Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 40
Текст из файла (страница 40)
Влияние щелей, образующихся в производственных и эксплуатационных условиях, на изменение эффективности рулей можно учесть, если ввести поправочный множитель й„в полученные выше значения аэродинамических характеристик органов управления. При дозвуковых скоростях (М ( М ир) ориентировочно можно принять й„, = =0,8 —: 0,85, а при повышейных числах Маха (М ) 1,4) коэффициент й = 0,9 —: 0,95. в 42.8.
Аэродинамическое сопротивление Зависимости для определения аэродинамического сопротивления летательного аппарата в виде комбинации корпуса, крыльев и оперения должны учитывать влияние на сопротивление интерференции между отдельными элементами аппарата. Полное сопротивление Х, при наличии подъемной силы (са„иь О) можно представить суммой сопротивления Х, при нулевой подъемной силе, основной части индуктивного сопротивления Хо создаваемой корпусом, крыльями и оперением, а также индуктивной составляющей ЬХ„включающей некоторые неучтенные аэродинамические силы, появляющиеся вместе с подъемной силой, т.
е. Ха = Х, + Х, +АХ„. Соответствующий коэффициент полного сопротивления, отнесенный к некоторой хаРактерной площади 5, с„= Х/( т) Я) = с„+ с„+ Лс„„ (12.8.1) г(а Глава двенадцатая СОПРОТИВЛЕНИЕ ПРИ ОТСУТСТВИИ ПОДЬЕМНОЙ СИЛЫ 1с =01 Величина коэффициента этого сопротивления Лс + Ас р + Ас (12.8.2) где Асхт схт + Асх т (кр) + Асх т (оп] 1 (12.8.2') Асх кр = сх кр + Асх кр (т) ) Асх оп = скоп + Асх оп (т) ° ) Здесь с„, с,„р и сх„— соответственно коэффициенты сопротивления изолировайных корпуса, крыльев и оперения; остальные компоненты в сумме дают поправку на интерференцию.
Индекс в скобке у каждой составляющей указывает элемент конструкции, в результате интерференции с которым появляется дополнительное сопротивление корпуса, крыла и оперения. Основной частью сопротивления всей комбинации является сопротивление ее изолированных элементов ЬС = Сх, + Сх к р + Сх, (12.8.3) Выделив из каждой составляющей сопротивление, вызванное разрежением за донным срезом (донное сопротивление), получим Асх) ~~~ + ~» р+ ~~~ + сх т кон + гх кр кон+ хоп кон (12' ' ) где первые три величины — коэффициенты сопротивления от давления и трения на корпусе, крыле и оперении, а вторые три компонента— соответствующие составляющие коэффициента донного сопротивления.
Сопротивление корпуса. Полное сопротивление корпуса определяется с учетом его формы, которая в общем случае может отличаться от тела вращения. Если это отличие невелико, то корпус рассматривается как тело вращения с распределением радиусов вдоль продольной оси х, происходящим по закону Г(х) = 3/5(х)/д, где 5(х)— площадь поперечного сечения корпуса заданной формы.
У такого тела вращения подъемная сила и моментные характеристики, как показывают исследования, сохраняются такими же, как у корпуса заданной формы. Различие в сопротивлении оказывается более существенным, поэтому его целесообразно учитывать. Отклонение формы корпуса от тела вращения может происходить из-за различных «надстроек>, например обтекателей, антенных устройств и др. Аэродинамическое сопротивление корпуса зависит от расположения надстроек. Исследования показывают, что наименьшим является сопротивление при среднем расположении этих надстроек. При выносе вперед надстроек сопротивление возрастает из-за повышенного давления на носовую часть, а при заднем расположении оно увеличивается вследствие срыва потока и повышения донного разрежения. 219 дародинамическая интерференция 5 р )О рис.
12.8,1 Схема летательного аппарата для расчета аэродинамического сопротивления Сопротивление, обусловленное таким разрежением за донным срезом площадью Зд,„, определяется величиной коэффициента донного дав- лениЯ Рд,„= (Рд,„— Р )/д, поэтомУ коэффициент с,, д,„в (!2.8.3'), отнесенный к характерной площади 5 (рис. 12.8.1), до (Ркоо Р ) ~кон ~кок ° ° х т.дон— 3 он (»2 !». я,» В практических случаях при вычислении сопротивления можно принять, что его составляющая, обусловленная трением, не зависит от интерференции. Тогда следует учитывать изменение только сопротивления от давления корпуса вследствие интерференции с несущими поверхностями. При этом если крылья и оперение расположены на цилиндрической части корпуса, то его сопротивление не изменяется. Если же крылья или оперение находятся на сужающихся нли расширяющихся участках корпуса, то влияние интерференции может оказатьсЯ сУЩественным.
ПРиближенно величины т)»с, 1,р> ИЛИ Л»сх,1,„1 МОЖНО ОПРЕДЕЛИТЬ ИСХОДЯ ИЗ ПРЕДПОЛОЖЕНИЯ, ЧтО КОРПУС находится в поле давления изолированной консоли несущей или стабилизирующей поверхности, которое можно вычислить по сверхзвуковой теории крыла (см. з 8.3). Сопротивление крыльев и оперения. При расчете сопротивления изолированных крыльев и оперения их форму целесообразно рассматривать в виде консолей, выступающих над корпусом, и фиктивных участков несущей поверхности, расположенных внутри корпуса.
Утакого крыла (или оперения) сохраняются прежний размах, но увеличивается площадь Я'„р. Значение сх„р(Х„р) [или с,„(Х„)), учитываемое формулой (12.8.2), определяется сойротивлением этого крыла без той его части, которая приходится на фиктивный участок крыла площадью Л З„р, Расположенного под коРпУсом, сх кр = (сх кр)на(1 д'Чкр/1'Чкр) ' где (сх„р)на — коэффициент сопротивления пары консолей, рассчитанный дл!™я значения 5'„р с учетом площади под корпусом. 220 Глава двенадцатая Влияние интерференции на сопротивление можно учесть, введя поправку к выражению для с„„р в виде сх кр =(гх кр)ип(1 — йи.квй8кр/Якр) (12 8 5) где Й„.„р — коэффициент интерференции, изменяющийся в широких пределах в зависимости от расположения крыла на корпусе и характера их сопряжения, а также формы и удлинения крыла.
При небольшой стреловидности и удлинении (Х„р ) 2) крыльев, плавно сопряженных с корпусом, величина Й„,„р мало отличается от единицы. При положительной интерференции, уменьшающей сопротивление, величина Й „, „р ) 1. Сопротивлейие консолей (оперения) вычисляем так же, как и для крыла. Согласно полученным результатам, сумму членов Дс„„р + +Лс„„, входящую в (12.8.2), можно представить в виде лз„, '1 ~ю„', кр ~ап / 3 где 33'„р, Х5'и„— суммарные площади консолей с учетом участков, занятых корпусом; й„лв — коэффициенты торможения потока; (с „р) „., (с„„) „, — коэффициенты сопротивления изолированных крыльев и оперения, вычисленные соответственно для чисел М, н Мв потоков соответственно перед крыльями и оперением.
Полное сопротивление при су, = О. Сумма составляющих коэффициента Лс„(12.8.2'), относящаяся к корпусу, где коэффициенты со штрихом находим по миделевому сечению корпуса, а велнчинаЛс„, отнесена к характерной площади 5 рассматриваемой комбинации. Учитывая (12.8.6), найдем общее соотношение для полного коэффициента сопротивления: (12.8.8) ~ап / Согласно экспериментальным исследованиям, у большей части конструкций влияние интерференции на сопротивление оказывается небольшим и его можно учесть путем введения к коэффициенту со- 221 дэродинамическая интерференция Р„с, 12.8.2 ПРинеиеиие правила площадей для расчета аэродинамического сои рот и вл еи и я. 1 — заданная конфигурация ле.
чательного аппарата; т — эквивалентное тела вращения с на. плыло ~ (н сечениях 1 — 1 и 11 — 11 площади сечений одинакавык а — тело вращении минимального сопротивления; 4 — форма эк. вивалентного тела (с поджатием карлуса(, имеющего уменьшенное сопротивление (плон(ади в сечениях 11 1 в 1 11 и 1Р— 1« олн. неко ы( А '21 ! »1 противления ('асио (12.8.3) некоторого суммарного коэффициента интерференции 1«с. В соответствии с этим полный коэффициент сопротивления еиа =-,й(е„екс. Коэффициент А, зависит от ряда факторов, в частности, скорости и высоты полета, схемы летательного аппарата, конструкции его отдельных элементов.
Величина этого коэффициента обычно мало отличается от единицы и в приближенных расчетах может быть принята равной 1«с ж 1,05 —: 1,06. Правило площадей. Практический интерес представляет оценка сопротивления комбинации «корпус — крыло», основанная на использовании правила площадей. Согласно этому правилу, сопротивление указанной комбинации равно его соответствующему значению для изолированного корпуса, имеющего то же распределение площадей поперечного сечения, что и комбинация «корпус — крыло». Такой изолированнык корпус называют эквивалентным телом. При построении эквивалентного тела комбинация «корпус — крыло» рассекается поперечными плоскостями, перпендикулярными продольной оси, и измеряется ее площадь в выбранном сечении. Эта площадь считается принадлежащей эквивалентному телу, которое отличается по внешнему виду от заданного корпуса тем, что начиная с сечения, где расположены передние кромки, такое тело приобретает выпуклую форму (рис.
12.8.2). Если форма эквивалентного тела определена, то коэффициент его волнового сопротивления можно найти, например, при помощи интегрального соотношения (11.3.28). Входящую в него вторую производную 5 (1) вычисляем для эквивалентного тела. В сверхзвуковом диапазоне скоростей изложенный метод применим только для очень тонких конфигураций со стреловидными крыльями малого удлинения. Этот метод можно применять и для нестреловидных крыльев при условии, что М ~ 1. Экспериментальные исследования показывают, что правило площадей можно использовать для получения такой компоновки летательного аппарата, которая бы обеспечила в области трансзвуковых скоростей наименьшее сопротивление.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
