного давления. Это повышенное давление будет переда­ ваться в какой-то степени и на застойную область вокруг струи, что приведет к уменьшению схдн. Количественная оценка влия­ ния струи может быть дана только в результате эксперименталь­ ных исследований.

§ 2. КОЭФФИЦИЕНТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ПРИ а= б= О

Методы расчета коэффициента схо передних и задних несу­ щих поверхностей почти идентичны. Единственное отличие со­ стоит в том, что расчет сж0і следует вести при числе Маха Мі =

' =Му&ті, а расчет cx0ii при Мц = МУ&тн. Поэтому далее излагает­ ся только методика расчета сх01.

Лобовое сопротивление несущей поверхности с заостренны­ ми задними кромками при а = б=0 складывается из профильно­ го и волнового сопротивления. В соответствии с этим можно на­ писать

Профильное сопротивление обусловлено вязкостью воздуха. Оно определяется в основном силами трения и в незначительной степени — разностью давлений в носовой и хвостовой частях профиля.

Волновое сопротивление — это сопротивление давления, обус­ ловленное сжимаемостью воздуха. Оно возникает при М >М кр, когда обтекание крыльев сопровождается появлением скачков уплотнения.

При больших числах М нашли применение несущие поверх­ ности с затупленными задними кромками. В этих случаях к про­ фильному и волновому сопротивлению добавляется донное со­ противление, связанное с отрывом потока на задней кромке:

Рассмотрим отдельные слагаемые выражений (4.42) и (4.43).

" •'ч

2.1. ПРОФИЛЬНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ____

Коэффициент профильного сопротивления можно подсчитать по формуле

231

• щины профиля с и і( (рис. 4.28).

Ret

ЭТОМУ Xt— Xc-

4. Если впереди найденной таким способом точки перехода имеется какойлибо источник сильной турбулизации (стык листов обшивки или панелей, сва­ рочный шов, ряд винтов или заклепок, излом обвода профиля, щель между

232

элероном и крылом и т. д.), то правильнее считать точку перехода совпадаю-

,щей с этим источником, т. е. значение xt надо соответственно уменьшить.

5.В местах сопряжения крыльев с корпусом и гондолами существование

ламинарного пограничного_слоя маловероятно. Для учета этого обстоятель­

ства найденное значение xt надо уменьшить еще на 10—20%, а при наличии гондол на крыльях на 40—60%. У летательного аппарата схемы «утка» погра­ ничный слой на части поверхности крыльев, находящейся за оперением, сле­ дует считать полностью турбулизированным.

6. Если на поверхность крыла падает скачок уплотнения, вызванный какой-либо другой частью летательного аппарата, топограничный слой за скачком также следует считать турбулентным.

На этапах предэскизного и эскизного проектирования лета­ тельного аппарата не всегда известны некоторые факторы, от которых зависит положение точки перехода. В этих случаях t обычно принимают в расчетах xt —0, несколько завышая тем

самым профильное сопротивление.

2.2. ВОЛНОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ

Согласно теории крыльев конечного размаха в сверхзвуко­ вом потоке коэффициент волнового сопротивления с*в зависит от числа М, формы крыльев в плане, а также от толщины и фор­ мы профиля

Число независимых переменных можно уменьшить, преобра­ зовав выражение (4.46) к виду

Акс2 = /(Л < / М 2 — 1, \ t g x , ijK, форма профиля). (4.47)

На рис. 4.30 штрих-пунктирными линиями нанесены теорети­ ческие зависимости

Акс2

для .трапециевидных крыльев с ромбовидным профилем. Каждая кривая соответствует определенным значениям параметров ^ntgXc и г|к (%с — угол стреловидности по линии максимальных толщин крыла). Сплошными линиями показаны аналогичные зависимости, полученные в результате обработки эксперимен­ тальных данных. Характерно, что при X,Ktg%c = 0 и М ~1 значи-

тельное влияние оказывает параметр Хк]/ с , как это и следу­ ет из трансзвуковых правил подобия.

Экспериментальные значения коэффициента волнового со­ противленияjsaMerao расходятся с теоретическими, особенно в

области ЯКУМ2—1 «Як tg хс (звуковая линия максимальных тол­ щин), где теоретические кривые имеют резко выраженные пики. Здесь линейная теория неприменима. При больших значениях

ЯКУМ2—1, когда линия максимальных толщин становится суще­ ственно сверхзвуковой, сходимость значительно лучше, но все

233

*)

Рис. 4.30. График для расчета волнового_ сопротивления

крыльев с ромбовидным профилем (лгс = 0,5):

а) Лк-1

234

Рис. 4.30. (продолжение) График для расчета волнового со­

противления крыльев с ромбовидным профилем (хс=0,5):

б ) п к- 5

235

тивления крыльев с ромбовидным профилем (л:о = 0,5):

в)

же и здесь эксперимент дает несколько меньшие значения вол­ нового сопротивления. Это можно объяснить тем, что поток вблизи задней кромки крыльев расширяется неполностью из-за наличия пограничного слоя, что ведет к повышению давления в данной области. Например, исследования ромбовидных профи­ лей в аэродинамической трубе показывают, что

236

Таблица 4.2

237

Если относительная толщина профиля меняется по размаху крыла, то расчет сжв следует вести по средней эквивалентной толщине

Для грубых прикидок в качестве сэкв можно принимать сред­ нее арифметическое относительных толщин на конце крыла и в бортовом сечении:

Как уже указывалось, данные рис. 4.30 применимы только для крыльев с ромбовидным профилем. Влияние формы профи­ ля на волновое сопротивление крыльев бесконечного размаха

отражено в табл. 4.2, где приведена сравнительная характери­ стика некоторых симметричных профилей в виде коэффициен­ та К, представляющего собой отношение схв профиля данной формы к схв ромбовидного профиля.

238

Влияние формы профиля на волновое сопротивление крыльев конечного размаха оказывается несколько иным. На рис. 4.31 нанесены теоретические зависимости

1КС2

для крыльев с двумя четырехугольными профилями, отличаю­

раметров ^Ktg)(c и т|к почти совпадают; при ЯКУМ2—l>X KtgXc (сверхзвуковая линия максимальных толщин) ординаты кривых находятся примерно в том же отношении, что и значения схв крыльев бесконечного размаха с соответствующими профилями (1 : 1,19).

Изучение экспериментальных данных приводит к аналогич­ ным выводам и позволяет сформулировать некоторые общие положения о влиянии формы профиля на волновое сопротивле­ ние крыльев конечного размаха:

1) при дозвуковой линии максимальных толщин (ЯКУМ2—1< <ЯКtg Хс) крылья с одинаковыми значениями параметров

Як tg Хс и Як V с независимо от формы профиля имеют почти одинаковое волновое сопротивление *;

2) при существенно сверхзвуковой линии максимальных тол­

щин (ЯКУМ2—l ; ^ KtgXc) влияние формы профиля на схв при­ мерно такое же, как и по теории крыльев бесконечного размаха.

Исходя из этого, можно рекомендовать следующую формулу для расчета схв крыльев с произвольным симметричным профи­ лем:

К — определяется по табл. 4.2; Ф — определяется по рис. 4.32 в зависимости от раз­

ности (УМ2—1—tgxc)-

При дозвуковой и звуковой линии максимальных толщин

239

Сравнение расчета по формуле (4.51) с экспериментом дано на рис. 4.33. Экспериментальные данные были получены путем ис­ пытания в свободном полете моделей крыльев, укрепленных на

240