Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 23
Текст из файла (страница 23)
Как показывают результаты расчетов и экспериментальные исследования, при одном и том же угле атаки нормальная и, следовательно, подъемная сила крыла в присутствии корпуса увеличиваются по сравнению с изолированным крылом. Такое же явление наблюдается и в отношении подъемной силы корпуса, соединенного с крылом и изолированного. Рассмотрим физическую сущность взаимного влияния тела вращения и крыла, обусловливающего увеличение их подъемной (нормальной) силы, полагая, что крыло расположено на удаленном от носка цилиндрическом участке корпуса по схеме среднеплана.
Пред- 125 Аэродинамическая интерференция а) С®~ + 4~ + др + Рис.12,!.1 Схема, иллюстрирующая понятие об интерференции между телом вращения и установленными на нем крылом, оперением и рулями: л — изолированные элементы; б — элементы, соединенные в единой конструнции (комбинация) летательного аппаратзг т — крылья; у — оперение; 3 — рули; Š— тело вращения; 5 — ле. тательный аппарат положим также,что корпус и крыло тонкие и обтекание происходит под малым углом атаки (рис. 12.1.2). Как показано в з 11.2, возмущенный поток около тонкого тела вращения можно получить в результате наложения на поле скоростей, возникающее при продольном осесимметричном обтекании тела не- возмущенным потоком со скоростью У = У соха ж У, поля скоростей дополнительного возмущенного потока, получающегося при поперечном обтекании этого тела со скоростью У„= У з(па ж У а.
При малых углах атаки поперечный поток является обычно дозвуковым и для приближенного расчета поля скоростей можно воспользоваться теорией потенциального обтекания круглого цилиндра несжимаемым потоком. Комплексный потенциал такого обтекания определяется выражением (6.2.4). Приняв в нем У = аУон заменив ь на о и вычислив производную дйгйо, выражение для комплексной скорости представим в виде г)ььг)г(а = У, — Урй = — аУ 1(1+ Яй/ой), (12.1.1) где о =2+ (у. На линии г — г(у =О) У, — Ур( = — аУ 1(1+ Яв/гт), откуда следует, что У =О и (12.1.2) (12.1.3) Ур = пУ (1 + Яй/Яэ) ° В соответствии с втой формулой в плоскости у = О скорость Ун поперечного потока изменяется от У„= 2аУ на поверхности цилиндра (г =)с) до у„= у„= аУ вдали от него при г(Рис 12 1.2). Если на цилиндрическом корпусе установлено крыло, то при заданной величине угла атаки а оно омывается составным потоком, который можно получить путем наложения на невозмущен- Глава двенадцатая 126 уз р Рис.
12.1.2 Изменение нормальной составляющей скорости ио размаху крыла в результате влияния тела вращения ное течение дополнительного потока, индуцируемого корпусом. Вследствие этого влияния корпуса поперечная составляющая скорости на поверхности крыла равна а1' +аУ Яв/гв, т.
е. возникает дополнительная поперечная составляющая Рв — — Ур — ау = а)/ Яз/ге. (12.1.4) На возникновение этой добавочной составляющей скорости влияет скос потока, вызываемый корпусом. Угол этого скоса а1т = 1т„/1т = а/св/ге. (12.1 6) Скос потока приводит к увеличению местных углов атаки в сечениях консолей крыла. Эти местные (эффективные) углы атаки а, = а + а„= а (1 + )св/гв). (!2.1.6) Из (12.1.6) видно, что эффективный угол атаки достигает наибольшего значения в бортовом сечении консолей при г = )с, где а, = 2а, и постепенно уменьшается при удалении от корпуса. В концевом сечении крыла, где и — /, эффективный угол атаки а, „а — — а(1+ )хв/Р).
(12. 1. 6') В результате увеличения местных углов атаки подъемная сила консолей крыла при наличии корпуса больше, чем для изолированного крыла. Крыло в свою очередь влияет на обтекание корпуса, так как возникающие повышенное давление на нижней поверхности крыла и разрежение на верхней поверхности распространяются на корпус.
Поэтому происходит перераспределение давления и возникает дополнительная подъемная сила корпуса, обусловленная влиянием крыла. 122 Аэродинамическая интерференция Рис.12.1.3 Зона влияния крыла на оперение в сверхзвуковом линеаризованном потоке (заштрихованный участок): ) — конус Маха; 2 — волновая поверхность. построенная Лля крыла (огибающая конусов Маха); а — крыло; Š— оперение Рис. 12.1.4 Скос потока за прямо- угольным крылом: ! — крыло; 2 — конус возмущений (конус Мата); 3 — скос потока.
направленный вверх; Š— скос потока, направленный вниз ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ МВКДУ КРЫЛОМ И ОПЕРЕНИЕМ Для летательных аппаратов, представляющих собой комбинацию тела вращения, крыла и оперения, следует учитывать интерференцию не только между корпусом и крылом, но и между корпусом и оперением, которая по своей физической природе аналогична рассмотренной интерференции между корпусом и крылом. Кроме того, необходимо учитывать влияние скоса потока за крылом на оперение (при переднем расположении на корпусе крыла) или влияние потока за оперением на крыло (при переднем расположении оперения по так называемой схеме «утка»). Влияние крыла на хвостовое оперение в сверхзвуковом потоке наблюдается в том случае, если оперение располагается внутри конуса Маха (волновой поверхности), построенного для крыла, т.
е. если оно попадает в зону скошенного крылом потока (рис. 12.1.3). Этот скос зависит от формы крыла в плане и положения точки, в которой определяются параметры потока, в том числе угол скоса. Рассмотрим крыло прямоугольной формы (рис. 12.1.4). Область возмущенного течения, в которой проявляется влияние боковой кромки на обтекание крыла, ограничена конусом Маха с вершиной в передней точке боковой кромки.
Внутри конуса Маха воздух перетекает из области повышенного давления под крылом в область пониженного давления на верхней его стороне. В результате поток закручивается в вихрь, который и вызывает за крылом скос. Этот скос направлен вниз во внутренней области ко((уса Маха, захватывающей крыло, и в обратную сторону — в волновой зоне, расположенной вие крыла. В соответствии с этим на боковой кромке скос потока равен нулю (рис. 12.1А). Если крыло соединено с телом вращения, то скос потока за крылом иной, чем у изолированного крыла. В атом случае разность давлений под крылом и над ним увеличивается, перетекание воздуха из области 128 Глава двенадцатая Рнс. 12Л,5 Интерференция между крылом и оперением: ! — крыло; т — оперение; 3— скошенный поток; 4 — ннбегнющнй поток повышенного давления в область пониженного давления становится более интенсивным, а значит, увеличивается скос потока как в наружной области, где он направлен вверх, так и во внутренней области, где он направлен вниз.
Если размах оперения меньше, чем размах расположенного перед ним крыла, то оперение находится в области, где скос потока направлен вниз, и эффективный угол атаки оперения уменьшается. Если для данного сечения консоли оперения угол скоса ет„р, а установочный угол оперения (угол между хордой оперения и осью корпуса) а,„, то эффективный угол атаки консоли (рис. 12.1.5). (12.1.7) а .он = Ц + «оп — не кр Уменьшение эффективного угла атаки приводит к с н и ж е н и ю п о дъ ем н ой с и л ы и, как следствие, к уменьшению стабилизирующего момента оперения.
В области оперения происходит торможение потока под действием крыла и, как результат, уменьшение скоростного напора по сравнению с невозмущенным течением. Это также необходимо учитывать при определении аэродинамических характеристик обтекания. Если оперение имеет размах больший, чем крыло, то часть поверхности консоли попадает в область скоса потока, направленного вверх, и этим может быть компенсирован отрицательный эффект от скоса потока вниз, выражающийся в уменьшении подъемной силы. 1 12.г. Нормальнал сила комбинации «корпус — плоское крыло» ПОНЯТИЕ О КОЭФФИЦИЕНТАХ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ Суммарную нормальную силу летательного аппарата, обтекаемого под малым углом атаки при нулевом угле крена и представляющего собой комбинацию тонкого тела вращения и крыла, состоящего из Аэродинамическая интерференция рнс.
12.2.1 Комбинация «корпус — плоское крылоэ (плоская комбинация) под малым углом атаки при иулеаом угле крена: ! — кора)т (тело иращенин)) а — консоли плоского крыла; а — консоли четырекконсоленоа комбинации где А)кр (т) = )гкр + К)гкр (т) (12.2.3) — нормальная сила крыла при наличии корпуса. Зависимость (12.2.2) для суммарной нормальной силы можно отнести наряду с плоской (двухконсольной) комбинацией также и к летательному аппарату с плюсобразным крылом (четырехконсольной комбинации, рис. 12.2.1). Обтекание этого аппарата без скольжения такое, как и при плоской комбинации, так как верхние консоли, имеющие вид очень тонких пластин, не изменяют характера этого обтекания.
Две последние составляющие в (12.2.2) можно представить в более Удобной для расчетов форме: б~ т (кр) = Кт) кр е Л~ кр (т) = Ккр) кр г где К„Ккр — коэффициента( интерференции. б — 708 (12.2.4) (12.2.5) двух консолей в виде пластинок малой толщины (так называемую плоскую комбинацию, рис. 12.2.1), можно определить как сумму нормальных сил для изолированных корпуса и крыла, а также дополнительных сил, называемых интерференционными поправками.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
