прямоугольных крыльев в аэродинамических трубах. Характер-
но, что при больших |
значениях Хк 3у с |
в области М = 0,8-ь0,9 |
имеют |
место |
резкие |
перемещения |
фокуса (кривая |
з / - - |
ЯКУ с — |
= 1,85), |
что, |
по-видимому, связано |
с |
интенсивным |
развитием |
волнового кризиса вначале на верхней, а затем на нижней по верхности крыльев.
Из-за недостатка экспериментальных данных выявить влия
ние параметра лк> ^ с. для других форм крыльев в плане труд но. Кривые, представленные на рис. 5.8, соответствуют значениям
К Ѵ с = 0,5-ч-0,8.
Координата точки приложения дополнительной нормальной силы консолей XFA приближенно определяется следующим спо собом. По теории тонкого тела известно распределение нормаль ной силы по размаху консоли
|
Г |
|
Г ~ |
£ß \ 2 |
(5.41) |
цк = РѴ Ы у |
(1 - г 2) |
1 - |
и по размаху аналогичного изолированного крыла |
|
|
Ч*злѴ = Ѵѵ2а1У |
1- z l - |
(5.42) |
Здесь обозначено: |
|
|
|
|
|
г |
2z |
— |
2z K |
2z — D |
|
I |
|
Ік |
'/ — D |
|
|
|
|
|
|
|
ГрѴ2 |
^сеч’ |
|
|
|
' у І с е ч " |
|
Дополнительная погонная нагрузка, вызванная влиянием |
корпуса на консоль, равна разности |
|
|
|
Д?К |
Як Ялз.ку |
(5.43) |
Зная зависимости AqK{z) и <7из.кр(2к), можно найти расстояние вдоль оси Oz между фокусом изолированного крыла и точкой приложения дополнительной нормальной силы консоли (точки А и В на рис. 5.10). Обозначим это расстояние через f\. Значения f\, выраженные в долях размаха консоли /к/2, нанесены на рис. 5.11.
Примем приближенно, что линия, соединяющая точки А и В '(см. рис. 5.10), наклонена к оси Oz под углом %о,5- При таком предположении искомая координата
•XFA= X Fi{3 к~ f хtg Хо,5- |
(5.44) |
Теперь рассмотрим величину х^чф, т. е. координату точки при ложения нормальной силы корпуса, индуцируемой консолями.
В гл. Ill было показано, что при М>1 зона влияния каждой консоли заключена между винтовыми линиями Маха, выходя щими из начала и конца ее бортовой хорды (см. рис. 3.14). Рас пределение нормальной силы по длине корпуса характеризуется величиной погонной нагрузки qx и определяется формулами (3.27) и (3.28).
Рис. |
5.10. Схема, |
Рис. 5.11. График для рас- |
поясняющая |
чета /і |
смысл |
величины ft |
|
Зная зависимость qx (x), можно найти точку приложения рав нодействующей индуцированной нормальной силы:
(*б+ і Хв)
f qxxdx
хРіф = Х б + ---- ’ С5-45)
(*б + і хв)
J qx dx
о
где Хб — координата начала бортовой хорды.
Введем безразмерные величины х, Ъб и ЕХв [см. выражение
(3.25)]. |
|
|
После этого равенство (5.45) |
можно преобразовать к виду |
(Ьб+ іХ в ) ___ |
|
J |
qxxdx |
х Р1ф |
|
(5.46) |
К |
+ І хв) |
qxdx |
|
J |
или, с учетом обозначения |
(3.26), |
|
|
|
|
|
(^б+^хв) |
_ _ |
|
|
|
|
J |
q x x d x |
|
Х р ѣ * = х 6 + |
- É - |
F ( L „ ) ------- 2— ----------------- . |
( 5 . 4 7 ) |
|
Ьб |
|
J qxdx |
|
|
|
|
о |
|
|
Подставив сюда выражения |
погонной |
нагрузки |
(3.27) — (3.28) |
и выполнив интегрирование, получим |
|
|
X F |
^ x ^ ^ - F i L j / F ^ ) , |
(5.48) |
где |
|
|
— cL,Т2’ —е -^'’б+^хв)2]+ |
|
|
|
|
|
cb\ |
|
|
|
f ^ |
ЗТ_ -Ф(^хв Ѵ 2с)‘ . |
(5.49) |
|
Ь6у |
с |
|
|
Величина F(LXB) подсчитывается по формуле (3.30), а величина |
с — по формуле (3.29). |
|
можно несколько повысить, если во |
Точность формулы |
(5.48) |
второе слагаемое вместо &б/2 подставить расстояние от начала бортовой хорды до фокуса бортового сечения консоли. Обработка некоторых расчетных данных показывает, что это расстояние приблизительно равно
M-^„3.KP+ 0 ;0 2MgXo,5)-
С учетом этой поправки расчетная формула для определения
хРіфпри М > 1 принимает вид |
|
м ь |
5.50), |
где |
|
^ 6= X FH3.K;+O,O27Ktgx0i5. |
(5.51) |
В некоторых частных случаях выражения (5.49) и (5.50) уп рощаются. Так, при достаточно длинной хвостовой части корпуса
Если донный срез корпуса совпадает с концом бортовой хорды (Lxв —0), то
------ (5.53)
• |
сЬ\ |
|
При дозвуковых и звуковых |
скоростях полета |
(М ^ І) сле |
дует принимать F(LXB) = F\ (LXB) = 1 и поэтому |
|
X FI$= X (>~T Ьбхгб- |
(5.54) |
4.3.ФОКУС ЗАДНИХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ
По аналогии с выражением (5.39) можно написать
(-£ра)іІ == |
~ |
[ X F из.кр —I- ( f e a i ' 1 ) X F & "f" ( К а а |
k a a j X р |
(5 .5 о ) |
|
^aall |
|
|
|
Входящие сюда величины я^из.кр, XFA и хРіф определяются таким же способом, как и для передних несущих поверхностей.
§ 5. РАСЧЕТ КООРДИНАТ ФОКУСОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПО УГЛАМ ОТКЛОНЕНИЯ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ
При отклонении передней несущей поверхности на некоторый угол 6і возникают две силы:
—нормальная сила, создаваемая собственно передней по верхностью и приложенная в ее фокусе по б;
—нормальная сила, вызванная скосом потока и приложен ная в фокусе по а задней несущей поверхности.
Коэффициенты этих сил были определены в § 2 гл. III. Найдем фокус летательного аппарата по углу бі, как точку
приложения равнодействующей двух указанных сил:
"[(с*/1из.кр70з0^^^т)і О^Лз)!
Сг/іI |
|
|
{Су1из.кр^С"сга5'^т)п2ср (•Ял'а)!!]• |
(5.56) |
Здесь (xj?s )і — координата фокуса передней |
несущей |
поверхно |
сти по углу б. Она определяется аналогично |
координате (х^а)х, |
т. е. по формуле (5.39), в которой коэффициенты интерференции
Каа и £аа следует заменить на Кзо и k^ . Если учесть при этом, что согласно теории тонкого тела для случая «60» фокус консо лей в присутствии корпуса примерно совпадает с фокусом изо лированных крыльев (хрА~Хрю.кр) , то можно написать
(x Fb)l —-------- |
\kbbXpиз.кр + (-^50— £зо)-*Щф]і- |
(5.57) |
|
^501 |
|
