Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 30
Текст из файла (страница 30)
22) я)т"2 (8 — 1) 2 ят +Рг(фгт Ю!«2. (12.4.23) Для определения нормальной силы по (12.4.22) необходимо применить численное интегрирование. По найденному значению нормальной силы можно вычислить коэффициент интерференции, используя зависимость (12.3.31): Лу.р(,) (а !т $ 165 Аэродинамическая интерференция Результаты расчета величины К приведены в табл. 12.3.2 и на графике (см. рис. 12.3.2).
По таблице или графику можно найти разность между значениями Кт для плоской и крестообразной комбинаций, которая характеризует взаимную интерференцию несущих консолей. Наличие вертикальных консолей в крестообразной комбинации снижает эффект интерференции по сравнению с плоской комбинацией и уменьшает коэффициент К Используя формулы (12.3.34) — (12.3.38), можно определить положение центра давления на консолях крестообразной комбинации. Соответствующие результаты приведены в табл.
12.3.2. Из сравнения данных для плоской и крестообразной комбинаций видно, что практически центры давлений в обоих случаях совпадают. Сравнение данных с результатами, полученными при отсутствии крена (см. табл. 12.2.1), показывает, что для сил, вызванных креном, наблюдается большее смещение центра давления, чем для интерференционных сил, возникающих при а ~ О, !3 = 0 (<р = 0). ОБЩИЕ СООТНОШЕНИЯ ДЛЯ СИЛ И МОМЕНТОВ Полученные зависимости для коэффициентов интерференции и центров давления позволяют рассчитать коэффициенты сил и моментов, действующих на крестообразную комбинацию (см. рис. 12.4.!). При исследовании влияния крена на интерференцию между корпусом и крылом установлено, что угол крена создает дополнительные асимметричные нагрузки на правую и левую половины корпуса, а также на противоположные консоли и не вызывает, следовательно, дополнительной нормальной ( поперечной) силы.
Поэтому обтекание корпуса можно рассматривать как результат сложения потоков, получаемых при углах а = а,созе и р = а,з!пр. Возникающие при этом силы также суммируются. В соответствии с этим коэффициент нормальной силы с„,,кр (в плоскости угла а) определяется формулой (12.3.40), а коэффициент поперечной силы (в плоскости угла 8) — аналогичным выражением ск = к /( 9 бакр) = стт ! с ~р(Кт + Ккр) (3 (!2 4'24) где с = — с!3, с' = — с" тт ае ккр Кар' Коэффициент момента тангажа в плоскости угла а находят по формуле (12.3.41), а коэффициент момента рыскания (в плоскости Угла (3) — по аналогичной зависимости тр,, „= Л҄— (К, ((Сд),„скр! Ьа + Хк,) + + Ккр [(Сд) (,1!)е+ х р]) стР яр !3, (12.4.28) 166 Глава двенадцатая В КОТОРОЙ Л1»т = П«ат111 (СД)р 1в 1 = (Сд) 1, > , '(Сд) 1 — — (С ) В а с,,р — — — с„„р.
Определив моменты и нормальные силы, можно вычислить соответствующие коэффициенты центра давления для условий обтекания в плоскостях а и 5. В рассматриваемом случае аэродинамически симметричной крестообразной комбинации эти коэффициенты одинаковы и будут такими, как для плоской комбинации. Из сравнения данных для плоской и крестообразной комбинаций видно, что практически центры давления дополнительных сил, вызванных креном, в обоих случаях совпадают.
Сопоставление с результатами, полученными при отсутствии крена, показывают, что при скольжении происходит большее смещение центра давления. Рассмотрим коэффициент нормальной силы в плоскости угла а,. На основании формул (12.3.47) — (12.3.49), (12.4.24) и значения а сгнр = Сднр (12.4.26) В соответствии с (12.4.17) коэффициент поперечной силы с,, „р — — О. Суммарный момент крена крестообразной комбинации также равен нулю, так как вертикальные консоли создают такой же по величине момент крена, как и горизонтальные, но обратный по направлению. Напомним, что рассматриваемые в данной главе задачи решаются в рамках линеаризованной теории для тонких тел, аэродинамические характеристики которых не зависят от числа й4 и, кроме того, не учитывается эффект от вязкого обтекания. Если же исследуются «не- тонкие» тела даже в рамках указанной теории или учитываются вязкие свойства, приводящие к отрыву потока, то возникают поперечная (нормальная) сила и момент крена, обусловленные перераспределением давления.
Крылья или оперение могут располагаться на корпусе таким образом, что за ними сохраняется хвостовой участок корпуса некоторой длины. В связи с этим необходимо отметить, что для тонких комбинаций длина корпуса за крылом не оказывает влияния на нормальную силу и положение центра давления корпуса. Это объясняется тем, что согласно аэродинамической теории тонкого тела нагрузка, иидуцируемая крылом, распространяется на корпус в направлении диаметра 06т (см.
рис. 12.2.5) и, следовательно, площадь, на которую переносится нормальная сила, расположена непосредственно под консолями (на рис. 12.2.5 — заштрихованный участок). ВЛИЯНИЕ СЖИМАЕМОСТИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКУЮ ИНТЕРФЕРЕНЦИЮ Результаты расчета коэффициентов интерференции для комбинаций, включающих тонкие корпуса и консоли, можно положить в основу метода определения нормальной силы летательных аппаратов, дэродинемичесиея интерференция 167 состоящих из нетонких элементов. Этот метод состоит в том, что аэродинамический коэффициент для таких конфигураций вычисляют по коэффициенту интерференции, найденному из теории тонкого тела (см. табл. 12.2.1 и 12.3.2), и аэродинамическому коэффициенту изолированного крыла, взятому по линеаризованной теории.
В соответствии с этим методом добавочные коэффициенты нормальной силы, обусловленные интерференцией, Здесь с „р определяется с учетом влияния числа М по линеаризованной теории обтекания крыла. Коэффициенты интерференции можно вычислятьдо значений М ж ж1 —: 1,5 по приведенным выше соотношениям без учета сжимаемости, принимая во внимание их изменение лишь в зависимости от сужения консолей крыла, толщины пограничного слоя и места расположения по длине корпуса. По мере возрастания скоростей обтекания все в большей мере проявляется зависимость интеференции от сжимаемости. Эту зависимость можно выразить, в частности, через изменение относительной толщины вытеснения пограничного слоя бе = беуг в (12.2.76) от числа М„в соответствии с (13.6.23').
На коэффициент интерференции также оказывает непосредственное влияние сжимаемость, которую можно учесть при помощи поправочного множителя пригодного для М ( 5. При помощи (12.4.28) уточняются значения коэффициентов интерференции (12.2.78): Кяр = (К яр)тсср т тд стттм 1 Кт = (Кт)тсср т тд.стттм' (12'4'2О) Отмечено, что для тонких комбинаций длина корпуса за крылом не оказывает влияния на нормальную силу и положение центра давления. Однако для нетонких комбинаций такое влияние может оказаться существенным.
В отличие от тонкой конфигурации, для которой нагрузка, индуцируемая крылом, распространяется на участок корпуса, расположенный непосредственно под крылом, в случае нетонкого тела волны возмущения, идущие от крыла, распространяются на некоторую область корпуса за этим крылом. Для каждой консоли эта область расположена между винтовыми линиями 1 — 1 и 2 — 2, выходящими из начала и конца бортовой хорды и пересекающими образующие корпуса под углом Маха р. = агсс1я 'г' М~ — 1 (рис. 12.4.2). Упрощенно такую область можно рассматривать как участок плоской говерхности, ограниченной на корпусе прямыми линиями Маха, выходящими из точек передней и задней кромок крыла (на рис.
12.4.2, а 1йа Глава двенадцатая лв Рмс. 12.4.2 Область влияния крыла на корпус в случае не- тонкой конфигурации, обтекаемой сверхзвуковым линеарнзованным потоком: а, б — плосяне моделя вонфвгураннй с хвостовой частью соотвеытвенно с ярпвммн 1спнральнымн) в прямыми линиями Маха; е — модель бев хвостовой частя с прямымн лпнвямп Маха линии 1 — 1', 2 — 2'). Если длина корпуса хх, за крылом достаточно велика (х„,) х, = 2Г Р М вЂ” 1, то эффект интерференции наи- 2 больший и, следовательно, индуцируемая крылом нормальная сила переносится на корпус полностью. В случае короткого хвостового участка (хх, х;) часть этой силы не реализуется, так как размеры области переноса нормальной силы на корпусе сокращаются. В результате коэффициент интерференции К, уменьшается. Его значение можно вычислить при помощи формулы (12А.ЗО) где Р = 1 — Н(Ф,(гг) — Фя(гв)), а Ф,(гт) и Фй(гз) — функции Лапласа — Гаусса, определяемые из соответствующих таблиц по аргументам: г, = ' ""' 12(4+ 11цнр) (1+ 8гй ))нй; гв = г, ""' .
(12.4.32) Хс ' Ь, + х„. ' Параметр х( в (12.4.31) й' = 6,8661(Ьо/А1)'(4 + 1/т1пр) (1+ 8гюй)1 ~ (12 4.32') В приведенных зависимостях величина х; может выбираться равной хй = 2Г М вЂ” 1 или (для несколько большей точности расче- 2 тов) хй =лг )т Мй — 1 (в предположении спиральной линии Маха). Коэффициент интерференции К„координату центра давления на корпусе с учетом влияния сжимаемости, длину хвостового участка корпуса и сужение консоли можно определить непосредственно, если рассмотреть область переноса нормальной силы в виде участка плоской поверхности (рис.
12.4.2). Здесь течение рассчитывают, как поток около изолированного треугольного крыла полубесконечного размаха. В соответствии с 169 дэродинамичасиая интерференция Рис. 12.4.3 Плоская модель для расчета нормальной силы с учетом интерференции между крылом и корпусом (8.3.31) коэффициент перепада давления, индуцированного крылом со сверхзвуковой передней кромкой на участке между линиями Маха, исходящими из начала и конца корневой хорды (рис.
12.4.3, заштри- хованная область), равен — — — 4, 18 ! + а Э (Ч1С) от и э.— э. = — '-э=— , (12.4.33) к )' а'э (иэ э — 1 и' (18 э + ч (1) где а„р — угол атаки крыла; т), 1 — обозначения координат, показанных на рис. 12.4.2 и 12.4.3. Перепад коэффициента давления, индуцированного крылом с дозвуковой передней кромкой, имеет вид (см. 148)) Лр =р„— р, = "а, ° ~ ' " ч(1 . (12.4.34) — — — 8ак (а' !8 эрчэ,г ка' (а'18е+ 1) к (18 1 /1) Формулы (12.4.33) и (12.4.34) применимы для условий, при которых линия Маха, выходящая из точки А боковой кромки, проходит за точкой С задней кромки, расположенной на корпусе, т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
