Файл: Лебедев А.А. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов учеб. пособие.pdf

любого источника распространяются на всю область течения и поэтому углы скоса потока в любой точке должны определять­ ся от всей вихревой системы. В сверхзвуковом потоке углы ско­ са должны определяться с учетом ограниченности зон влияния

вихрей.

Опыт показывает, что вихревая пелена является неустойчи­ вой и на некотором расстоянии от задней кромки крыльев свора­

системы.

167

Поскольку местные углы скоса потока е неодинаковы вдоль размаха задней несущей поверхности, то целесообразно ввести понятие среднего угла скоса потока еср. Это — условный, посто­ янный по размаху угол скоса потока, вызывающий тот же эф­ фект, что и действительное поле углов е.

При малых углах атаки угол еср пропорционален а:

Здесь ZB — относительная координата вихря, т. е. расстояние от борта корпуса до вихря, отнесенное к размаху одной перед­ ней консоли. Значения zB определяются по теоретическому гра­ фику (рис. 3.16) в зависимости от параметров передних консо­

лей ХкК | М і - 1 I , XKtgxo,5 и 4к-

Рис. 3.16. График для расчета zB

Безразмерная величина і, входящая в формулу (3.34), пред­ ставляет собой коэффициент интерференции вихрей и задней несущей поверхности. Этот коэффициент зависит от следующих параметров: относительного диаметра корпуса в области зад­ ней несущей поверхности Du, обратного сужения задних консо-

168

2и

— .Зависимость і от этих параметров, полученная с помощью

Іи

теории полос *, представлена на рис. 3.17.

Поперечная координата вихря (отсчитываемая от плоскости симметрии летательного аппарата) определяется по формуле

где Di — диаметр корпуса в области передней несущей поверх­ ности.

Вертикальная координата вихря отсчитывается от центра тяжести площади (середины САХ) задних консолей. В общем случае (см. рис. 3.18) она определяется выражением

Рис. 3.17. Графики для расчета коэффициента интерференции і передних и задних несущих поверхностей

* См. NACA Report, No. 1307, 1957.

169

Рис. 3.17. (продолжение).

170

где хв — расстояние вдоль оси х от оси вращения передней кон­ соли до точки схода вихря;

Хц — расстояние вдоль оси х от точки схода вихря до сере­ дины САХ задней консоли;

уп — смещение по вертикали поверхности I относительно поверхности II (уи>0, если поверхность I расположе­ на выше поверхности II).

Следует заметить, что знак у в не влияет на величину і, т. е.

Ң - у в) = Ң у в)-

В частном случае, когда поверхности I и II расположены в одной плоскости, ув = 0.

Сделаем некоторые замечания по практическому использованию рис. 3.17.

171

вытекающей из уравнения постоянства расхода.

Множитель фЕ, входящий в выражение (3.34), учитывает то обстоятельство, что в сверхзвуковом потоке зона влияния вихря ограничена конусом Маха, вершина которого совпадает с точ­ кой схода вихря с передней консоли. Если число Маха достаточ­ но велико, то могут быть случаи, когда вихрь влияет не на всю заднюю консоль, а только на часть ее. Это хорошо видно из схе­ мы, изображенной на рис. 3.19.

Рис. 3.19. Схема для определения величины ф 6

I

Поскольку вихри распространяются примерно в направлении невозмущенного потока, то по мере роста угла атаки площадь задней консоли, находящаяся внутри конуса Маха, постепенно уменьшается. При достаточно больших углах атаки, определяе­ мых соотношением

задняя несущая поверхность полностью выходит из зоны влия­ ния вихрей, вследствие чего еСр= 0 (это справедливо при 8і= = */п= 0).

Для учета ограниченности зоны влияния вихрей можно ре­ комендовать следующий приближенный способ: введем в фор­ мулу (3.34) множитель ф£, представляющий собой отношение части площади задней консоли, находящейся внутри конуса Ма­ ха, ко всей площади консоли. Значения фЕ в общем случае за­ висят от М, а, 6і и геометрических параметров летательного аппарата. При расчете производной Вер следует принимать а = ='бі = 0 и находить фЕ путем графического построения. В дозву­ ковом и околозвуковом потоках ф Е= 1.

172

1.5. КОЭФФИЦИЕНТ ТОРМОЖЕНИЯ ПОТОКА

Как передние, так и задние несущие поверхности располо­ жены в зонах заторможенного потока. Степень торможения ско­ рости в каждой точке, вообще говоря, различна, поэтому для удобства вводят понятие о средних коэффициентах торможения потока ,

ЯI Ян

СтІ : СТІІ:

где <7і, qn — средние скоростные напоры потока в области пе­ редних и задних несущих поверхностей.

Если считать, что плотность и температура воздуха в ука­ занных областях мало отличаются от плотности и температуры невозмущенного потока, то можно написать

является функцией числа М до скачка и полуугла при вершине конуса Ѳк. Таким образом, для заданных значений М и Ѳк (или М и Анос) можно определить о.

Найдем теперь зависимость между а и коэффициентом тор­ можения потока.

173