Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 27
Текст из файла (страница 27)
Отношение (г )„„р<,> близко к значению 4/(Зл) при эллиптическом распределении нормальной силы по размаху изолированного крыла. Оба эти результата показывают, что интерференция крыла с корпусом не оказывает существенного влияния на положение центра давления несущих консолей как по размаху, так и по хорде. Поэтому в практических случаях, когда аэродинамические расчеты основаны на применении аэродинамической теории тонкого тела, влиянием интерференции на положение центра давления крыльев можно пренебречь. При этом следует иметь в виду принципиальную особенность, заключающуюся в том, что согласно аэродинамической теории тонкого тела значение (гд)„„р~,> не зависит от формы крыла в плане, в то время как положение центра давления консолей в продольном направлении зависит от этой формы.
В частности, расчеты по аэродинамической теории тонкого тела показывают, что центр давления прямоугольных крыльев размещается на их передней кромке. Влияние интерференции на положение центра давления корпуса, как видно из табл. 12.2.1, существенно. При условии г = г/з = О, означающем, что корпус отсутствует (точнее, корпус преобразуется в бесконечно тонкий цилиндр, совпадающий с корневой хордой консоли), получаем очевидный результат (ск)„,~„м =- 1/2 Прв 1аь Глава двенадцатая Рис. 12.2,6 Схема влияния пограничного слоя на интерференцию между корпусом и консолями крыла (оперения) ИЗМЕНЕНИЕ КОЭФФИЦИЕНТОВ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ ПОД ВЛИЯНИЕМ НЕКОТОРЫХ ФАКТОРОВ Экспериментальными исследованиями установлено (см. [13[), что теоретические формулы (12.2.60) и (12.2.67') дают возможность получить хорошие результаты для коэффициентов интерференции Ккр, К, в случае крыла с консолями прямоугольной формы в плане, для которых сужение Чкр = Ьо/Ь„= 1 (Ьо, Ь, — соответственно корневая и концевая хорды крыла).
При этом из физических соображений ясно, что переход к консолям с увеличенным сужением (Чкр ) 1) обусловливает повышение коэффициентов интерференции. Действительно, у таких консолей большая часть площади примыкает к корпусу, поэтому они испытывают повышенное интерференционное воздействие н в свою очередь значительнее влияют на обтекание корпуса. Указанное увеличение коэффициентов интерференции можно учесть путем введения поправочных множителей чт! Кт/(Кт)теор[ чкрч = Ккр/(Ккр)теор, где индекс отвар» обозначает теоретические параметры (12.2.57'), (12.2.60).
Как показывают эксперименты, эти множители практически одинаковы и могут быть приняты равными: (12.2.72) Гот (! гм) ч =ч =ч =1+ ™ [1 —— (1+г )' [, ч р/ (12.2.73) В случае прямоугольных консолей, для которых ч р — 1, значение ч, = 1 и коэффициенты интерференции совпадают с их соответствующими теоретическими величинами. Из опытных данных следует, что на коэффициенты интерференции оказывает влияние пограничный слой корпуса, Такое влияние находит выражение в изменении эффективного радиуса корпуса в месте расположения консолей на величину толщины вытеснения пограничного слоя 6' (см.
гл. !3). В соответст- очень малых размерах консолей по сравнению с радиусом корпуса, т. е. при значениях г -ь [, на корпус переносится практически вся нормальная сила крыла (коэффициент интерференции Кт-ь 2) и в соответствии с этим коэффициент центра давления близок к значению для изолированного крыла, т. е. (сд)„ьчр1-ь 2/3. Аэродинамическая интерференция 147 'т.п.с Кт/(Кт)теор ' ' «р.п.с = Ккр/(Кир)теор ° (12.2.74) Так как коэффициенты интерференции в числителе находятся по увеличенному параметру г„,' ) г„„ то, следовательно, поправочные множители больше единицы. Соответствующий физический эффект проявляется в возникновении дополнительной нормальной силы, вызванной усилением интерференции с корпусом вследствие возрастания его толщины.
Вместе с тем пограничный слой оказывает и отрицательное воздействие, вызывая снижение нормальной силы за счет уменьшения площади консолей, находящихся во внешнем потоке (Я'кр, рис. 12.2.6). Полагая значения (12.2.74) одинаковыми, т. е ч'т.п,с = ч'кр.п.с = ч'п.с, соответствующее суммарное изменение нормальной силы можно учесть при помощи коэффициента чп.с п.свекр/ ир' (12.2.75) Исследования показывают, что '»и с 1 гм (1 + т я») (гт + Чкр (1 + Згура) 1) Ь*/(пир + 1) (12 2 76) где б» = б*/г. Как видно, значение (12.2.76) всегда меньше единицы, что указывает на более значительный эффект снижения нормальной силы от уменьшения площади крыла, чем ее увеличения за счет возрастания толщины корпуса. Относительную толщину вытеснения б' = б*/г в (12.2.76) можно определить при помощи зависимостей (13.4.65) и (13.4.58) для пограничного слоя, начинающегося от носовой части корпуса.
При этом в качестве расчетной принимаем толщину б* в точке с координатой 1, = хкр+ 0,55», т. е. в средней части бортовой хорды крыла. В соответствии с этим в (13.4.58) необходимо принять к=1», Йе„= )г,/»/ч . Для коэффициентов интерференции (12.2.57') и (!2.2.60) теоретические зависимости получены в предположении, что крыло, расположенное на тонком цилиндрическом корпусе, достаточно удалено от головной части и поэтому (вместе с цилиндрическим участком) она практически не влияет на обтекание крыла.
Иными словами, крыло находится на участке обтекающего потока, скорость которого соответствует невозмущенному течению. При малом удалении крыла влияние части корпуса, расположенной перед ним, может оказаться существенным. Исследования показывают, что коэффициенты интерференции при этом снижаются в соответствии с зависимостью чт = Кт/(Кт)теор = КирККир)ычр = (0 6 + (! + 0 21») )/( ! + (! + 0 21») ! (12.2.77) где 1» = 1»/г (рис. 12.2.6). Для крыла, расположенного на большом удалении от носовой части комбинации (1» ) (15 —: 20)), коэффициент ч,ж 1, т. е. практически коэффициенты интерференции не изменяются.
Однако для летательного аппарата, выполненного по схеме «утка», такое изменение может оказаться существенным, так как расстояния 1, относительно небольшие. В соответствии с полученными результатами коэффициенты интерференции целесообразно вычислять при помощи следующих зависимостей: (!2.2.78) Ккр — — (Кнр)теор ч ч чг 1 Кт (Кт)терр ч ч вин с этим значением радиуса г' = г+ б* по параметру г ' = г'/э определяем уточненный коэффициент интерференции (рис. 12.2.6).
По его величине можно вычислить поправочные множители: 14в Глава двенадцатая НОРМАЛЬНАЯ СИЛА КОМБИНАЦИИ «КОРПУС вЂ” КРЫЛО» Для определения полной нормальной силы )т, „р используем формулу (12.2.6). Нормальную силу )т, изолированного тонкого корпуса, входящую в эту формулу, определим следующим образом. Рассмотрим тонкий корпус в виде конуса с весьма малым углом при вершине 8„. Для тонкого конуса при малых углах атаки, как следует из (11.5.29), коэффициент нормальной силы можно принять ср — 2а.
Распространяя эту формулу на тонкое тело вращения произвольной формы, получаем "г', = 2ахгкд (12.2.79) где г — радиус миделевого сечения корпуса. Согласно этой формуле, нормальная сила тонкого тела вращения определяется при заданном угле атаки лишь диаметром наибольшего поперечного сечения, Нормальная сила изолированного крыла 1 кр с>кр ~крЧ,» где в соответствии с формулой (8.8.47), в которой принято с1ях = 1пе, коэффициент ср„р — — 2аа1яз. Так как Я„р находится из (!2.2.54), то 'т'кр —— 2а~(з — г)'д (12.2.80) Учитывая, что сумма теоретических коэффициентов интерференции 7(, + К„р определяется формулой (12.2.61), а также учитывая полученные значения )т, и 1т„р, находим для полной нормальной силы )т, кр —— 2акз~ (1 — г~ + Г«) д (12.2.81) Соответствующий коэффициент нормальной силы с„„„ = )т„„р/(д Я„р) равен согласно значению (12.2.54) для Я„р следующей величине: (12.2.
82) Полная нормальная сила не зависит от формы консолей и той части корпуса, которая расположена перед сечением с максимальным полуразмахом з . Из формулы (12.2.81) также вытекает, что если даже за этим сечением имеется некоторая площадь крыла, то она не влияет на несущие свойства комбинации «корпус — крыло>. Коэффициент нормальной силы (12.2.82) можно уточнить, вычислив коэффициенты интерференции с учетом влияния сужения крыла, пограничного слоя и места расположения консолей.
Согласно (12.2.78), сумма коэффициентов Кт + Ккр = Ят + Гт кр)теор»к "и втт ~ !49 Аэродинамическая интерференция нли с учетом (12.2.61) К,+К,„=(1+ )' .,ч ° Согласно (12.2.83), нормальная сила (12.2. 83) 1;,кв — — У т + (К, + Кк в) гав — — 2а з' ( г'„+ (1 — г' )' ч чв сч!) д (12.2.84) а коэффициент этой силы с = — 'кэ = ~"~ ~ гз + (1 — гз„)зч чп счг) . (12.2.85) кт ка у с (! )э $ 12.3. Влияние угла крена на интерференцию между корпусом и плоским крылом ОБЩЕЕ СООТНОШЕНИЕ ДЛЯ КОЭФФИЦИЕНТА ДАВЛЕНИЯ Комбинация акорпус — плоское крыло», повернутая на угол крена ф, показана на рис.
12.3. 1. Наряду с углом ~р обтекание этой комбинации и, следовательно, интерференция между корпусом и консолями крыла зависят также от угла а, образуемого продольной осью и направлением скорости набегающего потока. Этот угол (рис. 12.3. 1) определяется в плоскости х'Оу', образуемой связанными осями Ох' и Оу', построенными для ненакрененной комбинации. Рассматриваемое течение эквивалентно потоку, возникающему при наличии угла атаки а и угла скольжения (). Угол атаки а отсчитывается в вертикальной плоскости уОх в связанных осях координат Оу и Ок, построенных для накрененного тела, и определяется как угол между проекцией у' вектора 7 на эту плоскость и осью Ох. В соответствии с рис.
12.3. 1 малый угол а равен отношению вертикальной Ук и горизонтальной 1'х составляющих скорости невозмущенного потока, т. е. )к» /Ух и. (12.3.1) Угол скольжения () находится в поперечной плоскости хох той же связанной системы координат как угол между проекцией В'' вектора 7 на эту плоскость и продольной осью Ох. Из рис. 12.3.1 видно, что э ( х» у (12.3.2) где 1',„— поперечная составляющая невозмущенной скорости. Из рис. 12.3. 1 видно, что =У Мпа Мпт.
Ук = 1' з!п а сок т, с соз ас (12.3. 3) При значениях сомножителей в правой части, меньших единицы, т. е. при учете влияния на коэффициенты интерференции сужения, пограничного слоя и места расположения крыла, суммарная нормальная сила снижается. 150 Глава двенадцатая Рнс.12.3,1 Комбинация акорпус — плоское крылов под углом крена Для малых а ...=!'„; У„„=ааУ..соз,; Уа,.=а,У„5(п, В соответствии с этим а =а СО5Р; (12.3.1') р =а миф. (12.3.2') Учитывая линеаризованный характер обтекания, полную потенциальную функцию можно определить в виде суммы: ф' = фг + Р.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
