Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Часть I (1976) (1245221), страница 60
Текст из файла (страница 60)
На участок профиля На4 одновременно действуют йсточники, распределеяиые в области ОСС'Я 2Л|У ), а также в треугольнике ВССОВ=2(Ла — Л~) У ) и иа поверхности ВСС; где интенсивность 9= — 2ЛаУ . Первое распределение обусловливает коэффицйент давления, определяемый по формуле (3319), а вторые два распределения — коэффициент, вычисляемый иэ выражения (8.3,21), Полная величина коэффициента давления иа этом участке профиля г,г 4Х1 4 (Л вЂ” л1) Рн,~, = агс" + Х яо' иг — 1 ия' л1 — 1 ~1 / п~г — 1 Х атеей ~/ е~э — 1 Г 2 э где оп сгг и гга определяются соотвстсгвеиио относительно точек О, В и В Применяя формулу 2 ке (8.4.23) лн, можно вычислить коэффициент сопротивления рассматриваемого участка профиля, отнесенный к длине корневой хорды 6,р.
Обтекаиис последнего участка профиля УК2 обусчовлеио ипдукцией источников, распределенных в тех же областях крыла, что и для участка профиля Юг Пря этом следует учитывать ту особенность, что скорость, иидуцируемая источниками, распределенными в области ВСС', определяется по формуле (83.18), где Л заменяется угловым коэффициентом Ла — Ль Поэтому коэффициент лавлепкя следует рассчитывать по формуле (84.11), а коэффициент сопротнвлеъгтгтгл оИ>-1алрЬ.гп — Самолет своими ртками?1 11 — 707 иия с, ~ — нз выражения (8.4.!2), а' котором ин.гегралы вычисляются а прц делах от а„г да а„г (н =1, 2, 3) Полный коэффициент сапротиаченкя получается суммированием ьоэффнцн-~ ентоа для всех четырех участков профиля; «Р~й, = «г*0.
-' «0~и + охи.1~+ с«1.е ири условии, что значение ~, удовлетворяет неравенству ГЬкр Ц г)ар сл1с !КО! - — 0 Щ т-1 — С «ь удов- (8.4.24) Ирафиль Гз1.з Рассмотрим сечение ГзЕ« (рнс. 8.4.2) с координатой легзаряющей неравенству л!, с а|с л~, гд: а р~(а -1 ) (8.4,25) ~ Давление на участке Р~1а профиля обусловл~но действием источников, рас. ~ пределенных на треугольных поверхностях ОСС'Я=2Л~ Ь' ) и ВССОВ =2(Л2 — Л~) У ] Поэтому коэффициент давления вычисляется по выражению; (8.44), а коэффициент сопротивления — по формуле (8.4.5), в которой пределы-' и, о и аин заменены значениями ~„, и аа, (н = 1, 2), На участке профиля Хьорт кроме указанных распределений источников ОСС' „ и ВСС' деиствуют также источники с интенсивностью 1~= — 2Л~1', распределенные в треугольнике ««СС' Таким образом, коэффициент давления равен эначе- ~ иню, подсчитанному по формуле (8.4.4), и дополнительной величине, рассчитан- ~ иой па формуле (8.321), в которой следует принять Х вЂ” Лр.
Обтекание участка ОэС~ характеризуется индукцией источников, распределенных в трех областях крыла. ОСС', ВСС' н ОСС'. В соответствии с этим рас-- чет коэффициента давления на этом участке следует вести при помощи формулы (84.11). Вычисляя соответствующие составляющие коэффициента сопротивления для ' всех трех участков и суммируя, получим полный коэффициент сопротивления: а г.С.=с г.х,+с ~,н.+а и г, а1 > Я!~, Соответствующее выражение пригодно для расчета коэффициента сопротивления профиля, расположенного между тачками 0~ н Пт (рис. 8.4.2) н нмекнцега координату гь которая удовлетворяет неравенству 3 гагар с л1 с (8.4 28) !а ха — а' щ х1 — а' е Профиль Р,Е~.
Рассмотрим сечение Р~Е~ (см. рис 8.4.1) с координатой (8.4,27) М На сечение одновременно действуют три распределения источников; ОССЩ=2Л,К ), ВССОВ=2(Х~ — Л,)У ! и ОСС'Щ- — 2Л~Р ). Участок профи- а ля Р~О~ расположен за линией Маха ОКв в пределах крыла, поэтому для расчета давления от распределения источников ОСС' следует воспользоваться фор- . мулой (8.3.Щ, в которой принимается Л=Ль Второе распределение источников ВСС' действует на участок И~Но располагаютцийся по отношению к кромке ВС эа пределами поверхности между линией Маха н кромкой ВС.
Поэтому для расчета дополнительного давления, вызванного влиянием распределения источников ВСС', необходимо применить формулу (83,21) с заменой в ней 3, на Ха — Аь 322 ътттттл оИ~-!а арЬ.гц — Самолет своими рукаа1ат?! й Второй участок профиля И»Ц располагается по отношению к линиям Иахя ОК» и В'Кв в пределах поверхности крыла, т. е. по одну сторону от линий Иаха и соответствующих кромак ОС и ВС Поэтому дчя определения коэффициента давления от распределений источников ОСС' и ВСС примеияетси формула (8.3.19), в которой распределению ОСС' соответствует значение Л=Хь а распределению ВСС' — значение Л=Ле — Л, По отношению к линии Маха ПКо и задней кромке ПС участок и+1.» находится по разные стороны, т. е. за пределами треугольной поверхности ПГС', где интенсивность источников ч)= — 2ЛеУ .
Поэтому для расчета коэффициента давления от этих источников следует применить формулу (83.21) с заменой в ией Л иа — Ла Используя полученное значение коэффициента давчения, можно определять соответствующий коэффициент сопротивления профиля г»1.»,. ехГ Е схГ Н + Ф»н Е~- Сх/л 2,(1 — е „,»(х, (В.4. 28) 2 1 о 0,ч Влияние боковой кромки крыла. д 1 г 3 в ч у Если крыло имеет боковую кромку (рис 8.4 4), то следует учесть ее рис.
8 1 3. Распределение коэффнцивлияние на распределение давления и екта сопротивления по размаху стрекозффициеит сопРотнвленнЯ Расчет , овидного крыла с постоянной короб виня такого ш иугально дой и дозвуковымк кр ми' КрЫЛа ПРОИЗВОДИТСЯ СЛЕДУЮЩИМ Об. Иит1Ч»хоВЫЕ Леивя — ЛЛя НеотрЕЛОенаНОГО рВЗОМ. ВначаЛе ВЫчиеляЮтея СяарОСТи нрыла) и давления в области ОО'П"П от распределения источников на треугольном участке ОСП Расчет в этом случае ведется цо аналогии с предыдущим случаем (см. рис 84.1), когда рассматривалось крыла четырехуголыгой формы, кото ого боковая кромка отсутствовала. Далее необходимо уточнить вычисленные скорости и давления за счет влияния боковой кромки ОС, чт лентно действию источников, распределенных в треугольнике О'СП'. Интенсивность этих источников будет иметь знак, противоположный знаку источников, соответствующих крылу с площадью О'СП'.
Действие источников, распределенных в треугольнике О'СП', распространяется на крыло в пределах участка О'7"П', ограниченного линией Маха О'К', боковой и задней кромками. Например, для профиля Рх1.х действие источников ограничено участком Ге'1.» (точка .е'2 лежит на пересечении хорды Гэ1.г и чинии Иаха О'К'). 323 ъкэтчгл оЫ»-1а ярЬ.гп — Самолет свои«»и руках»и71 На рис 8.43 показаны результаты циента сопротивления с„,6У(Ь-Ь/Ь) по иой хордой Ь(и~ —— на=из=бО ) и симметричным ромбовидным профилем (г 'й) при й(, =1,8 и 1,9. Из графика видно, что по мере удаления от корневой хорды коэффициент со.
противления уменыцается. Для сравнения на рисунке показано значение функции с /Р для профиля, принадлежащего нестреловидному крылу Чтобы определить суммарный коэффициент сопротивления крыла, необходима проинтегрировать по размаху распределение коэффициентов сопротивления с,ь профилей, применяя формулу 112 расчета распределения функции коэффнразиаху стреловиднога «рыла с постоян- Рассмотрим, кзк вычислиетса давление на участке 1»Е» итога профиля.
Учитывая только распределение источников в области ОСС; коэффициент давлении можно определить по формуле (8.4.11). На действие противоположных по знаку источников в треугольяяке О'СО' можно ввести поправку Ьр, так что Рг, С, = 1)П дР- (8,4.29) При опрсделенин поправки Ьр следует учитывать положение участка профили 1»Е» относительно линии Маха О)'К)', которая проходит через точку О)', принадлежащую противоположной боковой кромке (рнс. 8.4,4). Если этз линия ке пересекает участок 1»Е.в то на него будет оказывать влияние только распределение источников в области О'СП' одной стороны крыла, в та время как влнияие источников О,'С'П,' исключается. Ипдуцярава иная скорость вы- 17 (и ~а 3 б ~м С" Рис.
8,44. Крыло с боковой кромкой чкслиетси ~а формуле (8.3.13), а соответствующая даполиительнзи величина коэффициента давления Лр — 2и)~К . Эту дополнительную величину представнм в виде сумма: Таким образам, применяя формулу (8.3 14), получим 2Л1 иг+ а1 в 2 Л,— Л1) Ьр = агсЬ + Х лг(1+»~) ~а' и — 1 1 »га' и — 1 ля+ ае 2Л Я "з + ~з ' 2 Х агсЬ вЂ” агсЬ ~ (().4.31) пт(1 + оа), а ла() ~-аз) ' на — 1 где а,'о» и и» вачисляютси относительно точек 0', В' н 0'.
6ли анния Мала ОМ,' пересечет хорду Г»Ль то однавремецна'.с.действием йсточинков О'СС» следует учесть также влияние источников, распределенных в треугольнике О)'С'С~» на противоположной стороне крыла Для расчета ввдуцнрованиай скорости используется та же формула ~8,3.13) »гмчгл оЫ)-1а»рЬ.гп — Саыолет своими рукаиигг1 ар~ + а|~ + й ° (8.4.30) гдв йр~ зависит от распределении источников О'СС" (Ц 2Л1У ), а Арз н ар»вЂ соответственно от распределении источников В'СС" Я= 2(Л» — Л)) 1г ] и Ю'СС" (Ц = — 2ЛзУ„). ф Э.5. ОЕПНАНИЕ ЧЕТЫРЕХЪТОЛЬНОГО КРЫЛА С СИММЕТРИЧНЫМ ПРОеРИЛЕМ И КРОМ$И~МИ РАЗЛИЧНОГО ИНДА ~ДОЗвжоэЫМИ И СВЕРХЗЕжОЕЫМЩ 1ереднлл н среднля мраки дюзвуэиэиые, эаднлл — све~йизвуковал Возмущенна от задних сверхзвуковых кромок крыла (рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
