Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов (Бюшгенс Г.С., 1998 - Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов), страница 16

<с 3) «<сет 2! <Г<'<с(131)1 к н( ЛОлжсн Влпить иа РРЗУль ! 2<ь< Р2('чРта РГО ЛТ«-', 1<ОСКС«Г1ЬК)' СУММЕ «ВЯРОЛИ3122()Г1(сСКЗ(Х СИЛ ИЛБКЕР2 И ТЯГЕ ЛВКГ21(ЛЯ Н «К«бй"1 (,'ХЕМС р22ЛРЛ(ИИЯ райка О «КОМ)«и ТО)(у ЖЕ ф!<кт)1«(РГ)<«ОХ(у 3332ЧЕ($, (Х 2)! Яо <с)й<гтйтх)хв<«ЕЙ Ии Г2МОЛЕТ С«ММЯРИОЙ СИ.1Ы 1 <1тк( срии<ЗГ)пп( Л,е(х«. Ойл)ь(Р)и!ых иа ЙГНОВс 2)3(«1(ср((ме(772ты1ь<х исс. й;)чий (оде<!С)( й <<«ДТ, с аар<ЗД)(кааи(ческим)< ХБР2$(гери(Г(313(2ЫЗ(„ПОЛ)ЧЕКйЪ$., иа,к. Гиых $к)и(«(т!)изп)1, ОКЗ! Лолжкы быть ир($2(«лены к сои(К".'«2ВЗО гому й т.('.,(йлжкы со,1срн<ать м(лйличсские 1кл1райка, Обуслойлсккые ОЯК(2 Гхеь<с)и раале)<е!(ий реачльйг))«кп«РЙ силы, д(Д<'твзчоп(ей !<2 с)ь«голет В пйл "Гсти модель выго«и!сна беа гротокой, тй Вместо йоздухоааборни «Г.;); й.

',, ' Я 6, Ч,хсзле и 67 ' . ( . 'плоа, локиый с))еи) ка Выходс„что Замет<<С«112ь(екает тсор<'ткческие Обвод(<3 лели и Ге )ЯИИБЕРР Обз(.кани(. к, слсдойат<«лько, требует введен)(Я соот„ ств<!о!3(их ио<(райок к рсйультатам зксиернх(е)332, В 32< гкости, кеобхолимй добаиить попраики на Влнлние йоайу„ 226)орк)(К2: — - 2( к,'.'5 ) . <3) п, ) С",",, = 2( ~3„3 Ч) со; О, ЛС«и = 2(тхй/5)(1 — сойа), 67К вЂ” — 2(Т',) У)(Т«ь<)С,"Г)со<<а.

З))), = 2(йь(<5)7( 231)О., Гл(' 3)ь)5 Йтнои)си((с ило(цг<д)$ Входа В иоадухо22бориики к 33.)огй' КРЬ)Л2 МОДЕЛИ (КРИТЕРИИ ИОДОбйя), тй - ' КООРДииаТа БХсда В Волану у > О, !'С.1И йХОЛ р()ГОГ<лйГх««К)1К ' й «С.,ОВИЫЯ !1()КТРЙИ Ма(7 МГ)ЛГОГЛ)(ЧИ!и 1 1(ОПРБВ<«К, «ЧИГЫис<К)(Ц)ЬХ; !) К(як1(е искажс)1ЯЙ.

сБЯ:)аииых <О,<<< Ь' Ой<<Я<Ей))гг«3;И)'<Р73< Я АДТ. ус -х 1«~ () ЛОИ1ИЯ' И 21(Х"ГЗ)()ННОЕ СОПРО- , 132)! чис и ЛВБИГЯ)мости 0'Г Йткоск- )-, )1«ИЫХ Рс ' °:,. '1 «)«3< Хо. <Ой Вййлх ',2 «1ГРС;3 > 0 И «« „) О<«И «1ОДГ)1 33, Пйх<ОЖСИ<(Е 31ИНИИ 1ЮрСХОЛИ )3«<- ми и;Зрко<Х н<ЯО 3<ОГра)кг)3<й)х) с' юЯ 13 гербу" гег.

< 2 4 1 ГО!Я)йкй 332 ь)3332)и(е аьйлх«ьй<- Гсл)<и<КК ЛМ,« = -«<„<с(.Хс я))а -:. у„г(я«), а 3. ~(И<<1, Лйй<Е)31(Я СКЯЧКйй У) <ЛОТКС)<ИЯ (<)сс О)) Л)))< с й ( 1<х Х)< В <)й <«<<««Х)О) и орый<!Ь<Х ВОК« — йлияиие иьГхОлкоп <'7руп кй о()т(ч<2Бие хвсстОВОЙ частн к т,д. ОИРЕДГЛЯК«!СЯ ( ПОМОПГЬК) ЛОПОЛКЗНЕЛЬКЬЗХ ВРСОВЫХ Н ф31231ЧЕСК)(Х аксй<«- р)3«<Г<<32.«ьных ксслспоааккй Д.(Я «)ПРРЛЕЛРКНЛ ЛРУГИХ ПОПРЯВОК ИСПО)(ЬВУЗОТ ТЕОРЕТНЗССКИЕ И ИИЖС<КРЯЬН М(' йЛЬ1 Ра'ЧГ72, КЯПРИМ('Р, ЛЛЯ 'Щ"72 ВЛНЯКИЯ На 22$)ОЛКНБМИЧЕС" ки( хй;«си<ТГРистики Самолета дсфОРХ(апкй КРГУ)пнх пОВРРхностей, ОтлкЧий ГО)«(стр)<'<ГГ<<ИХ йбййпйв мйЛРЛК ОТ ОбВОЛОВ саМОЛР72 КЛИ ОТЛЗГ($1Я ГОСТОЯИИЯ И1К."«ИИСЙ Иой('РХИЙГТИ МЙДГЛП Н ГЯМОЛЕТ2 П Т,П. След)ет О(меги(ь, что )«!Сеть й Голиой мсрс йлпякис йссх откл<и(сиий "Г')«<<")р31"1с< ких, (1)пзич <зкпх 1!«Вр)«чме1рои и ус)!Ои«3133 исиьи'и(ий ьюделей В й.

(Т Йт 1)ар2мстрйй и услойий полета ('амолРта при переходе От рейульта- тру()(!3«гх пспы)21!$!3< к 1и)г)р(<ым услййиям иракт((чсски )юиййможио. 11) тем ком 31лскГкОГО анали22 поправок (точ$юс 1'я ме1йдои 31х Опрелеле ЬБЯ и йлнлиис иа рсйул1 таты расчетов .'1Т и МХ) выделены на)16олсс Вй)233! 1е..сто методическис ийпРайки. КЙТЙР(«гс Внйсйт В 13ОЯУльтс1ты ис11ь$ (2«Я)из кажлйй моделк«2 такжс 3(О(!рг<Б((и, Обесиечииаю(иие 13ерехол Йт но<<ел!1 к ) с)юяиям каг)«ры н уч)гтьгв«лк)птне! 3$2 х(одели Гейметркн хвйстОВОЙ части ф)оасляхса н ил)'Якие стрзп с учетом режима работы дй)33)атолл, ЙТКЛЙИГКИР ГЕОМЕ$РИИ БО.ЗДУХОЛ«ЧСХ)Р(1$(К«Ч МОДЕЛИ (ИРИ КЕПС)л((О)«$ МОЛГ«31<р«ОВ233333<) Н ОТЛИЧКЕ ОтийсктЕЛЬНЫХ расХОПОВ ВОЗдуХ2, ( тлкч3(Я деформа((ий молол<1 й Л)1Т и самолета й Голоте, ')7личие КОлеткых чисел Йс Оз 1зеалиаоиаииых и< т)кспе«)пмсите Г)!л!3«<ис состоян)(я !И(е(и))е)1 !(ОБ<ерхийс)31 модели и самолета "ейайка на Р1«слийс со$(Ротий )си)(с (см.

1.4) м< З)олииах(31'(сс)<ие х2$)актсристеки мйдсли Лйлжиь3 быть иоийслсиы к ' '«Я1иой 1(си71)ойке с хч('том б)ал«чкси1)ов1;и ( амйл(та. <3.(ИРАК(И<, Лггаиаао)3 ЧИСЕЛ М И ЙЕ~ (СО(т)РЬ«Й.,РЧ«ча)$2У(от;«СБСРХВБУсКОБЬ(Е« ,:;.,'$)ЧОЛОТЬТ;: ФуабуФТ«НСП)«372$(ИЯ .$1ЕСЗС(Х«(Ь)(ИХ'.М()НЕ<«ЧЕЙ-,.СЬХ(К)Г(7 Самрстсаа Б': ~(ра)(,-'.

ъчълйЬ-!а.зрЬ.ГИ - Самолет своими руыа«мит1 '" Л 3 1» и з и к ь и в ч е с к з ч т и «' 6 а г. И)6 Т-109 Т-112 Т-1 «3 Т-114 Т.11 11яр: «итры 0,5. 1. 0,5«3.6 0.6-1 6 1,8 6 165ь4.0 1„7 гт ~« ~~ар««у ~ ь «тГ««т хв д О,г«««0,6 0,6««0,6 1,Опт" Р «'«и«««р»«6«очей гасги ««1««й, и4 кьзйрвт кг*'Л1«зт кььдрьт 1,0«1,0 2,25х2.25 0.«Ы0,6 Пл««»ь«»зь крыль я. ч 0,0«634 0„165 0,016 0«, 26«2 О. 269 0,41 р««:«««««.. «6»,'.» 6«ь и Р«10ь 1ь«к«сьяь ««6««) 5-5,5 12-21.5«,"ь5«.4,5«5«6 2,7-:7 2 85412.

Ы' 07 Ы=17 «1'=ЗО С«„4 Одн ° ~«а ь Кс = «.ов«1 (Т.10Й. 7-116):;,'Ь С,,р 11,'0'1 ° еЖ 4 Пс — ««««м1 (Т-106, Т-1 16) 441 ~4«ь Ь«4 ° ЙЖ.« 0 '«и 0„04 О 02 О 111, ' . ° Ю 4 -01 44. ь Т-100 ° Т-112 в Т-113 аТ-114 ФТ-116 х- =- 69 5 . рис. 16 ..«. схьзимьсть ьв1««««в«иаия исках хьрьч»«рвстяк мьдфФЙ вь всвытлиивв в1 1 иь«««ЛДТ БЛПЬ ««СТ1«.рсх Л.1Т, атдичакииихс11 Рк»мерами, иараметрзми потока. типам т«эр««ищ1«к«а1их»стройщв, ч»о приводит к разлив«иы«4 искажениям зд~'. т«и««1««дсде11 ири Различных Р.1зме1«йх св»и»х ис«сде11 и т.п. (Рис.

62.5).' Бге зтс пр1«ьо«дит к необ»»идинист«1«псресчит1еввт1 резульаа1ы пе твн101 в р*'1зных ЛДТ к азродииамичсс«иги хврактсрисгикам 61оде.«1Щ« безграничном па1акс), иривсдеи1ъ1х к одинаковым числам Ке, для с" с1авления Результатов н создаиня едииой базы исхсдных данных-6 Расчета .,'1Т и МХ. !.3. Влияние условий испытаний в АДТ ца несущие свойства и индуктивное сопрап1влепие ()сновиа ,,,н«л1 критерий подобия — число Маха всегда выдерживается ИС1«11731П1 гз.п~ях моделей в аэродинамических трубах.

Вторым по зиачиге1м1е «,»зродинамичсского подобия считается число рейнальд„,«сти кри" ери ощгако су о сущее гвукп н друп1е безразмсриые параметры, которые могут в определена ниых услов1гях играть роль критериев подобия и оказывать в зщ»ще , е " ЛЛХ попобн и 4У К 1«» аким параметрам Отнйсйтсй стсию16 т)«рбулсит11ости набегак1щега пагакв е и ст ; - и с-епень щерохаватости обтекаемой поверхности 11э1 =- 11/1- Эти пара61СТРм оксвь ~ кэзьщвкп воз71ействис иа состояиие пограничного слоя обтекаемой паверхн .Иа;п1 (на иергхад ламиийрного пограничноГО слоя 0 турбъленти1«1й).

()тиосигелы1ые протяженности участков ламниариаго„переходного и -, «» инского сд«.я вд1«як»т ис только иа профильное сопротивление (ив«» р «'«'Л«.И1!10 ча ИЗМСИЕННЯ СОПратИОЛЕНИя 1РЕНИЯ), Иа Н На раЗМЕрЫ Н ПОЛОжЕИИЕ ЗОИ огрыза ив обтекаемой повсрх1гоств при изменении угла атаки, а также иа интенсивность и положеги1с скачков уидотненив ири трансзвукаиых сках«стях Все это в конечном 111«оге ведсг к расхождсиия51 л,г(х стд1алета и сга Геомсгричсски подобнь1х моделей, испытывасх!ых и АДТ, и г~ляд~«.т вас тсиия сос«твстсгв»'к»ви1х поправок ири перес«1еге речт 01 татов трхбных исиытаний иа иа«1урнт«1с условия, К АЛТ обычного тика АДХ моделей исслсду1отся при малых числах р»е (за«искл1оченисм труб перемсиищо давления и натурных) при турбулентности потока (вл Г1 > 0,2+0,6;«'), заметно иревышаки11ей турбулентность атмосферы (вм„~ 0,1Ъ), прн гпам поверхность моделей (степень ще1«о«ховатасти 11м я 5 мкм) су1пествсииа более гладкая, чем Внешняя по-' верхность самолета.

Поэтому всли*ишы поправок зависят ат степс11и различия всех этих параметров прн испытаниях модели в АЛТ и самолета в 1голете и степени влияния различий на ЛДХ. Лля определения поправок проводятся дополнительные весовгяе. н Физические исследования, связанные с определенном линии иерекода пограиичнога слоя, положения скачков уилатнення и заи отрыва„а тайже, вазможио, искьи. шия с фиксированным переходом. несу1пие свойства профиля (крь1ла, модели, самолета)«могут:быть "Рсдставлсны зависимостью коэффициента под«ьсмиай силы ат угла. ата"" "' предслах линейного участка С„= С~~„(а-ао) ' максималы1ь1м значением козфф14циента подъемной силы Су~в»ах капля крыльев сверхзвуковых самолетов достиг ается и11и крнескам угле атаки аьв = 35+40'.

'г) . Лародииамнческне коэффициенты С~~„и Су~ а;ьх, а также углы''а«так«и ф:.;:.: и;,;,т:9кв«хаРактвР14ОУктщие нс«сх щие, свФствВ«в' абптем:«слУвйе (п(пт;пРачнх, ЛчвивИЛяО)«Ь-!а.арЬ.ГИ - СВМОЛЕТ СВОИМИ руиаМИ$7! р,11ян*я:х я«чсявиях) завпгя7 07 свисла Йс, стсввенп Тчрбилентнй«7и набв! ы71-«; пс йка в и «теис!!и виероховатйсти обтекаемой пйвсрх110сти й. я В 'ййТРСТСТКИИ С '1«ОЙИЕЙ йбгЕКЗНПЯ Профиля ИЛСВЛ1*1яОЙ ИЕСЖИ, Мял!1 жиднйя«1ЬГя К«$04)фиввиЕИ1 НОЛЪСМН011 СИЛЫ В ЗЯВИСИМОС1ц 07 у" :17ЗКИ Сйе тки!!Я!. 1 С з ( +21) ЗЛЕСЬ ! — 0711яЗСИТСЛЫ1!Ов Кривнзвва проф!!Ля и ДОЛЯХ Хйрдм.

1)рИ Мак 31.1а'1ЕЬВ1ях «1 вя / С,а „„,1, — — 2я (с«+ 2~~, Т.е. С'„"а 11ри 061«капни НОВ!'рхнйстп рсалвяквяй (вязкОЙ) !!си,дк«ястьво зна п)хопзвйд11ОЙ С я . ИО«яффнцпентз подъсмнйй силы вяри иулеиОм ус то " КИ и «вла аваК11 Я1РН Нтдввой Пйлвв'Мийй СИЛ« $7« ВССГЛа В1Е11ЬИЗЕ ГЕО ч1ских и:1 .яа Огк, 1«11$енв!я Обтекания пвяйфпля 07 идсалывово. 11«вы'!сввп!я прямо)чй 1ьнОГй кр!явла (Й = 3) с ирОфи.,1ем уме 1! и«я«иге.вьвкз11 1я.лщины ( с — 12 "ь ) показали суивс«пи!вийе влияние чФЙе на Велнчпну С'„'„11 некйтйрйс влияние иа св„что соответствуст КЗИИКЯ С Л11МИНВР11Ь1М ОТРЫ11ОМ 13 11ОСОВОЙ Чяасти, КОТОРвявй ИЫССТ ЫМК11УТОЙ СРЫВ!!ОЙ З011Ы (01РЫвпвай ПУЗЫРЬ) 113, 14!. 11РИ УВСЛИЧ, ТГЛИ атаКИ. ССЛИ 1ГяЗЫРЬ РВЗР) И!НЕГ«Я, ПРОН! ХОДНт СРЫВ С ПСРСДИЕй К'., ки без ийсзвсзвуквщево 11рисоединения, чтй прпвйдвгг к розкой по, польемиой силы и к возРаятавннво сопРйтивлсиив Уже ИРЯ Относитес," нсбйльиивх увлах атаки (в д Г.,„ примере 0„$, = 14,5с) С увсличснисм числа Йе пров!Ох„ М' 0,16 и в бйлсс рвиииив переход лахппварцоЖ:, я ВЙ грани!ного слоя и Гурбудентныи, ры замкнутой срывной айны':-увв,ч и виакпся, Оца перемешается впе пРйизнйдиаЯ С,'а Уиезвввчвпвасттвп., ";: ь,л неко!ором значенвп! числа Йе пер ЛНН1ГН яотрЬГВЗ ЛВМ$П Пвр$10ГО ПН1', пвгвнйгй слал сливается с линией,п,, хвзда, и«ЯС«та11аиливаетсв бсзйтРьвввий'-"-',с тсканис верхней иоиерхио«ти, а 111 О 10' П ЮОЛЗ111я С И И )яГОЛ ое ПСЙССТРаОТ и Рияь !.Ил, Блививиечисла Йиив заии- сегьв «и-.