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

кущения от самого крыла в этой зоне весьма малы. В обла­ сти В, ограниченной конусом возмущения, вершина которого рас­ положена в передней кромке концевого сечения крыла, скос потока будет определяться системой вихрей, расположенных в этом конусе. Наконец, в области С скорость скоса будет индук­ тироваться системой вихрей, заключенных в двух концевых кону­ сах возмущения.

I

Существующие теоретические методы позволяют определить величину угла скоса потока за крылом и в сверхзвуковом потоке воздуха. Однако изложение этих методов далеко выходит за рам­ ки настоящего курса. В случае необходимости для практических целей углы скосов потока за крыльями различной формы в плане и при различных числах М можно определить по таблицам или графикам, имеющимся в специальной литературе.

Если известен угол екоса потока от крыла в месте расположен ния оперения, то фактический (эффективный) угол атаки опере­ ния, которым определяются его аэродинамические характери­ стики (например, подъемная сила), будет равен:

где аго )130л — угол атаки изолированного оперения.

§5. ВЛИЯНИЕ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ НА СОПРОТИВЛЕНИЕ. ПОЛЕЗНАЯ ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ КРЫЛА И ОБЪЕКТА, ИМЕЮЩЕГО НАРУЖНУЮ ПОДВЕСКУ

Лобовое сопротивление летательного аппарата в целом за счет взаимного влияния отдельных его частей друг не друга отли­ чается от суммы сопротивлений всех отдельных частей аппарата.

В первую очередь это связано с изменениями в пограничном слое в местах стыка крыла и корпуса, оперения и корпуса и т. п. В месте сочленения крыла с корпусом за счет взаимодействия пограничных слоев и их слияния толщина общего пограничного слоя увеличивается. За счет этого при дозвуковых скоростях

в тех местах сочленений, где имеют место положительные irpannенты давления, т. е. диффузорное течение, создаются условия,

благоприятствующие отрыву потока. Преждевременный отрыв.

.потока .приводит к увели­ чению сопротивления ле­ тательного аппарата.

Опыты показывают, что преждевременный от­ рыв потока чаще всего реализуется в месте сты­ ка крыла с фюзеляжем при низком расположе­ нии крыла (фиг. 12.16).

Для уменьшения тенденции к отрыву пограничного слоя в дан­ ном случае в 'месте сопряжения крыла или оперения с корну-’ сом устанавливаются специальные обтекатели — «занизь;», уменьшающие диффузорный эффект и устраняющие тем самым преждевременный отрыв потока.

На околозвуковых скоростях при сопряжении крыла с корпу­ сом за счет увеличения степени поджатия струек в местах рас­ положения максимальных толщин крыла и корпуса создаются условия, вызывающие более раннее (на меньшей скорости) обра­ зование местных скачков уплотнения, что в свою очередь приво­ дит к увеличению сопротивления комбинации.

Однако при удачной компоновке можно значительно умень­ шить сопротивление, вызванное интерференцией между крылом и корпусом. Например, за счет уменьшения относительной тол­ щины профиля, уменьшения удлинения крыла и придания, крылу стреловидной формы можно добиться уменьшения разрежения на верхней поверхности крыла в месте его сопряжения с корпу­ сом. Это, наряду с улучшением аэродинамических характеристик крыла в области трансзвуковых скоростей, приводит также и к улучшению характеристик комбинации крыло—корпус.

Экспериментальные, исследования показывают также, что сопротивление летательного аппарата в области трансзвуковых скоростей можно существенно уменьшить, применяя при компо­ новке так называемое «правило площадей», которое можно сфор­ мулировать следующим образом.

Если форма летательного аппарата выбрана так, что пло­ щади его поперечных сечений, перпендикулярных направлению потока, изменяются вдоль продольной оси аппарата по тому же закону, что и у тела вращения, имеющего минимальное сопро­

372

тивление, то и летательный аппарат в целом будет в этом случае иметь минимальное волновое сопротивление.

Для форм таких аппаратов является характерным уменьше­ ние площади поперечного сечения фюзеляжа (корпуса) в местах расположения крыла, фонаря кабины и иных надстроек.-

В качестве иллюстрации на фиг. 12.17 приведены эксперимен­ тальные зависимости коэффициента лобового сопротивления Cjй (при си = 0) от числа М для корпуса (кривая /), комбинации крыло—корпус, образованной без применения правила площа­

няться за счет интерференции кры­ ла и корпуса, крыла и объектов, имеющих наружную подвеску.

Правильным выбором взаимного расположения отдельных частей летательного аппарата можно добиться снижения волно­ вого сопротивления и повышения подъемной силы комбинации крыло—корпус, т. е. получить положительную интерференцию.

Рассмотрим на простейшей модели один из принципов ком­ поновки, позволяющих увеличить подъемную силу комбинации без увеличения волнового сопротивления.

Отдельный симметричный конус (фиг. 12.18,а) и плоская пла­ стинка при углах атаки у = 0 не имеют подъемной силы. Также и комбинация конуса и пластинки, изображенная на фиг. 12.18,6,

женные с нижней стороны пластинки, то в этом случае при том же самом (если не учитывать изменения характеристик трения) коэффициенте лобового сопротивления и объеме тел комбинация будет обладать подъемной силой. Подъемная сила возникнет за сйет повышения давления за скачком перед частями конуса, кото­ рое будет распространяться и на пластину.

Таким образом, "не увеличивая коэффициента лобового сопро­ тивления комбинации, можно за счет интерференции получить дополнительную подъемную силу. Итак, одним из принципов получения полезной (или уменьшения вредной) интерференции

3 7 3

является создание дополнительного повышенного давления на несущих поверхностях за счет выбора расположения отдельных частей аппарата, создающих лишь одно лобовое сопротивление.

Примером компоновки, обеспечивающей улучшение аэроди­ намических характеристик на сверхзвуковых скоростях, является комбинация крыла и объекта, имеющего наружную подвеску и представляющего собою тело вращения (фиг. 12>19).

374

Г л а в а XIII

ПОЛЯРА И ПРОДОЛЬНЫЙ МОМЕНТ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Подъемную силу и лобовое сопротивление летательного аппа­ рата можно выразить через коэффициенты с„ и сх аппарата

вцелом, скоростной напор и характерную площадь, за которую для крылатых летательных аппаратов принимают площадь крыла

вплане

Каждому углу атаки при данном числе М полета соответ­ ствует вполне определенные значения коэффициентов су и сх, а следовательно, и каждому значению с„ летательного аппарата ■соответствует определенное значение коэффициента лобового сопротивления сх.

Зависимость коэффициента подъемной силы летательного аппарата от коэффициента лобового сопротивления для данного числа М (скорости полета) называют полярой летательного аппарата. Она является его основной аэродинамической характе­ ристикой.

Для построения поляры летательного аппарата при данном числе М необходимо для каждого угла атаки определить подъ­ емную силу и силу лобового сдаротивлекия или их коэффици­ енты..

§ 1. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Будем считать, что крыло и оперение летательного аппарата имеют относительно оси корпуса установочные углы 'Р„р и а го

(фиг. 13.1), а угол атаки а летательного аппарата определяется относительно продольной оси корпуса. Для простоты рассужде­ ний будем считать, что крыло и оперение им^еют симметричный профиль.

Подъемная сила аппарата в целом будет определяться сум­ мой подъемных сил крыла, оперения и корпуса, найденных с уче­ том интерференции. Методика определения' интерференционных поправок к подъемным силам крыла, оперения и корпуса при их совместной работе была рассмотрена нами в § 2 гл. XII..

376

Как уже неоднократно отмечалось ранее, при дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях (М < 5,0), при малых углах атаки для аппаратов с крыльями не очень малых удлине­ ний (Ъ > 1,5) коэффициент подъемной силы можно считать линейной функцией угла атаки.

Поэтому коэффициент подъемной силы летательного аппарата может быть определен по формуле (12.9), в которую для аппа­ рата в целом должен быть добавлен член, учитывающий подъем­ ную силу оперения.

• Ф и г. 13.1

Согласно формуле (12.9) коэффициент подъемной силы опе­ рения, отнесенный к площади крыла в плане, с учетом интерфе­

ренции оперения и фюзеляжа будет равен:

* 5

где 50п — площадь оперения 'без учета площади, занятой фюзе­ ляжем;

5 — полная площадь крыла, включая и подфюзеляжную часть.

Углы атаки оперения (крыла), работающего в присутствии крыла (оперения), уменьшаются на величину угла скоса пото­ ка е и будут определяться формулами

; 377

Для такого общего случая выражение (13.1) для коэффици­ ента подъемной силы летательного аппарата удобно представить

Ка;к было доказано в предыдущей главе, величина скоса пото­ ка s пропорциональна коэффициенту подъемной силы крыла

*=■ ~ k t С у Кр " ^Е Кр ( Я '■?кр)>

случаев форм и расположения крыла и оперения как на дозву­ ковых, так и сверхзвуковых скоростях полета может быть най­ дена в специальной литературе.

Аналогичным образом может быть определен и коэффициент подъемной силы и для летательных аппаратов, выполненных по схеме «утка», у которых оперение расположено впереди основной несущей поверхности (крыла). В этом случае:

on

373

При отсутствии данных о величинах kEдля схемы «утка», в качестве первого грубого приближения можно принять кЕ «=: 0. Это приближение будет достаточно точным, если оперение имеетнебольшие по сравнению с крылом размеры.

В случае нелинейной зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки (крылья весьма малых удлинений, гиперзву­ ковые скорости полета) определение подъемной силы крыла, опе­ рения и корпуса следует проводить для каждого угла атаки отдельно.

§ 2. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ Су — 0

Сила лобового сопротивления летательного аппарата в целом определяется суммой сопротивлений его отдельных частей с уче­ том интерференции между ними.

При дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях по­ лета (М < 5,0) общее сопротивление можно разделить на сопро­ тивление, не зависящее от подъемной силы и равное силе лобо­ вого сопротивления аппарата при сч = 0, и на индуктивное сопро­ тивление, зависящее от подъемной силы.

Сопротивление летательного аппарата при с„ = 0 можно представить как сумму сопротивлений отдельных его частей при cv = 0, определенных с учетом интерференции:

где индексами «кр», «ф», «то», «во» отмечены оонротишления крыла, фюзеляжа (корпуса), горизонтального и вертикального

апепений.

Вое составляющие силы лобового сопротивления Qn i и силу лобового сопротивления летательного аппарата Qo при cv = 0 можно выразить через соответствующие коэффициенты лобового сопротивления и характерные площади отдельных частей. Напри­ мер,

Подставляя подобные выражения в уравнение (13.3), получим-

( 13.4)

Здесь под 5 кр и Sr0 также приняты соответственно площади крыла и горизонтального оперения в плане без учета площадей, занятых фюзеляжем. Поделив все члены выражения (13.4) на

379

Напомним, что входящие в эту формулу коэффициенты cx01 отдельных частей летательного аппарата должны быть опреде­ лены с учетом интерференции. Обычно это делается путем введе­ ния некоторых поправочных множителей к соответствующим коэффициентам лобового сопротивления изолированных частей летательного аппарата.

Так, например,

С\0 кр --- /<Д|НТСдО кр из*

Здесь Сдокрнз — коэффициент сопротивления изолированного крыла;

&ннт — коэффициент интерференции.

Величина коэффициента &,|1|Т может изменяться в достаточ­ но широких пределах в зависимости от взаимного расположения и сопряжения обводов крыла и корпуса. При наличии правильно выполненных зализов А1|1Т мало отличается от единицы и может

ствии корпуса, т. .е. фактически с учетом интерференции. Их ве­ личина относится к площади 'миделевого сечения надстройки и может быть найдена в специальной справочной литературе.

Сопротивление корпуса вместе с надстройками можно опре­ делить путем сложения сопротивления корпуса без надстроек и сопротивления надстроек, т. е.

Qо Qf V.Q

ф — 0 ф из ~Г Vnaa-

Коэффициент сопротивления корпуса, отнесенный к площади его миделевого сечения без надстроек, определится формулой

.380