Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Часть I (1976) (1245221), страница 61
Текст из файла (страница 61)
8.5.1, а) рас~ространяютсн вина па потоку в пределах конуса Иаха с образующей Х7Ко = поэтому не оказывают влияния иа обтекание поверхности крыла Скорости зависят от илняиия передней и средней дозвуковых кромок У (эя о) т Д 1 С х к- а эис. 85.1. Четырехугольное крыло в сэерхзвуковоч потоке: — перодяяя н средняя кромки дозэукоэыз, задняя сзерхзукоэзя. 6-передняя кромка дозэуяоэея, средняя к зад- няя — сэсрхэзукоэне; э — эсе кроеекн сэерхззукоэме 'ассмотрим профиль Я.
с координатой «~<«эь Коэффициент давления на 'частке Рб, завкснщий от воздействия источников с интеясивиостью Ц = 21~У, распределенных в треугольнике 0СС', определяется при помощи форэулы 1ВА,1), а соответствующий коэффиинеит сопротивления сеэо — нэ эыра<еиия 18.4.3). На следующем участке бН, испытывающем влияние распреде. .еииых источников в треутольниках ОСС'Я=2А~У.) н ВССОВ=2(Хз — Ц) У 1, .оэффициеит давления вычисляется по формуле (8,4 4), Соответствующая елнчииа коэффициента сопротивления с ов длн этого участка определяется иэ -ыражения (ВА.Б).
325 эээээтл оЫэ-1а эрЬ.гп — Самолет своими руками?! На участке Н1 наблюдается воздействие тех же распределений нсточнкии. чта н на участке»«Н Однако, учитывая, что участок Ш. находятся ниже линн» Мала ВКа — на поверхности крыла, расчет коэффициента давления Рпа следуепраиэводить при паиащн формулы (8.4 9), а коэффициента сапротивленяг с на — иэ выражения (8.4.1О) Полный коэффициент сопротивления профнлг (8,5.1 «РЕ ~«РО «»»Н+ «Н». ° Прн рассмотрении сечения Р».».» с координатой а»>~а» следует одновременно учитывать влияние распределений источников ОСС' н ВСС'.
Для участка Р»Н» коэффициент сопротивления с Р Н определяется по формуле (8.4.21)„а для участка НА» коэффициент сопр»»тйвлення с н ~ находится нз выражснпя (8 4.13), в котором третий член в ьвадратнь»ч скобках принимается равным нулю, а пределы и„»» н о.,ь заменяются соответственна значениями а„Н » н а„~ (и = 1, 2) Палил»й коэффициент для профиля Е»Е» (8.5.2) «Р,Е» с«Р»и» + ~«нД» Перадняя кромка дюзауковая, средняя и задняя — свврззвукоамв Г г п, — ч1 2(Л,— Х,) , -1- (8.5.3) 'Я а' 1 — лг2 На участке б1. скорость нндуцнруется источника ми, распрелеленными в треутольянках ОСС' и ВСС' (рнс 8.5.], о).
Применяя формулы (8.5.3) я (8,3.33), получим следующую расчетную зависимость для коэффициента давления: г 1/ атс)» )/ + 1 — а1 4Л1 Ры = яс»' )г п1 — 1 г г 2 . пг — аг 1 — — асса)п и 1 — е (8.5А)- 326 ъг»ам~л оИ»-1а.арЬ.гц — Снмолет своими рукНМи?! Особенность обтекания крыла (ряс. 85.1, б) заключается в том, что источники, распределенные в области ВПЦ, не оказывают влияния на распределение скоростей н давлений на остальной части крыла, расположенной выше линии Маха ВКа.
Рассмотрим профиль И с координатой т»<г»»». На участок ГН этого профиля оказыва»ат воздействие источники. распределенные в треугольнике ОСС' (рнс 8,51, а), сг»едавательна, распределение давления можно найти при помощи фармуль» (84.1), а соответствующий коэффициент сопротивления с «н — иэ выражения (84.3), в котором верхний предел о»»» надо эаменнть на п»н. Второй участок ИО испытывает влияние дозвуковой передней кромки ОС (и. следовательно, распределения источников ОСС') н сверхзвуковой средней кромки ВС. Соответствующий каэффнцнепт давления определяется в аиде суммы двух коэффициентов, первый нэ которых вычисляется при памощн выражения (8.4.1), а второй — по формуле (8.323), где с1едует принять Л=Лг — Л» я л=лв Таким обраэом, Коэффициент сопротивления профиля (8.5.5) 2 с хРА р Л1Их + Р Лу1», Р ЛгсГ» Профиль Г,1., расположен ниже линии Маха ОКо, поэтому на него будет влиять распределение источников с интенсивностью ~=2Л, р' в треугольнике ОСС'.
Кроме того, на участок Н,Е, будет действовать распределение источников с интенсивностью 1;1=2(Л~ — Л~)Ь' в треугольнике ВСС; вызывающее дополнительное давление, вычисляемое прн помощи формулы (8.323). где принимается Л=Лх — Ль В соответствии с этим коэффициент давления р~ и на участке 2 ° Г1Н1 вычисчяется по выражению (8 3.19), а коэффициент давления Ри ~ 2~! иа участке Н~йи — прн помощи формулы (8 5.3). Коэффициент сопротивления профиля и, *Е, Рг,и,Л1п» + Рнд,азах 2 схр,с, = (8 5.6) Все щжмнн крмла сввркэвуковые У такого крыла (рнс.
8.51, а) линии Маха ОКо, ВКв н ВКл, проведенные нз точек О, В н П, располагаются ниже ссютветствующнх «рамок ОС, ВС и ПС, поэтому для расчета коэффициента давления следует применить формулы (6.3.23) н (8.3.33). Рассмотрим профиль И, с координатой О(я,<вп,. Участок РН лежит между передней кромкой ОС н линней Маха ОКо. Поэтому другая кромка ОС' (рнс. 85,1, и) не будет влиять на течение на этом участке, которое следует рассматривать как плоское сверхзвуковое. Учитывая, чта на участок ГН влияют источники в треугольнике ОСС' с интенсивностью Я=2Л~Ч , коэффициент давления ряы можно определить по формуле (8.3,23) ° в которой принимаются Л=Л~ н п=пь Дополнительное давление на участке ЙО обусловлена влиянием кромки ОГ.
Коэффициент давления рио на этом участке находится нз выражения (8.3 ЭЭ), в котором принимаются п=пм о=юг~ На участок 61 оказывает воздействие кроме распределения источников ОСС' также распределение источников ВСС' с интенсивностью 9=2(Лз — Л~) к' . Применяя формулы (8.3.33) н (8.323), получим выражение для коэффициента дав- ления 2 - ° и,— а1 2 г 1 — — агса1п Я 1 — о г 2Л1 Ра~ = п 1 — п1 l г и' 1 — пг Последний участок профиля Ы испытывает дополнительное влияние противоположной кромки ВС'. В соответствии с этим коэффициент давления на участке Л., на который воздействуют источники с интенсивностью ~=2(Лз — Л~) Ь', будет и', — 6', 1 — — агсв1п ~ г и 1 — о~~ 2Л1 Рл= и' 1 пг 2 (Лг — Л1) 2 «2 2 2 2 + 1 — — агса)п ЛЕ «2 а )~ 1 — пг (8,5.8) 327 ъкмчгл оИ~-1а зрЬ.гп — Самолет своими руками?! Коэффициент сопротивления профиля ГЕ а кО 2 Г— 6 Г~ — — — ) р нЛг«гх+ ) р Лфх+ ь + р ЛФх + р Лэ«(гх Коэффициент давления р~ О иа участке Г(Н, профиля Г,Е, с координатой лО < лг < ло определяется по формуле 16 3.23), в которой Х=Хг н и пг На соседнем участке Н,«х« для определ~ния коэффициента давления р надо применить формулу (8333), в которой Х=Хн л=а, н с«=о«.
На последнем участке б(Е«давление обусловлено воздействием распределений источников ОСС'1Я 2Х«У ) и 8ССЯ=2Р,а — Хг) У ] Поэтому для вычисления коэффнциента давления ро можно использовать формулу (8 5 7) . Коэффициент сопротивления профиля Г«Ег и, О, с« р~, Хфх .~- ) р ~ Афх -)- ~ ро 1 12йк . (8.5.10) е хР,Е, х Поток окало профиля Г2Е~ в сечения г'о < аг является плоским сверхзвуковым, поэтому коэффициент давления на нем определяется при помагци формулы (8,3 23), На участок Г«Ог действует распрецелеггне источников в треугольнике ОСС' с иитеисггвностью Я=2Л«У , поэтому коэффициент давления рГ О на° « ходится по формуле (8.3.23), и которой А Х«и гг=пг На второй участок ОгЕа окаэыва«ат донос«китель«гос влияние источники с интенсивностью 9=214 — Хг) У, распределенные э треугольнике ВСС'.
Поэтому коэффициент давления на атом участке 2Лг 2г ) (8 5.11) Ю Коэффициент сопротивления профиля ГрЕг РГ О Лг«1х + Ро С Л-«1 (8.5.12) с х~вс1 й за«(««(л оИг-1а.арЬ.гп — Сямолет своими рук«яфгт! и3 Если четырехугольное крыло имеет боковую кромку (т)„раааа), то расчет параметров обтекания связан с учетом воздействия на них такой кромки Участок крыла, где сказывается это воздействие, расположен ниже линии Маха, выходящей из передней точки г5оковой кромки (см. рис 8.44). Вычисление скорости и давления на этом участке осуществляется по методу, изложенному в $ 8,4, с учетом вида передней и средней кромок (т. е.
в зависимости от того, являются ли оии дозвуковыми или сверхзвуковыми) при помощи. соответствующих зависимостей, аналогичных (8.4.31) . 328 Сравнение показывает, что экспериментальные и теоретические значения коэффициентов волнового сопротивления отличаются, осо бенно вблизи значений )„~ ~ М вЂ” 1=к„р1~х„т е когда линия максимальных толщин становится звуковой. В этом случае линейная теория неприменима Расхождение между указанными значе-.. ниями уменьшается, когда эта ливня оказывается сверхзвуковой (1.,)'м' — 1»,и.,1 Из соотношений, найденных для крыла четырехугольной формы в плане, можно получить как частный случай зависимости для аэродинамических характеристик треугольного крыла 1рис. 85.3).
У о„~х/(4 вт~ 2,С В.г О,Ю а,Ь О,а 1-Г Рнс. 8.53. Сопротавленне треугольных крыльев с сниастрпчным ромбовидным профилем, обтекаемых сверхзв) ковыи потоком [л, ! нх,/и' ) такого крыла задняя кромка является сверхзвуковой и прямой (хз — — О). Что касается передней кромки и линии максимальных тол- щин (средняя кромка), то они могут быть как дозвуковыми, так и сверхзвуковыми н, следовательно, наклонены поч различными углами х„х~ В зависимости от этого определя)отся местные скоро- сти и давления, а также суммарный коэффициент сопротивле-— ния с„, На рис.
8.5.3 показаны результаты расчета функции с„а'Ц4Л') для треугольных крыльев с дозвуковой (а) - 1) в сверхзвуковой (у~~1) передними кромками в зависимости от 1 — г прн различных значениях л~ (угла стреловидиостн х1). Значения с а'.~(ив) при т)1=О соатветству)от прямому крылу с симметричным профилем.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
