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

ших числах М. Если кормовая часть корпуса — расширяющая­ ся, т. е.

1 ''Ікорм

< 0 ,

ЗХкорм’Ікорм

то донное разрежение возрастает (£,,>1).

При дозвуковых скоростях полета (М ^0,8) коэффициент донного разрежения может быть приближенно найден по фор­ муле

При определении 5ДНи k n следует учитывать замечание, сде­ ланное в разд. 1.4. Если обводы кормовой части достаточно кру­ ты (угол наклона образующей больше 20°), то предварительно находят фиктивные п а р а ­

230

Бели из донного среза вытекает іреактивная струя (при ра­ ботающем двигателе), сждн рассчитывается также по формуле (4.41), но в этом случае за 5ДН принимается площадь кольца, заключенного между внешней окружностью донного среза и окружностью среза сопла. Следует отметить, что такой расчет не учитывает влияния струи на рдн. В большинстве случаев давление в струе на срезе сопла значительно превышает величи­ ну донного давления. Это повышенное давление будет переда­ ваться в какой-то степени и на застойную область вокруг струи, что приведет к уменьшению схдн. Количественная оценка влия­ ния струи может быть дана только в результате эксперименталь­ ных исследований.

§ 2. КОЭФФИЦИЕНТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ПРИ а= б= О

Методы расчета коэффициента схо передних и задних несу­ щих поверхностей почти идентичны. Единственное отличие со­ стоит в том, что расчет сж0і следует вести при числе Маха Мі =

' =Му&ті, а расчет cx0ii при Мц = МУ&тн. Поэтому далее излагает­ ся только методика расчета сх01.

Лобовое сопротивление несущей поверхности с заостренны­ ми задними кромками при а = б=0 складывается из профильно­ го и волнового сопротивления. В соответствии с этим можно на­ писать

Профильное сопротивление обусловлено вязкостью воздуха. Оно определяется в основном силами трения и в незначительной степени — разностью давлений в носовой и хвостовой частях профиля.

Волновое сопротивление — это сопротивление давления, обус­ ловленное сжимаемостью воздуха. Оно возникает при М >М кр, когда обтекание крыльев сопровождается появлением скачков уплотнения.

При больших числах М нашли применение несущие поверх­ ности с затупленными задними кромками. В этих случаях к про­ фильному и волновому сопротивлению добавляется донное со­ противление, связанное с отрывом потока на задней кромке:

Рассмотрим отдельные слагаемые выражений (4.42) и (4.43).

" •'ч

2.1. ПРОФИЛЬНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ____

Коэффициент профильного сопротивления можно подсчитать по формуле

231

• щины профиля с и і( (рис. 4.28).

Ret

ЭТОМУ Xt— Xc-

4. Если впереди найденной таким способом точки перехода имеется какойлибо источник сильной турбулизации (стык листов обшивки или панелей, сва­ рочный шов, ряд винтов или заклепок, излом обвода профиля, щель между

232

элероном и крылом и т. д.), то правильнее считать точку перехода совпадаю-

,щей с этим источником, т. е. значение xt надо соответственно уменьшить.

5.В местах сопряжения крыльев с корпусом и гондолами существование

ламинарного пограничного_слоя маловероятно. Для учета этого обстоятель­

ства найденное значение xt надо уменьшить еще на 10—20%, а при наличии гондол на крыльях на 40—60%. У летательного аппарата схемы «утка» погра­ ничный слой на части поверхности крыльев, находящейся за оперением, сле­ дует считать полностью турбулизированным.

6. Если на поверхность крыла падает скачок уплотнения, вызванный какой-либо другой частью летательного аппарата, топограничный слой за скачком также следует считать турбулентным.

На этапах предэскизного и эскизного проектирования лета­ тельного аппарата не всегда известны некоторые факторы, от которых зависит положение точки перехода. В этих случаях t обычно принимают в расчетах xt —0, несколько завышая тем

самым профильное сопротивление.

2.2. ВОЛНОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ

Согласно теории крыльев конечного размаха в сверхзвуко­ вом потоке коэффициент волнового сопротивления с*в зависит от числа М, формы крыльев в плане, а также от толщины и фор­ мы профиля

Число независимых переменных можно уменьшить, преобра­ зовав выражение (4.46) к виду

Акс2 = /(Л < / М 2 — 1, \ t g x , ijK, форма профиля). (4.47)

На рис. 4.30 штрих-пунктирными линиями нанесены теорети­ ческие зависимости

Акс2

для .трапециевидных крыльев с ромбовидным профилем. Каждая кривая соответствует определенным значениям параметров ^ntgXc и г|к (%с — угол стреловидности по линии максимальных толщин крыла). Сплошными линиями показаны аналогичные зависимости, полученные в результате обработки эксперимен­ тальных данных. Характерно, что при X,Ktg%c = 0 и М ~1 значи-

тельное влияние оказывает параметр Хк]/ с , как это и следу­ ет из трансзвуковых правил подобия.

Экспериментальные значения коэффициента волнового со­ противленияjsaMerao расходятся с теоретическими, особенно в

области ЯКУМ2—1 «Як tg хс (звуковая линия максимальных тол­ щин), где теоретические кривые имеют резко выраженные пики. Здесь линейная теория неприменима. При больших значениях

ЯКУМ2—1, когда линия максимальных толщин становится суще­ ственно сверхзвуковой, сходимость значительно лучше, но все

233