Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 31
Текст из файла (страница 31)
е. боковая кромка не оказывает влияния на область переноса нормальной силы. Эти условия выполняются (рис. 12.4.3), если ') (1+ — ')~1. (12.4.35) Для комбинации с хвостовым участком элементарная нормальная сила, действующая на участок корпуса под крылом, с(У = Лрд дт)с(3, (12.4.36) где с(т) с$ — элементарная площадь участка корпуса (рис. 12.4.3). Коэффициент нормальной силы, отнесенный к площади двух изолированных консолей, равен: гуе Глава двеиадцатав д) 7 а) А 7 О О,О 4О 2,Ч гагг/Ье О ОО ОЛ г« га ГУВ« Рис. !2.4.4 Кривые, карактериэуюнгие коэффициент интерференции К„рассчитанный дли плоской конфигурации «корпус — крылом а — корпус бев хвостовой чвств; б — корпус с хвостовой часа,ю для сверхзвуковой стреловидной кромки 2 ~~ дрйтд Лс, „ д„з„„(Π—.)(ь, + ь„) В* (и ° кр *Ггпе"=Г( „— Осев«в«в, ь,+«ч Х ~г(т) ~ агссоз +(ч )' и'гф; а (гя е + т!гс) о для дозвуковой стреловидной кромки !6 (в' (и е)от~ акэ гхбкт(к !— х ( вю — !) (! + Ьк(Ь«) ( ' (Я е + !) «'ГЬ« (12.4.37) ьк+«ч х) «ч ) )х', «т.
(12.4.3«) о «'ч Для конфигурации без хвостовой части корпуса за крылом нормальную силу следует рассчитывать при помощи тех же формул (12.4.37) и (12.4.38), но с условием, что в качестве верхнего предела второго интеграла следует брать вместо Ь, + а'т) значение Ь,. Коэффициент интерференции К, для рассматриваемой плоской модели вычисляют по формуле (12.2.11), в которой с„„р определяют по линеаризованной теории для изолированного крйла (см. $8.1). По аналогии с определением нормальной силы можно вычислить продольный момент сил, индуцированных крылом на корпусе, относительно оси, проходящей через вершину консоли, а затем найти соответствующую координату центра давления: 171 двродинамическая интерференция а) 0,7 О,б б) ' О ОЛ 00 Сг Ы г,а г«.гь, Ьта) ~ нь' 1,0 рис, 12.45 Координаты центра давления, рассчитанные для плоской конфигурации «корпус— крылоы а — корпус бав хвостовой частя; б — корвус с хвостовой частью 7,2 0,4 О ть 00 бг ьб 20 гк'~ба (х„) вт (кр) «т (кр) т (кр) Ьа+" ~Ч г Ьа+а'Ч = ) а)Ч ~ $ЛрЩ ~с(Ч ~ ЛР$.
(12.4.39) О а'т) о а'ч По этой координате определяем коэффициент центра давления.' (Сд)., <к, —— (Хд), т гкр)/(70 . Соответствующие вычисления произведены для летательных аппаратов с участком корпуса за крылом и без него (см. рис. 12.4.2). Результаты этих вычислений, приведенные на графиках, изображенных на рис. 12.4 4, указывают на увеличение коэффициентов интерференции К, у летательного аппарата с участком корпуса за крылом. Наличие этого участка (рис.
12.4.5) приводит также к смещению центра давления в более заднее положение, которое слабо зависит от угла стреловидностн консоли. Данные, приведенные на рис. 12.4.4, а и 12.4.5, а, относятся к комбинации «корпус — крыло» без хвостовой части (ххв = О), а на рис. 12.4.4, б и 12.4.5, б — с участком корпуса, длина которого НЕ МЕНЬШЕ Х; (т. Е. Ххв ~ Х, = 2Г)' Мт — 1). ДЛя бОЛЕЕ КОрОтКОГО Участка (х„,( х;) коэффициенты интерференции и центра давления можно определить при помощи линейной интерполяции: К =К о+(Ктб К о)х lх)' (12.4.40) (сд)чт <,, — — (сд),,к + ((сд)т „, — (сд)„, (к ) ) ххв)х), (12.4.41) где с индексами О и б параметры, соответствующие длинам хвостового Участка корпуса ххв = О и ххв = х; = 221~ М'„— 1. Коэффициенты "нтерференции определяем из общего выражения К А[ос« (1 + 1/т) р)(з 1)) (12.4.42) Глава двенадцатая 172 где А находим из графиков (рис. 12.4.4, 12.4.5). Согласно этим графикам, с увеличением а'1де возрастает коэффициент интерференции.
Противоположный эффект наблюдают при возрастании величины 2а'Г/Ью Влияние хвостовой части усиливается помере роста числа М, так как вследствие увеличения угла конусов Маха все большая площадь переноса оказывается расположенной внутри этих конусов, вершины которых совпадают с точками пересечения задней кромки оперения и образующей корпуса. ВЛИЯНИЕ ТОРМОЖЕНИЯ ПОТОКА м,= [( — ') (12.4.43) где Рю — давление тоРможениЯ за косым скачком.
Отношение Ро/Р можно принять равным (р /рю)рю/р, выразив его, как видно, через давление изэнтро. пнческого торможения. Обозначив юю = ро/ра, получим ре / /г — 1 з ~, а//а-1) — (1+ М ~ Р 2 В соответствии с этим Мт мз„мя„(й — П 1 ' 1 2 Аэродинамические расчеты комбинации «корпус — оперениею, рассмотренные выше, осуществлены в предположении, что крыло находится в условиях обтекания потоком, практически не отличающимся от невозмущенного. Соответствующий скоростной напор вычислен по параметрам этого потока, т. е. д = д = йр М /2. Такому значению скоростного напора соответствуют все 2 аэродинамические коэффициенты. Действительное обтекание характеризуется торможением потока перед крылом, которое необходимо учитывать при определении аэродинамических параметров. Степень такого торможения можно охарактеризовать средним коэффициентом торможения йг = д/4~, для которогоскоростной напор д = ЕРМЯ/2 находят по некоторой осредненной величине числа М, возмущенного потока перед крылом.
Полагая давления в возмущенном и невозмущенном потоках одинаковыми (р = р ), средний коэффициент торможения можно выразить зависимостью Д, = М,/М . Изменение этого коэффициента пренебрежимо 2 2 мало при дозвуковых скоростях и оказывается существенным в случае обтекания с большими числами М . При этом величина й, зависит от характера и интенсивности скачков уплотнения, возникающих перед головной частью. Если крыло находится на расстоянии х«э ) (1,5 —: 2)хмюл от носка головной части, имеющей вид конуса с полууглом при вершине ()» ( ()з.кр (где рк.кр — критическая величина полуугла), то й, можно определить из условия, что давление перед крылом р = р . Этому давлению соответствует величина квадрата числа Маха !73 А»родинамическая интерференция Отношение давлений торможения находят при помощи формулы (10.2.26) нли приближенного соотношения (см.
[131) й -(- 1 ((ь+0((а-(! ( хт !а((а-(! ( д — 1 /(-ь((а-(! 0 2 / / ( '( 1+1(й — 1)/21хз / [, 2 (!2.4.46) в котором й 1 г ((!г х ! соз~(к+[1+ й$ з(пт к/ 2 (12.4.46) Если головная часть отличается от конической, то коэффициент торможения можно рассчитывать следующим образом. Сначала находим для заданной головной части по соответствующим аэродинамическим зависимостям коэффициент волнового сопротивления с„„затем при помощи аппроксимирующей формулы (!0.2.31) вычисляем соответствующий угол полураствора 6« условной конической поверхности, которой заменяем заданную головную часть.
Затем подсчитываем величину М а!пр«, по которой находим параметры х, т» и коэффициент йм Зтот коэффициент позволяет уточнить аэродинамические характеристики, вычисляемые с учетом интерференции. Например, коэффициент нормальной силы комбинации «корпус — крыло» определяется в виде са т «р — — с„, + (Кт + Кнр) св „р 1т„ (12.4.47) где с «р целесообразно вычислять по линеаризованной теории.
При этом такое вычисление можно производить не по числу М , а по уточненному значению М»(М я т2.5. Влияние формы крыла и числа М на параметры обтекания при крене НОРМАЛЬНАЯ СИЛА В формуле (12.3.33') производную с„„р можно вычислять по линеаРизованной теории, что позволяет учесть в определенной степени влияние на нормальную силу при крене числа М, а также формы оперения.
Однако, как уже указывалось, коэффициент интерференции Кр не зависит от этих факторов и, следовательно, формула (12.3.33) не отражает полностью всех особенностей обтекания оперения при крене. В частности, по этой формуле знак дополнительной нормальной силы не изменяется, хотя, как показывают более точные расчеты, такое изменение происходит. Например, при некоторых углах стреловидности нормальная сила действует в противоположном направлении Этот недостаток линейной теории может компенсироваться путем применения зависимости (рис. 12.5.1) (12.5.1) 174 Глава двенадцатая Рис. 12.5.1 Силы, действующие прн крене в которой коэффициент нормальной силы изолированной консоли Лс„„„= ЛУ,Р!(д Я„,„ /2) = = 2«5 (йу, с"„~[! — В, + 0,5В,(1д в;(ы> — 1)~.
(12.5.2) Здесь В, и Вв — коэффициенты, являющиеся функциями параметров Х„р~l М' — 1 и )~„р(пу,у, (рис. 12.5.2). Из (12.5.2) видно, ЧтО Прн МаЛЫХ уГЛаХ СтрЕЛОВИдНОСтн (1д!Гнв (( 1) И дОСтатОЧНО бОЛЬ- ших числах М (при которых В, = 1, Вв(0) знак нормальной силы может измениться на обратный.
Площадь В„>1„! в (12.5.2) вычисляется для изолированных консолей с учетом их подкорпусной части; величина 1етт~в представляет собой тангенс угла стреловидностн по линии половины хорд (см. рис. 12.5.1). Полученные соотношения для нормальных сил, создаваемых при крене горизонтальными консолями оперения, можно отнести как к плюсобразной форме стабилизаторов, так и к комбинации «корпус— крыло>. При этом в случае плюсобразного оперения симметричные вертикальные консоли создают поперечные силы, аналогичные нормальным силам горизонтальных несущих поверхностей. Так как для вертикальных консолей углом скольжения является а, а углом атаки — ( — 5), то при любом сочетании этих углов с,„= — сат.
В соответствии с этим нормальная и поперечная силы, действующие на нижнюю и верхнюю консоли, направлены навстречу друг другу (см. рис. 12.5.1). МОМЕНТ Зависимость (12.3.46), полученная на основе аэродинамической теории тонкого тела, применима для треугольных консолей, обтекаемых при небольших числах Маха (М ж1). Существенный недоста- 175 Аэродинамическая интерференция Л рсдхнт=д 00 Ятэсд Хм=О 2~ -т — — "— ОД аг Мт 2 я„э /мг:г Я.эгдх,,=е эчэгд х~ т=а 04 0,2 ъ„, рм„г Рис. 12.5,2 Графики для определения коэффициентов Вт и Вв ток этой зависимости состоит в том, что она не отражает возможности изменения знака момента крена при изменении числа М и формы консоли.
Используя значение коэффициента нормальной силы(12.5.1), можно получить формулу, которая позволит установить соответствующее изменение знака этого момента: Птхг= Мхг/(Д„Вкр,к,(кр) = = — 0,5бс„„~ Кар [» + (1 — »„) (зд)т,р 1,> ), (12.5.3) где (кр — 25 — размах крыла, Втс,„р — коэффициент нормальной силы, определяемый по (12.5.2). Из (12.5.2) и (12.5.3) видно, что при малых углах стреловидности (1ку27в « 1) и достаточно больших числах М (В, ж1, Вв(0) знак момента может стать положительным, чтоуказывает на возникновение дестабилизирующего момента при накренении.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
