Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 33
Текст из файла (страница 33)
Рассматривая второй член в (12.5.10), можно видеть, что при положительных значениях а и А и углах скольжения й( а возникает дополнительный восстанавливающий момент крена; в случае больших значений угла скольжения (5 ) а) знак момента изменяется на обратный. Все эти особенности вихревого воздействия на движение крена можно детально исследовать экспериментально. 181 д»родинамичесивя интерференция Рис. 12.6.1 Схема образования скоса нотока за крылом 5 12.6.
Интерференция между крылом и оперением ОБЩИЕ ОПРЕДЕЛЕНИЯ Если перед оперением, расположенным на корпусе, отсутствуют другие несущие или управляющие поверхности, то интерференцию для оперения и корпуса рассчитывают так же, как и для комбинации «корпус — крыло». Если на корпусе перед оперением имеется крыло, при определении аэродинамических характеристик оперения и корпуса следует учитывать дополнительное влиние крыла. Это относится и к схеме «утка», при которой впереди крыла находится оперение.
Рассмотрим физическую природу интерференции между оперением и впереди расположенным крылом. Вихревая пелена, сбегающая с крыла и проходящая вблизи оперения, вызывает скос потока, в результате чего уменьшается угол атаки и, как следствие, снижается подьемная сила консолей оперения. Скос потока в любой точке пространства за крылом определяется углом з = — тнФ, вычисляемым по вертикальной составляющей скорости тр, индуцируемой вихревой пеленой, сходящей с крыла (рис. 12.6.1).
Как уже известно, для изолированного крыла угол в в рассматриваемой точке пространства зависит от его геометрических и аэродинамических характеристик. Для комбинации «крыло — корпус» при определении этого угла необходимо учитывать также влияние интерференции. Благодаря ее воздействию крыло, присоединенное к корпусу, сильнее скашивает поток. Такое крыло вследствие интерференции с корпусом обладает большей, чем изолированное крыло, нормальной силой.
При возросшем ее значении интенсивнее будет сбегающая с крыла вихревая пелена, индуцнрующая за ним ббльшие скорости и сильнее скашивающая поток. Предположим, что участок корпуса за крылом имеет постоянный диаметр, поэтому вихревая пелена располагается в плоскости крыла. 1В2 Главе дввнвдцвтвп Рис. 12Л.2 Интерфереици я между онерением и крылом для тонкой комбинации: 2 — крыле; 2 — ввхреаав пелена: 2 — евереппе где (г ), = г/(8 )о (8 )еп ) (з )„р — полуразмах оперения. Для оценки влияния интерференции на нормальную силу опере- ниЯ ввеДем коэффиЦиемт эффективности опеРениЯ а!о, опРеделЯемый как отношение приращения нормальной силы при установке хвостового оперения на комбинацию «крыло — корпус» к приращению нормальной силы при установке хвостового оперения на изолированный корпус: 21„= (у,, „., — 1;, „) Пу,,.
— 1',), где в соответствии с (12.4.14) кр '( еа)крЧ [ ( Гщ)кр+ ( Гги)кр] . (12.6.2) (12.6.3) Учитывая, что нормальная сила комбинации «корпус — оперение» )гт,еп в (12.6.2) определяется, как и ) т,„р,,„, по формуле (!2.6.1), а величина )г, =22«гкал, коэффициент эффективности оперения Как показывают экспериментальные исследования, это предположение можно с известным приближением отнести к весьма тонкой комбинации корпуса и крыла. При этих условиях поток за крылом параллелен хорде оперения, если крыло и оперение расположены на корпусе вдоль одной образующей и под одинаковыми установочными углами (рис.
12.6.2). Таким образом, участки оперения с размахом, равным размаху крыла, не имеют нормальной силы. Оставшуюся часть консоли оперения с размахом (э ), — (з )„р[(э )кр — размах консоли крыла) следует рассматривать вместе с консолью крыла как единую несущую поверхность с размахом (а„) (на рис.
12.6.2 поверхности АВР и С1»Е). В соответствии с этим и согласно (12.4.14) нормальную силу комбинации «корпус — крыло — оперение», включая нормальную силу носовой части корпуса, можно выразить в виде )гт, кр, еп — — 2ак(У ) „д [1 — (г» ) + ( Ге ),„], (12.6.1) 1вз Аэродинемичесиея интерференция т1 — '" '~ "е (12 6 4) ( — з) (1 ( Я) 1г Согласно принятой гипотезе, в случае, когда размах оперения меньше или равен размаху крыла, нормальная сила оперения в результате интерференции исчезает, а коэффициент эффективности равен нулю. Найденный коэффициент эффективности можно рассматривать как предельное значение, соответствующее наиболее неблагоприятному случаю обтекания, когда вихревая пелена, сбегающая с задней кромки крыла, является плоской и совпадающей с плоскостью консолей и их нормальная сила поэтому является наименьшей. Однако в практических случаях такой неблагоприятный эффект интерференции меньше, так как, во-первых, вихревая пелена не плоская, а сворачивается в вихревые жгуты при подходе к оперению, во-вторых, направление вихрей ближе к направлению скорости набегающего потока, чем к направлению плоскости хорд оперения, поэтому вихри, как правило, не лежат в этой плоскости, а располагаются в зависимости от знака угла атаки выше или ниже оперения.
ДОЗВУКОВЫЕ СКОРОСТН При расчетах интерференции между крылом и оперением угол скоса потока принимают с известным приближением постоянным по размаху и равным его среднему значению, определяемому по (6.4.23). Скос потока за крылом, имеющим такой же установочный угол, как и оперение, обусловливает уменьшение эффективного угла атаки оперения, который вычисляем по выражению ае.т.е = а (12.6.5) В соответствии с этим коэффициент нормальной силы оперения с„„,, = с", (а — е), (!2.6.6) ят,е где с„„., =(дся/да)т е — производная по углу атаки а от коэффициента с„„,, изолированного горизонтального оперения. При установкекрыльев и оперения накорпусе необходимо учесть изменение их нормальной силы вследствие интерференции.
Коэффициент нормальной силы крыла сд в (6.4.23) следует определять с учетом изменения под влиянием ийтерференции с корпусом эффективного угла атаки сечений согласно (12.1.6). для упрощения расчетов можно воспользоваться понятием о среднем по размаху крыла значении эффективного угла атаки, который определяется в соответствии с правилом осреднения по формуле 1аб Глава двенадцатая б1 и-и Б1 Рнс. 12,6,3 Вихревая модель комбинации ',«корпус — крыло»: т — сбегающна (свободные) внхрн для консолн; у — сбегающие (сопряженные) вихри для корпуса; б — прнсоедннанные вихри для консоли: а — присоединенные (сопряженные) викри для корпуса; б — крыло; б — оперение (пр(2 ав кр — — ~ (1+ гс/га) б(г = а(1+ 2г71хр).
(12.6.7) (и /2 г г Соответственно для оперения п, „= а(1+2г!1 ). (12.6.7') Таким образом, коэффициент нормальной силы оперения на основании (12.6.7') Су г.о Ср г.о (Пв.оп в) 1 (12.6.6') здесь а = а,р определяется из выражения (6.4.23), в котором с„= = ср нр —— с„,ра .
„„, где с„"нр — — (дср7да),р — производная от коэффициента нормальнои силы изолированного крыла по углу атаки. СВЕРХЗВУКОВЫЕ СКОРОСТИ При исследовании интерференции оперения с крылом можно исходить из упрощенной вихревой модели комбинации «корпус — крыло» (рис. 12.6.3). Согласно этой модели, каждая из консолей заменена присоединенным вихрем интенсивностью Го и свободным вихрем той же интенсивности, сбегающим с задней кромки консоли. Так как корпус обладает несущей способностью, то он также должен быть заменен участком присоединенного вихря и вихрем, сбегающим вниз по потоку.
Эти вихри интенсивностью Г, называют сопряженными. Расположение сопряженных свободных вихрей соответствует правилу соиряжбннои радиусов (см. (31)), согласно которому г. = Гя/го. (12.6.8) Правый сопряженный вихрь имеет равную с правым свободным (внеп)ним) вихрем величину интенсивности Г„но обратное направ- Авродинвмическвя интерференция 185 ление вращения; то же относится и к левым вихрям. Таким образом, рассматриваемая вихревая модель комбинации «корпус — крыло» включает в себя две пары П-образных вихрей интенсивностью Г,.
Согласно формуле Жуковского (6.3.22), нормальная сила консолей при наличии корпуса ЛУкр(т) = 2р У Ге(за — г), , (12.6.9) а нормальная сила корпуса при наличии крыла 1т+Мт(кр) =2Р,У,(о() а(а) (12.6.10) где яв — поперечная координата свободного (свернувп)егося) вихря, совпадающая с центром тяжести вихревой пелены; гы — координата сопряженного вихря; в соответствии с (12.6.8) з(а = Г (2а( (12.6.11) г,— г — длина присоединенного вихря (несущей вихревой линии) на консоли; г — г(, — длина участка сопряженного присоединенного вихря внутри корпуса.
Нормальная сила комбинации «корпус — крыло» (без нормальной силы носовой части корпуса) Ут, кр — Ут = Л1 т (кр) + М кр (т) = 2р У 1'о (аа — грува). (12.6. 12) Зта нормальная сила определяется также по (12.6.3)без учета нормальной силы корпуса 2пцг»() . Следовательно, 2Р У Го(г„— гв!га) = 2кп(У)„„() [1 — (гг)к»+(г„')„~]— — 2кпгв() = 2лп( У ) (1 — ( г» ) )» () . (12.6.13) Рассмотрим выражение (12.6.2). Входящие в него значения нормальной силы можно представить в виде У.",-=У,+бУ.(р)+бУрсе+бУ.(-)+буопел+ЛУ.(-) + + ЛУоп (т) в (две последние составляющие с индексом «в» обусловлены влиянием вихрей).
Зто выражение можно представить в другом виде, учитывая У,,р = Ут + М', („р) + ЛУкр (,), У,,,„= У, + ЛУт (,„) + ЬУ„(,) . Поэтому Чоп = 1 + (М т (ап) в + М оп (т) )/(М т (о ) + М ап (т) ); (12 6 14) отсюда М;...). +ЛУ,„„), = М „,,„„= (ЛУ,(.„, + ЛУ,„в»)(Ч,п — 1), или ЛУт (ап) в = Уоп (Ккр + Кт) (т)оп 1) ' (12'6'16) )а6 Глава двенадцатая Разность .я„— 1 получим из выражения (12.6.4) в следующем виде: т)„! — "Р "Р .
(12.6.16) (".)оп ( — (4)..Р С учетом (12.6.13) ) о (~о/~ т/то) пот)т (В ) [) — (т ) ] После подстановки (12.6.17) и (12.6.15) и замены К„р + К, величиной ((э,„), + 1)в/(э,„), )см. (! 2.2.61)) получаем ду 2то (то — тв/го) гоп (т,оп) в = ппУ о 1(вт)оп т) (12.6. 18) В соответствии с (12.6.9) циркуляция Го = д Упр (т) /12Р„У„(ао — )'пр)1 ° (12.6. 20) В числителе и знаменателе этой формулы радиусы Г следует принять равными их значениям соответственно в окрестности крыла и опеРениЯ, т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
