книги из ГПНТБ / Алтухов В.А. Основы аэродинамики летательных аппаратов

тRTcr внутренняя энергия (тепло), уносимая отраженными

град, сек

На фиг. 6.13 приведен график зависимости равновесной радиационной температуры стенки для пластины в зависимости от числа /Woo и угла атаки пластины <* (положительные* углы атаки соответствуют нижней стороне пластины, отрицательные —

210

■верхней), рассчитанной по -уравнению (6.27). >В расчете 'прини­ малось

м'

что соответствует примерно высоте 90 км. Состав воздуха: 14% кислорода и 86% азота. Излучательная способность поверхности

м2 сек град4

§9. НЕКОТОРЫЕ СВЕДЕНИЯ О ТЕЧЕНИИ ГАЗА СО СКОЛЬЖЕНИЕМ

Как уже выше отмечалось, характерной особенностью тече­ ния со скольжением является'то обстоятельство, что у поверх­ ности стенки скорость частиц воздуха не равна нулю, но меньше скорости воздуха на внешней границе пограничного слоя.

В связи с этим нельзя пользоваться ранее полученными зави­ симостями для сплошного потока, равно как и зависимостями

ком со скольжением.

Для пластины, поставленной под нулевым углом атаки, коэф­ фициент сопротивления трения в области течения со скольже­ нием может быть подсчитан по формуле

I — длина свободного пробега молекул.

Для пластины бесконечного размаха эта функция приведена на фиг. 6.14.

На фиг. 6.15 дано сравнение экспериментальных значений

(6.28), в зависимости от обобщенного параметра------ ?-• Диа-

. М к

пазон сравнения захватывает как область непрерывного течения, так и области течения со скольжением и свободно-молекуляр­ ного течения. Формула (6.28) хорошо отражает переход от зоны свободно-молекулярного течения к непрерывному течению.

- расчет

Фи г. 6.15

Пользуясь зависимостью между числом Стэнтона и коэффи­ циентом трения, можно получить формулу типа (6.17) для коэф­ фициента теплоотдачи й в случае течения со скольжением

Тепловой поток при этом определяется формулой (6.18). Зависи­ мость коэффициента восстановления температуры

г= Тг - Т ~

Т0 - Т „

212.

но, что коэффициент восстановления температуры начинает повышаться по сравнению со значениями для непрерывного тече-

Фи г. 6.16

ния (г = 0,9) с момента, когда длина свободного пробега ста­ новится соизмеримой с размером шариков. К этому же выводу мы приходим, анализируя и ранее приводимые зависимости, изо­ браженные на фиг. 6.11 и 6.12.

Как следует из рассмотрения графиков фиг. 6.11, 6.12 и 6.16, при свободно-молекулярном течении коэффициент г прибли­ жается к своему предельному значению, определяемому форму­ лой (6.26) при Ми,-* С О .

Так же, как и в случае свободно-молекулярного течения, температура воздуха у стенки при у = 0 будет несколько боль­ ше, чем температура самой стенки.

Разрыв температуры у стенки определяется формулой

х + 1 у-сД ду / у=о

213

РАЗДЕЛ ВТОРОЙ

АЭРОДИНАМИКА КРЫЛА, КОРПУСА И ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В ЦЕЛОМ

Г л а в а VII

ОСНОВНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И ЕГО ЧАСТЕЙ

§ 1. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Большой диапазон скоростей и высот полета летательных аппаратов, а также разнообразие задач, выполняемых ими, вызвали существование многих видов летательных аппаратов.

Фиг. 7.1

а) компоновочная схема самолета: 1—фюзеляж; 2—крыло; 3—верти­ кальное оперение; 4—горизонтальное оперение; 5—мотогондола; б— подвесной бак; б) компоновочные схемы ракет: /—корпус; 2—кресто­ образное крыло; 3—оперение.

отличающихся по форме отдельных частей и Их взаимному рас­ положению (компоновке). Тем не менее, в любом летательном аппарате, использующем аэродинамический принцип получения необходимых сил для уравновешивания веса аппарата и для его управления в полете, можно выделить основные части, имеющие общие для всех аппаратов назначение и формы.

Такими основными частями (фиг. 7.1) являются крыло и корпус летательного аппарата. Все другие части летательного

215

аппарата (мотогондолы, оперение, подвесные топливные баки, различные управляющие и стабилизирующие поверхности и т. п.) по своим внешним формам и взаимодействию с воздушным пото­ ком близки к корпусу или крылу.

аппарата, необходимо вначале рассмотреть вопрос об определе­ нии характеристик его основных частей — крыла и корпуса.

При данных параметрах невозмущенного потока аэродина­ мические силы, действующие на крыло, корпус и летательный аппарат в целом, зависят от их формы и ориентировки относи­ тельно вектора скорости невозмущенного потока. Рассмотрим основные геометрические характеристики крыла и корпуса лета­ тельного аппарата.

Крыло летательного аппарата

Основными величинами, характеризующими форму и размеры крыла в плане (фиг. 7.2), являются:

I — размах крыла;

Ь0 — корневая хорда крыла; Ьг — концевая хорда крыла;

2

Хл> Хз — углы стреловидности по передней и-задней кромкам крыла;

S — площадь крыла;

/ _ 12

— удлинение крыла;

^ср 5

216

—смещение;

^— 2 - — -r''tgx„ — относительное смещение;

к

Ь0

— сужение крыла;

i

— обратное сужение крыла.

П р о ф и л е м (фиг. 7.3) называется контур, получаемый сечением крыла плоскостью, нормальной к его размаху. Прямая

нием скорости невозмущенного потока — угол атаки.

Фн г. 7.3

Основными геометрическими параметрами профиля крыла являются:

b — хорда профиля;

с— максимальная толщина профиля;

с= —----- относительная толщина профиля;

Ь

f — кривизна профиля — наибольшая ордината средней линии профиля, отсчитываемая от хорды;

—• /

f = --------относительная кривизна профиля; b

—X-

профиля.

Корпус летательного аппарата

Корпуса (фюзеляжи) и мотогондолы современных летатель­ ных аппаратов выполняются, как правило, в форме тела враще­ ния или близкой к ней.

2 1 7

В общем случае корпус летательного аппарата (фиг. 7.4) можно разбить на головную, цилиндрическую и сужающуюся кормовую части. Носовая часть может иметь заостренную или затупленную головку. Заостренная носовая часть выполняется (в форме конуса или имеет параболическую или оживалвную образующие. Кормовая часть в общем случае имеет криволиней­ ную образующую. Если сужение в задней части корпуса отсут­ ствует, то в этом случае кормовая часть совпадает с цилиндри­ ческой.

характеристики крыла и корпуса и летательного аппарата в це­ лом будет рассмотрено в последующих главах.

218

Здесь остановимся лишь на общих для крыла и корпуса и

других частей летательного аппарата зависимостях и соотноше­ ниях.

§ 2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ ИМОМЕНТЫ. СИСТЕМЫ КООРДИНАТНЫХ ОСЕЙ

Как и всякую систему сил, аэродинамические силы, действую­ щие на тело при его движении в воздухе, можно свести либо к равнодействующей силе, либо к результирующей силе, прило­ женной в произвольно выбранной точке тела, и результирую­ щему моменту относительно оси, проходящей через эту точку.

Равнодействующую (результирующую) всех аэродинамиче­

Обычно центром приведения аэродинамических сил является какая-либо характерная точка на теле (например, передняя точ­ ка крыла или корпуса); она же принимается и за начало прямо­ угольной системы координат. Для летательного аппарата в целом за точку приведения сил и начала прямоугольной системы коор­ динат принимается центр масс летательного аппарата.

В аэродинамике применяются две основные системы коор­ динатных осей: скоростная и связанная.

iB с к о р о с т н о й системе координат (фиг. 7.5) ось %направ­ лена по скорости полета, ось у — перпендикулярна вектору ско­ рости полета и расположена в плоскости симметрии тела. Ось гг составляет с осями л и у правую систему координат.

219