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

*)

Рис. 4.30. График для расчета волнового_ сопротивления

крыльев с ромбовидным профилем (лгс = 0,5):

а) Лк-1

234

Рис. 4.30. (продолжение) График для расчета волнового со­

противления крыльев с ромбовидным профилем (хс=0,5):

б ) п к- 5

235

тивления крыльев с ромбовидным профилем (л:о = 0,5):

в)

же и здесь эксперимент дает несколько меньшие значения вол­ нового сопротивления. Это можно объяснить тем, что поток вблизи задней кромки крыльев расширяется неполностью из-за наличия пограничного слоя, что ведет к повышению давления в данной области. Например, исследования ромбовидных профи­ лей в аэродинамической трубе показывают, что

236

Таблица 4.2

237

Если относительная толщина профиля меняется по размаху крыла, то расчет сжв следует вести по средней эквивалентной толщине

Для грубых прикидок в качестве сэкв можно принимать сред­ нее арифметическое относительных толщин на конце крыла и в бортовом сечении:

Как уже указывалось, данные рис. 4.30 применимы только для крыльев с ромбовидным профилем. Влияние формы профи­ ля на волновое сопротивление крыльев бесконечного размаха

отражено в табл. 4.2, где приведена сравнительная характери­ стика некоторых симметричных профилей в виде коэффициен­ та К, представляющего собой отношение схв профиля данной формы к схв ромбовидного профиля.

238

Влияние формы профиля на волновое сопротивление крыльев конечного размаха оказывается несколько иным. На рис. 4.31 нанесены теоретические зависимости

1КС2

для крыльев с двумя четырехугольными профилями, отличаю­

раметров ^Ktg)(c и т|к почти совпадают; при ЯКУМ2—l>X KtgXc (сверхзвуковая линия максимальных толщин) ординаты кривых находятся примерно в том же отношении, что и значения схв крыльев бесконечного размаха с соответствующими профилями (1 : 1,19).

Изучение экспериментальных данных приводит к аналогич­ ным выводам и позволяет сформулировать некоторые общие положения о влиянии формы профиля на волновое сопротивле­ ние крыльев конечного размаха:

1) при дозвуковой линии максимальных толщин (ЯКУМ2—1< <ЯКtg Хс) крылья с одинаковыми значениями параметров

Як tg Хс и Як V с независимо от формы профиля имеют почти одинаковое волновое сопротивление *;

2) при существенно сверхзвуковой линии максимальных тол­

щин (ЯКУМ2—l ; ^ KtgXc) влияние формы профиля на схв при­ мерно такое же, как и по теории крыльев бесконечного размаха.

Исходя из этого, можно рекомендовать следующую формулу для расчета схв крыльев с произвольным симметричным профи­ лем:

К — определяется по табл. 4.2; Ф — определяется по рис. 4.32 в зависимости от раз­

ности (УМ2—1—tgxc)-

При дозвуковой и звуковой линии максимальных толщин

239

Сравнение расчета по формуле (4.51) с экспериментом дано на рис. 4.33. Экспериментальные данные были получены путем ис­ пытания в свободном полете моделей крыльев, укрепленных на

240