Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Часть I (1976) (1245221), страница 59
Текст из файла (страница 59)
Скорость, обусловленная влиянием передней кромки и участка линии наиболыиих толщнн ОА (рис. .83.8), определяется по формуле (8.3.28), а скорость, индуцнрованная источниками, распределеннымн на участке ОА'А, вычисляется угольное крыла, изображеяиое иа рнс 84.1. Здесь и иа иекоторых других рксуиках для удобства пространственного изображения схемы крыла, расположеиня рассматриваемых сечеиий и необходимых обозначений принята левая система координат. Примем.
что у такого крыла передняя и задияя кромки. а также ливия ма кси и альных тол щи и СВС' будут дазвукав им н В соответствии с этим углы стреловидности х,, ка передней и задней яромок и угол кз линии максимальиых толщии будут больше, чем л/2 — р Распределение скорости н давления па профилю зависят ат расположения профиля па размаху крыла, т. е от поперечной координаты сечения з Профиль Р1-~2=а~). Нз профиле кадо рассмотреть четыре области обтекания: ГО, ОН, НУ и УЕ.. Область Гб ограиичеиа точкой Р иередией кромки и точ- Рис. 8 4.1. Четырехугольное крыло с симметричным профилем и дозвукавыми кромками кай О, находящейся яа пересечении ликии Маха с координатной плоскостью з=з~ Причем тачка 0 считается расположенной иа плоскости гОх н определяется, следовательно, как точка пересечения линни Маха, проведенной нз проекции В' точки В иа плоскость аОх, и прямой з=г, (рис.
8.4.1). Скорость и козффициеит давления в области М, расиоложеииой за ливией Маха ОКо иа поверхиости крыла, определяются ири помощи распределения источников в треугольнике ОСС' с использованием соответствующих формул (8.3.18) и 18.3.19). Так как наклон поверхности равен Л~, то в соответствии с (8.319) где п,=1и х1/и', а, =з, 1д к1/хь х, — текущая координата гочки.
Коэффициент сопротивлеиня профиля, соответствукпцкй области ГО, (8.4 2) где Ь вЂ” местиая хорда профиля 315 ъктгтгл оИ~-1а зрЬ.гп — Самолет своими руками?1 Так как Рв + Р»» = 2Рро. «1 1$ хг «г 1я' ъг гг«1 »гаг = »1«1 ——— а, Хг Хг «г 1ихг 1 / '-' ./ .,—., атс)г ~ 2 а 2 1 а㻠— ВА1«г $Й хг 2 (8.4.3' 'где аг~ — «1 гэ' хг~хр = 1, аг»г = «1 18 %1,7«д На область 6Н действует распределение источников в ЛОСС с интенсивностью Я=2А~У и на треугольной поверхности ВСС; где интенсивность источников Я 211» — )ч) У; (угол ае имеет знак, противоположный знаку а.г).
Так как участок 6Н располагается за линией Маха ОК» в пределах крыла чо расчет коэффициента давления, обусловленного действием распределенных источников в области ОСС', необходимо вести при помощи формулы (83.19). Учет влияния на коэффициент давления треугольного распределения источников ВСС' следует производить при помощи зависимости (8,3.21), так «ак участок 6Н расположен за пределами треугольника ВСС' между волной Маха В'Кв и «ромкой ВС. Таким образом, пг а2 — 43.1 агс1, 1 — 1 + Ран 1 — аг + 4(Ъ2 — ) 1) »» )~" »1» ! 2 1Н »» 83.1«1!ц хг р иг — аг » он- — — ~ »к» г г 1 1 га 892 — Хг) Хг«1 фхг (' »~/ 2 аг— — 1 (8,4.9, гг Ф В а а2 где огы и ого вычислявтся относительно точки В Суммируя (8,4.3) и (84.6) н принимая во внимание, что «1 1Кхг «1 1д хг «1 1$ъг аги = =1.
агн— Хр ХН «В + «1 1К хг ' 1о хг «1 гдхг 1~ хг =, = Лг» агН = «1» а' " ХВ ттттттл оЫг-1а арЬ.гп — Самолет своими «1 11» ъг аггу— Х гав »Ю »1 рукам~~'71 Гдв Пг 1д Хг/а', аг Хг фхг!Хг', Хг — КООрднната, ОтСЧнтЫВаЕМая От ТОЧКИ Н н равная «2= «1 — хв. Используя формулы ~8,4.2) и (8.4.4), определим коэффициент сопротивления, соответствующий участку 6Н: получим ~г Ф' а„ 1Я кс « Л+ас са "в -г,с Л1 — а агс11 ~/ 2 г 1 1 — а а 1 1 ВХ1х1 1К в1 2 с р,ч = ~«гс.с + «ои = « с 2 Ьна' л1 — 1 (12 А1) ) 1Х1 1П„г ~',~ /' Пг — 1 (8.4.6) Предположим, что часть хорды Н3 (полагаем, что точка Н расположена на линни ВС) равна гЬ, где г — некоторый безразмерный коэффициент пропорциональности, определяемый нз условия г=В'О/Ь„р 1Ь,щ — корневая хорда).
Тогда д 1я поверхности ОВС часть хорды РН будет (1 — г) Ь. Так как часть корневой хорды В'В равна гЬ,в, то оставшаяся часть 0В' будет равна (1 — г)Ь„я. Углы 3~, и Ха можно выразить следую1цнм образом: 11= д/[2(1 — 7)], 12 — УД2г), (3.4.7) ГдЕ с«=Ь/Ьс р — ОтипентЕЛЬНая тОЛ1цниа ПрОфИЛя. С учетом значений Х1 и Хз формула 1о.4.В) представляется в инде з, 1Им, (1 — г1Ф +лс 1в м~ 2РХ1 т-1 втсп л1 а1 Иа1 с «РН с + Ь11 — г) ж~ 2 1 — '.1 1 л1 Ъ. а~ и — 1 ам,Ы "г-' . йЪ2 2 г л~~ — 11 ф.4.8) Скорость на линии Н.с индуцируется источниками с интенсивностью Ц= -21~ У , распределенными в треугольнике ОСС', и источникамн с интенсивностью 9=2(12 — Л~) У, распределенными на участке ВСС'.
Первое распределение источников обусловливает коэффициент давления, вычисляемый по формуле 1В3.19), в которой следует принять 3.=Аь л=л~ и п=аь Коэффициент давления, ВЬсэааинмй ВЛИЯНИЕМ ВторОГО раенрсдЕЛЕННя ИСтОЧИНКОВ. таяжс Накпдитея При и цоп1н формулы (8.3.19), в которой необходимо принять Х=Х~ — Х,, л лз и о =от. Суммируя коэффициенты давления, получим / „г,г пг аг 4Л з / л1 а1 4 (12 — А1) пг а2 Ро†з Г 1 — а а2, Применяя формулу (6,45), а которой вместо Х, следует взять величину Х«, н учитывая, что и ней ),~ = А/[2(1 — г)], 1,~ — 1~ = — Ь2/[2г(1 — г)], Хг= — ЬД2г); П1 = 1И х1/11 ', Лг = 1И ъг/а ', а1 =,Г1 11т х1/Х1, с с аг 221К хг/Хг, Хс1 С Х1 С Ху, Хг Х1 Хссс 317 ъгисисл оИ1-1а эрЬ.гп — Самолет своими руками?! получим — 2юУя1 Ь (1 — Г) Ла' ф х1 ~1а~ а1 л — 1 г $1 2 2 (8.4 1Ф где ог вычисляется относительно точки 8.
На участке П. учитываем влияние трех распределений источников, а кмениф на треугольных поверхностях ОСС'„ВСС' н ЭСС'. Первые два распределен» обусловливают коэффициент давления, определяемый при помоп1н форму» Ь Ь 8 4.9), в которой а1 н пг вычисляются соответственно относительно точе н П.
Дополнительный коэффициент давления, обусловленный яндукцней истое ников, распределенных на участке ЭСС' с интенсивностью — А~, находится помощью формулы (8.3.21). в которой следует принять Х=йь л=ль а=па. Суммируя коэффициенты давления от всех трех раслределеиий нсточннко. получим Ла — аг г г Х атс11 2 где лз=1ямз(сс', аначення пь пх и пз вычисляются относительно точек О, 8 и 23 Внося эиачеяне р~ь в формулу (8.4.2) и принимая в ией вместо Х1 величину А. получим М 1ак1 аг Ь л1 — а1 0 — ~Д/ 1 — ~ 2 ъ Лг — аг ~~а2 атсЬ ~/ -=+ ] 2 а 2 Г(1 — Г) Лг — 1 аг~ 2 2йгл1 с л~-— Ь~" аг 1 (8.4.
Ь 2Хгл1 СкН1 =— Маи' 818 Складывая (8.410) и (8.4.12), будем иметь '1А ЖХ1 с 1К %2 1 ч / лг — аг Иаг — я~ г 1 2 а Г (1 Г) К лг 1 мчал'ОИ)-1а.кривд%~ — самолет своими руками71 (В.4. 13) 1 этом выражении «11К 1 . «110«1 ~1И т ч1Е (1 Г) Ь 1, + «1 1В «Э ~чр + «1 18 «з чз1ч = 1 ч2с = «1Щ г гайяр+ «1 ф «Э (8.4. 13') «1 1К «з «1 1к «з еМ =, = ла, ча†ху хС е ия Х юэ гни «1П х =«1 Щ«а. Г Рнс 84.2.
Схема взаимодействия крыла с линиями Иаха «и —— (1 — г) Ь„р/(ф «1 — и'), «,з —- Й„рЯЩ «2 — а'), (6.4.15) 'лн (рис. 84.2) прн Оз ~да (В,4.16) Коэффициент сопротивления профиля, определяемый по формуле (6.4.13), тнесен к местной хорде Ь. Значение коэффициента сопротивления с~о, отнесенпе к корневой хорде Ь~р, вычисляется по формуле с~о=с~(Ь/Ь~р) Профиль в корневом сечении крыла («=О). Значения аэродинамических оэффициентоа для этого профиля определяются следукмцим образом. На участе профиля ОН (см. рнс. 64.1) длиной (1 — г)Ь р скорость индуцируется нсточ- ттмм л оКЬ-1а.ярЬ.гп — Самолет своими рукамий 1итегралы, входя1цне в формулы (8.4.6) и (64 13), вычисляются по частям.
.ти Формулы справедливы (см рис. 84.1) при ОС«1(«~ <«о (В А. 14) яиками с интенсивностью 9=2ЛгУ, распределеннымн в треугольнике В соответствии с этим коэффициент давления вычисляется по формуле (8.3.1Щ Полагая в ней и-ег 1пхг/х,=О, получим 4Лг Ров агс1г пг. ди' пг — 1 г,8.4.1 На участок профиля ЮВ длиной гЬ„р действуют источники с интенсггвиостгй 9=2Л,У, распределенные на участке ОСС', и с интенсивность~о 9=2()~ — Лг) Ф' распределенныс в треугольника ВСС'.
Б соответствии с этим определяем коэф фицненты давления. Применяя формулу (6.3.19) при о=0, находим 4Лг 4 (Лг — Лг) (8.4.1 Коэффициент сопротивления профиля с учетом верхней и нижней стей, отнесенный к корневой хорде Ьиэ, поаерхнд 11 — Г1 а„ ~акр 2 Ч 2 Р— ел~ РоиЛгг1х + — ~ РшЛА» ов ~„~ ~ вв а (6.4 1 с Внося значения Р в из (8.4.17), Р из ф.4.16) и имея в виду, что Лг ~ = — Ь!(2г), Лг — Лг — — Ь
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
