ПРИМЕР ПОДСЧЕТА ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ГЛАДКОГО КРЫЛА

Постановка задачи. В предыдущих разделах книги мы изло­жили способ определения ТОЧКИ перехода, подсчета Слр min, вне­сения поправки на эффект сжимаемости, на форму крыла в плане и на изменение угла атаки. Теперь нам остается на примере расчета сх гладкого крыла показать последовательность расчета. Этот расчет несложен, но состоит из многих этапов, и пропуск учета того или другого фактора в начале расчета часто вызывает досадные ‘переделки.

Вначале изложим! наиболее подробный расчет схр, далее же покажем, какие упрощения можно в него внести, не снижая значительно точности расчета.

Допустим, что требуется определить Сх Кр самолета на режиме Vm„. Характеристики крыла следующие: SKp = 17 лі2, А = 6, тра­

пецевидное™ 4, р= 145 кг/м2. Профиль крыла в плоскости сим­метрии NACA 2214 {толщина 14%), профиль на конце размаха NACA 2209 (9% толщины). Крыло не имеет геометрической крутки. Fxo форма показана на фиг. 113, Л. Ширина фюзеляжа в месте крыла 0,8 м, диаметр винта D = 3 м.

Определение расчетного су и изменения характеристики крыла по размаху. Прежде всего необходимо, пользуясь при­ближенными формулами или расчетными графиками, найти ожи­даемое значение Ушах * самолета и высоту, на которой это І/max должно быть достигнуто. Пусть в нашем случае Птах = 650 км/час = 1 ‘Ю м/сек, Н — 6000 м. Для такой высо­ты Реооо =0,0673;

—^— = 41 500; а =317 м/сек.

v6000

Пользуясь чертежом крыла (фиг. 113, Л и В), определяем из­менение вдоль размаха хорды крыла b’ и толщины профиля с. Зная Ь, подсчитываем! Re:

Re^lSO 4150Ж

Изменение b, с и Re вдоль размаха показано на фиг. 113, С.

су с*~

Исходя из реооо» l^eoco и р, определяем су, на котором совершается полет:

При таком значи­тельном Ма су бла­годаря эффекту сжи­маемости заметно растет. Выше мы по­лучили су „к. Пере­ходим к су при ма­лом Ма, пользуясь фиг. 105 или под­считывая

с,= сус* Vl-Ma* = = 0,133 0,82 = 0,11.

Исходя из зави — /

СИМОСТИ Су сеч при

с, кР=1 Для трапе — цевидности 4 опре­деляем суыч:

Су сеч — 0,11 Су сеч,

С’ сеч берем ИЗ фИГ.

111 для трапецевид- ности 4.

Изменение вдоль размаха су сеч приве­дено на фиг. 113, С.

Проверка пригод­ности выбранного профиля с точки зрения отсутствия местных звуковых скоростей. Прежде чем приступить к подсчету сх крыла, необходимо прове­рить, не наступает ли при скорости полета 180 м/сек где-либо на крыле местная
звуковая скорость, приводящая, как. мы показали выше, к началу резкого увеличения схр. На фиг. 114 дана зависимость наиболь­шего разрежения ІРтіп) у профилей NACA 2208; 2211 и 2217 от с. Берем произвольно несколько сечений крыла на различных расстояниях от оси симметрии, выраженных в долях полуразмаха. Для этих сечений, пользуясь фиг. 113, С, выписываем значения

И Су сеч-

Для этих с иереем, интерполируя, получаем по фиг. 114 вели­чины ртіа. Затем, пользуясь зависимостью Макр = f (р) (фиг. 106),

находим значения Макр для каждого сечения. Действия сводим в табл. 11.

Таблица И

Определение Макр сечений крыла Сечеиие 2г I с.% су сеч Р сеч min ЛЧр 1 0,00 14,0 0,095 —0,85 0,575 2 0,40 13,2 0,113 —0,80 0,585 3 0,80 11,6 0,120 -0,82 0,580 4 0 95 10,0 0,095 -0,82 0,580

Еще более удобно построить заранее для выбранной серии профилей зависимость MaKp = f(c!/) (фиг. 115) и по ней сразу получать значение /Иакр.

•

Такие сетки Мат — f (су) для нескольких серий профилей, построенные ЦАГ’И [29, 132], приведены в приложении I.

Из последней графы таблицы следует, что Мащ, во всех сече­ниях больше Ма=0,57 при полете с заданной скоростью 180 м/сек. Следовательно, при скорости движения крыла, равной 180 м/сек, ни в одном сечении крыла местная скорость не достигнет ско­рости звука. Необходимо обратить внимание на то, что для серии МАСА 22 увеличение толщины профиля с свыше 11% приводит на малых cv к росту Мал (фиг. 115). Это своеобразная особен­ность именно этой се­рии профилей. Обычно увеличение толщины профиля приводит К 0,58

понижению Макр.

Следовательно, вы — бранная серия удовле­творяет требованиям отсутствия местных ОМ

звуковых скоростей.

Однако скорости на крыле очень близки к °.62

звуковым. Самолет с таким крылом вряд ли ддд может дать значитель­ное повышение скоро­сти полета при даль — о,58

нейием его усовер­шенствовании, напри­мер, путем увеличения °.S6

мощности мотора.

Следует подчерк — 051ф

нуть, что при скоро­стях выше 650 км/час требование отсутствия 0.5Z местных звуковых ско­ростей делает непри­годными большое ко­личество профилей, вполне удовлетвори­тельных при меньших скоростях полета. Так,

например, для разбираемого нами крыла не годится серия про­филей NACA 230.

Центральные сечения крыла, имеющие обычно наиболее тол­стые профили, находятся їв невыгодном положении с точки зре­ния Макр еще и потому, что они обдуваются потоком от винта.

На режиме 1/шм] увеличение скорости потока за винтом 2и равно:

-?Н — = утТЩГ-1.

V

v max

oV* F I г* шах ‘ ■ ©метаемая винтом площадь, то 2v

Хотя для режима Утл* отношение

рекомендуется учесть.

В нашем примере, считая, что сХСйи =0,018, SKp = 17 м2, F —

0, 022. При этом в сечении 1 (фиг. 113),

в результате увеличения скорости, Ма станет равно не 0,57, а 0,58 и местная звуковая скорость будет достигнута.

Определение схр mm крыла. В главе, посвященной учету интер­ференции, мы разберем подробно вопрос об участке крыла, рас­положенном под фюзеляжем или проходящем через фюзеляж. 3 настоящем расчете, определяя схр min крыла, не будем вводить в расчет ту его часть, которая расположена под фюзеляжем. Площадь ее равна 2,08 м2. Таким образом S лолукрыла, для кото­рого будет определяться схр, равно 7,46 ж. Для расчета с опять-таки разбиваем полукрыло на ряд сечений. Первое сечение берем у стенки фюзеляжа. Второе рационально взять у границы струи, отбрасываемой винтом.

Струя от винта будет не только турбулизировать погранич­ный слой крыла, но одновременно и менять его утлы атаки [48 j. Однако на режиме Vmax изменение углов атаки незначительно.

Вопрос, на каком расстоянии по размаху сказывается турбу — лизирующий эффект струи винта, экспериментально совершенно еще не изучен. Перераспределение циркуляции от струи про­стирается на участок, несколько больший, чем диаметр винта. Не имея опытных данных, будем считать, что поджатая струи от винта нет и что практически полностью турбулентный слой кончается на расстоянии от оси самолета, равном половине диа­метра винта, в нашем случае на 1,5 м.

Сечения 3, 4 к 5 берем так, как показано на фиг. 113, А. Ввиду того, что Су сем по абсолютной величине меняются очень незначительно, изменения су вдоль по размаху можно не учиты­вать. Необходимо лишь принять во внимание изменение Re и с. Поскольку у нас нет характеристики распределения давления по профилям точно для тех толщин, которые соответствуют толщи­нам в выбранных сечениях крыла, поступаем следующим путем.

Заранее определим для нескольких Re схр профилей NACA 2208, 2212 и 2217, для которых имеется характеристика р (фиг. 116), и затем. получим сгр интересующих нас сечений, вы­полнив необходимую интерполяцию.

Так как при изменении су в небольших пределах положение средней точки перехода, как было показано выше, меняется

незначительно, то, имея распределения давления для нескольких с,., можно отказаться от определения путем интерполяции р для ■

Си кр на режиме Ушах и взять р для близкого к нему Су. Так, хотя в нашем случае с#Кр=0,11, мы берем распределение дав­ления при су = 0,2.

Фиг. 116. Распределение давления при Су — 0,2 по профилям:

А — NACA 2208; В-2211; С —2217.

Для определения скр профилей NACA 2208, 2211, 2217 необ­ходимо сперва найти положение точки перехода, а для этого — подсчитать положение точки отрыва ламинарного пограничного слоя s5. Расчет ss проводим следующим путем. Нам необходима

прежде всего перестроить кривые p=f на, поль­

зуясь соотношением и3 = VT^p. Зависимость расстояния s па контуру крыла от критической точки (приближенно от ребра атаки) до точки на профиле, проекция которой на хорду нахо­дится на расстоянии х от ребра атаки, берем по фиг. 55 или, лучше, по чертежу профиля. Результаты перестроения приведены на фиг. 117. Последовательность расчета точки отрыва ламинар­ного пограничного слоя указана в табл. 12.

“amax—максимальное значение относительной скорости |ПО кон­туру крыла берем из фиг. 117. их1—значение относительной скорости на половине расстояния от ребра атаки до точки, соот­ветствующей «5 max. берем ИЗ ТОЙ ЖЄ фигуры. РаССТОЯНИе S„ ОТ ребра атаки до начала эквивалентной пластинки определяем по формулам, указанным в столбцах 7, 8, 9 и 11 табл. 12, пользуясь

вспомогательным графиком фиг. 50. Производную —L опреде-

ds

ляем, апроксимируя течение кривой Щ = / (s) прямыми так, как показано на фиг. 117. Из этой же фигуры получаем значение s„. Определив F по формуле графы 16 табл. 12, находим из кривой

фиг. 52 ——. Получив Uis, на фиг. 117 определяем графически

г, max

положение точки отрыва Для верхних поверхностей всех трех профилей алроксимация кривой «г = / (s) прямыми вполне естест­венна. Она более приближенна для нижних поверхностей про­филей 2208 и 2211, но‘ и для этих профилей замена участка кривой «б=/(«) прямой допустима, так как отклонение кривой от пря­мей между sm и s, очень мало. Найдя ss, определяем положение точки перехода st и схр для трех чисел Рейнольдса 5 • 10е, 10 • 10’1 и 16.10е.

Действия сводим в таол. 13.

Графы 4, 5, 10 переносятся в табл. 13 из табп, 12. и»ср — средняя скорость по кривой uz=f(s) на участке s„ берется из‘фиг. 117.

Так как очень точное определение пЧр не требуется, то его величину можно взять из диаграммы на-глаз, не производя ин­тегрирования. Re* подсчитывается по формуле графы 9. Имея Re*, из кривой фиг. 48 получаем величину s*. Зная s*, находим st (графа 13). В тех случаях, когда ввиду малой величины Re* s* не может быть определено’, st получаем, прибавляя к ss 0,01— 0,03. st ср (графа 14) является средним арифметическим st на верх­ней и нижней поверхностях. Пользуясь чертежом профиля или

кривыми фиг. 55, переходим от, т. е. к отношению рас-

v ь

стояния проекции точки перехода на хорду до ребра атаки к хорде крыла.

Значения 2с,, соответствующие Re из графы 8 и — из графы 15, ‘ ь

берем по фиг. 27, величину k — Схр — по фиг. 67. В графе 18 после

умножения 2cf на k получаем значение профильного сопро­тивления.

Построив на фиг. 118, А изменение crp — f (Re) для трех толщин (8, 11,, 17%), гіереходим (фиг. 118, В) к зависимости стр от тол­щины профиля для Re, соответствующих Re сечений крыла (сплош­ные линии).

Теперь, если бы не было необходимо учитывать влияние сжи­маемости, мы могли бы получить значения схр сечений крыла прямо по кривым фиг. 118, В (значения схр отмечепы черточками). Для перехода к фиктивной толщине профиля Сфикт при Ма — 0,57 делим значения с на 0,82:

С 0,82*

С фикт —_______________

V 1 — Mcfi

На первый взгляд кажется допустимым для отих новых толщин взять значения схр из кривых (сплошных) фиг. 118, Б.

Однако это будет неверно. Применяя в расчете СфИкт, мы считаем, что точка перехода не изменила своего положения и с р увеличился вследствие возрастания ЛфИКт, вызванного утол­щением профиля.

4- 7?			т
1 ІІ 1 оГ	С. и 1 #	О, о — |-с>	СЧ		&	f- 2й •& 1	5 S	К * J
і 13	14	15	16	17	18	19	20	21
0,290 0,130	0,210	0,210	0,00585	1,175	0,00686	9,8	1,220	0,00713
0,251 0,119	0,185	0,185	0,00528	1,180	0,00623	9,8	1,9^5	0,00645
I 0,236 0,080	0,158	0,158	0,00502	1,187	0,00595	9,8	1,235	0,00620
‘ 0,280 1 0,090	0,185	0,172	0,00604	1,260	0,03764	13,5	1,350	0,00815
| 0,222 0,080 і • ’	0,151	0,138	0,00550	1,280	0,Оу705	13,5	1,370	0,00754
‘ 0,202 | 0,075	0,138	0,125	0.00515	1,285	0,00662	13,5	1,375	0,00709
0,312 0,258	0,285	0,258	0,00560	1,430	0,00801	20,8	1,55	0,00869
0,270 0,191	0,230	0,203	0,00520	. 1,475	0.00767	20,8	1,62	0,00843
0,255 0,162	0,208	0,181	0,00500	1,490	0,00745	20,8	1,64	0,00820

Поэтому для учета влияния сжимаемости определим сх„ — / (Re) для профилен NACA 2208, 2211, 2217 при Ма = 0,57. Для этого находим Сфикт этих профилей, бфикт и схРсж (с учетом сжимае­мости), равное:

Схрсж~^СГ ■ ЛфИкт.

Берем 2сf из графы 16 табл. 13. Результаты расчетов заносим в графы 19, 20, 21 табл. 13. »

По этим данным на фиг. 118, Л строим пунктиром изменения сХр сж в зависимости от Re и на фиг. 118, В пунктиром же сХРсж = — f (с) для Re сечений крыла.

При помощи этих кривых для толщин сечений крыла, в дан­ном случае уже не фиктивных, находим схр с учетом сжимае­мости. Действия сводим в табл. 14.

17 13 С% .*

xg кр *гр’

Зная с хр кР Ьср и bcV, получаем. схр кр = 0,00815. Интересно, что без учета сжимаЄ’Мостис^ркг= 0,0076. Таким об­разом учет сжимаемости увеличил схр кр на 7,2%. Так как схр сеч очень незначительно ме­няется вдоль размаха, то возникает вопрос, нельзя ли, вместо того чтобы подсчи­тывать Схр сеч в ряде сече­ний крыла, определить его только в двух сечениях — одном в струе винта и од­ном вне струи. Для этого находим SKp в потоке от винта и SKp необдуваемое, а также соответствующие размахи. Деля5 на свой раз­мах, получаем средние хор­ды в обдуваемой и необду — ваемой частях и подсчиты­ваем Re. По чертежу крыла находим соответствующие этим хордам толщины про­филя. После этого опреде­ляем схр обоих сечений и, по правилу смешения, подсчи­тываем схр кр. Если мы обо­значим индексом „о“ вели­чины, относящиеся к обду­ваемой части крыла, и индек­сом „н“ к необдуваемой. то __ О ^0*^" сгр н

Сравнивая схр, полученный по точному расчету (габл. 14), с схр,. полученным из расчета не по. пяти, а по двум сечениям, гиы видим, что разница равна только 1,6% величин схр. Таким образом очевидно., что расчет по двум сечениям делать вполне допустимо.

Для того чтобы быть более уверенными В ‘ВОЗМОЖНОСТИ такого допущения, мы произвели расчет крыла, аналогичного рассчи­танному выше, за исключением того., что его трапецевидность была взята не 4, а 2 и применена серия профилей NACA 230. Разница между величинами схр, подсчитанными по пяти сечениям и по двум, оказалась равна также около l^/o значения схр.

В итоге можно рекомендовать делать расчет по двум сече­ниям, тем более, что при этом отпадает необходимость построе­ния кривой схр се., b и определения площади, ограниченной ею. схр, соответствующий сечению, проходящему через среднюю хорду на участке, обдуваемом винтом, определяется по СфИКт прямо из ■фиг. 37 приложения I и в него. вводится поправка по формуле (50) на уменьшение сопротивления трения.

схр среднего сечения участка гладкого крыла, не обдуваемого, струей от винта, при отсутствии влияния сжимаемости опреде­ляется прямо по графикам схр — f (Re), данным для ряда профилей в приложении I. При наличии влияния сжимаемости для задан­ных Re и с сечения крыла при помощи графиков s, = f (Re) приложения I определяется положение средней точки перехода. По положению точки перехода и Re по фиг. 27 находится зна­чение 2 с/.

Затем подсчитывается с фикт = с — ■— и для этого • Сф|1КТ

V 1 — Маз

по фиг. 67 находится /гфикт. После этого подсчитывается Єхр сж———-

= 2с/Лфикт. Если профиль ‘выбран из семейства, аэродинамиче — ская характеристика которого в приложении I не дана, то не­обходимо найти по распределению давления положение точки перехода и схр А для профилей, близких к профилю в расчетном сечении, а затем путем интерполяции получить искомую вели­чину СХр сж-

Определение cxKf. Из трех слагаемых Сх кр-

X

2

Сх кр = Cxl ~f~ Схр ШІП кр “Ь ^хр — Cxi “I Схр сеч & dz -{- hcxp

о

♦ і,

МЫ В предыдущем разделе определили Схр min кр, выполнив гра­фически интегрирование кривой сгр ш1„ сечений крыла. Из

табл. 1, приведенной в приложении //, видно, что для профиля NACA 2212 суоpt =0,12, т. е. очень близок к с„. соответствую­щему су сечений крыла. Выше мы оговорили, что при отклоне­нии от суорt на +0,12 поправку к значению с. грго|1А можно не вводить, считая, чтоДс^р=0. Такое положение Мы имеем в

Из фиг. 107 получаем 8 = 0,013.

Таким образом

сх, = -1>01- — . 0,133s = 0,00095 3,14-6

и Сс кр получается равным:

С* кр + Cxi + схр ш1а = 0,00095 + 0,00815 = 0,00910.

” Подсчет сх крыла при большом су. Хотя обычно режиму l/mflx даже на очень больших высотах соответствует су, лишь немного отличающийся от c!/opt, мы все же приведем пример подсчета сх кр при значительном су.

В настоящей книге вопрос построения поляры на больших углах атаки при моторном’ полете не рассматривается, так как ОН, не имея непосредственного отношения К расчету Ушах, по­требовал бы подробного освещения сложного взаимодействия струи винта с крылом и отнял бы много места. Ниже мы при­водим пример нахождения сх при большом су лишь для того, чтобы показать, каким путем следует итти при сравнении сх разных крыльев не ТОЛЬКО на режиме Ушах, но и на больших углах атаки. Возьмем то же крыло, что и выше, и рассмотрим его не при моторном полете, а при планировании или, что то же, при отсутствии струй винта. Будем считать, что су = 0,6 и что высота полета и характеристика крыла остались без изме­нения. ,

А. Определение характеристики сечений крыла и Схгр min» Для расчета схр сеч оставим те же сечения, что и в предыдущем при­мере, лишь последнее сечение 5 возьмем на 0,95 полураз­маха. Поскольку при су= 0,6 высота полета и нагрузка на крыло остались без изменения, то, очевидно,

У = 180 |/”= 85 м/сек.

При такой скорости

Ма = — = 0,268.

317

Такое небольшое значение Ма позволит отказаться от учета влияния сжимаемости на cv и схр.

Зная скорость, определим изменение Re по* размаху. Пользуясь ■величинами с’у сеч для трапецевидное™ 4, по фиг. 111 находим сеч нашего крыла. Эти данные вносим в табл. 15.

Интерполируя между кривыми схр— f (Re) для профилей NACA 2208, 2211, 2217 (фиг. 118,Д), получим значения схр min для Re, соответствующих Re сечений нашего крыла (фиг. 120). Значения ■схр min заносим в табл. 15.

.10 Б. Т. Горощенко

Б. Определение величины поправки Дсжрсец. Расчеты по нахождению Лсжрееч для каж­дого сечения сводим в табл. 15. Так как мы не располагаем" данными сутлх длй профилей серии NACA 22, за исключе­нием профиля NACA 2212, пользуемся данными с,/шах и cyt opt серииИАСА 23 (см. Rep. 610NACA). Разница между се­риями NACA22 и 23 заклю­чается в том что у серии 22 наибольшая кривизна распо­ложена на 20% хорды, а у серии 23—на 30% хорды. При толщине 12.% су шах и с,, opt у той и другой серии совпадают. Нет основания думать, что при других толщинах они расходятся настолько, что это расхождение повлияет на ве­личину Д сгр.

Определение Д схр ведем следующим путем.

В графу 8 вносим значения су шах при Re9ф=>8,2-106, взя­тые из приложения II путем • интерполяции для толщин гра — . фы 5, а в графу 11 вносим со­ответствующие значения су opt.

Так как Receq, данные в графе 4, отличаются от 8,2 • 10ь, то, пользуясь графиком по­правок к су тах на влияние Re, приведенным также в прило­жении II, фиг. 1, определяем величину поправок ДсутЛХ и вписываем их в графу 9.

Имея значения поправок, можно вписать в графу 10 значения сушЛХ сечений крыла при Re, ‘ соответствующем графе 4. Вполне допустимо считать, что су opt не зависит от Re тогда для каждого се­чения можно определить раз — • ность

^ у сеч ^ у opt И шах сеч’ ^ У о Jjt сеч

и найти величину отношения

Су сеч ^у opt сеч
С> max сеч “ су opt сеч

Далее, пользуясь криЕОй фиг. 110, получаем значение Ас1р сеч, а следовательно, И Схр сеч = схр min сеч + АСхр сеч-

Как видно из фиг. 120, А, поправка Дсхр сеч заметно изменяется вдоль размаха ввиду уве­

личения Су сеч, а также уменьшения су „ахсеч по мере удаления от оси симметрии.

Строя кривую схр сеч йсеч (фиг. 120, В), определяем площадь, ограниченную этой кривой, и, разделив ее на

^——0,4^, получим схркр Ъ ср.

Зная величину Ьср = 1,62лг, найдем, что при су=0,6

сХр кР — 0,0096.

В. Определение сх кр. Прй су = 0,6 величина

L. ri 7 1,013

7тб

Следовательно,

Сх кр = Cxi + Схр кр ~

=0,0194 + 0,0096 = 0,0290.

Фиг. 120. Изменение с, р и схр Ь вдоль Ту же величину Сх кр МЫ размаха трапецевидного крыла при еу = 0,6. получили бы, если бы не

подсчитывали Дсхр, а определили схкр из выражения (57):

схкр= —1- 4 + Схр min,

•к А л

считая Схр rnin =0,00775 (среднее из графы 7 табл. 15) и А = 0,91, т. е. произведя расчет не при X = 6, а при X = 5,45.

Определение Дсхр для каждого’ сечения кропотливо. Посмот­рим, чему равна ошибка, если мы будем находить сх кр при пла­нировании на С,=0,6 по одному сечению, соответствующему

&cp = l,62 м.

Из графика фиг. 120, А, дающего изменение Схр сеч ‘ВДОЛЬ по размаху, получим, что для сечения, соответствующего brV—’ = 1,62 м, С гр сеч — 0,00995. Это Схр кр отличается от значения,

определенного более точно, только на 3,5°/о. Очевидно, что даже при больших су возможно упростить расчеты, подсчитывая Дсхп для одного среднего сечения. Следует заметить, что чем выше бу­дет су, тем, естественно, будет больше ошибка, которую мы делаем, подсчитывая Дсхр для одного сечения. Вместе с тем, если будет увеличиваться процент ошибки ПО отношению К Схр гп’п, то по отношению к сх такой рост мало вероятен ввиду увеличения сх1_

Упрощение расчетов. Какое еще упрощение можно ввести в расчет сХкр? В приложении I приведены значения cxp — f(Re) и s, = f (Re), подсчитанные на основе данных ЦАГИ по распре­делению давлений [29, 132] для шести употребительных серий профилей и для трех симметричных профилей толщиной 12%. Выше мы показали, как следует пользоваться этими данными.

Конструкторским бюро можно рекомендовать по мере появле­ния материалов, содержащих распределение давления по профи­лям, подсчитывать st—f(Re) и cxp—f(Re) и при нахождении схр кр пользоваться кривыми, подобными данным в приложе­нии I.

Остановимся на вопросе, как быть в том случае, когда ма­териала, характеризующего распределение давления по профилю, недостаточно или он вовсе отсутствует?

Следует подчеркнуть, что для крыла самолета, имеющего скорость, большую 500—550 км/час, применять профили средней толщины, для которых не, имеется материала по распределению давления, безусловно не рекомендуется. Не имея никаких данных по распределению давления, подсчитать схр гладкого) крыла нельзя; в этом случае придется воспользоваться результатами ис­пытания профиля в аэродинамической трубе, учтя замечания, ко­торые мы сделаем в главе VI.

В некоторых источниках приводится распределение давления но профилю только дли нескольких углов атаки — с большим ин­тервалом [49, 50, 51, 52]; в Этом случае допустимо считать, что величина и расстояние от ребра атаки точки ршіп на профиле изменяются в зависимости от угла атаки линейно. В пределе из­менения су от 0 до 0,5 эта закономерность примерно соблю­дается, особенно — для профилей толщиной 11—12%; при этом абсолютное значение pmm может быть скорее преувеличено, чем преуменьшено. Линейность чаще всего нарушается для значения расстояния от ребра атаки точки ртп на нижней поверхности. Если эти расстояния при су = 0 и су = 0,5 будут сильно разли­чаться, лучше на диапазоне су от 0 до 0,3 брать значение рас­стояния, данное для су— 0.

Можно также рекомендовать пользоваться методом определе­ния величины я min и ее положения на хорде, предложенным инж. Ф. В. Надежиным [159].

Имея велнчину pmin, мы можем проверить возможность воз­никновения местной звуковой скорости на крыле. Положение

точки перехода при отсутствии полной кривой р = / С—

но определить только приближенно, пользуясь графиком фиг. 66. Имея положение средней точки перехода, определяем схр, найдя из фиг. 27 величину 2С/ и из фиг. 67 — величину к.

При пользовании значениями р из Rep. 465 NACA [50] нужно иметь в виду, что они несколько преувеличены, как это следует из Rep. 563 [51].

Изложенные выше способы расчета сх крыльев ‘вполне при­менимы £ля сравнения лобового сопротивления нескольких крыльев с целью выбора крыла с наименьшим) сопротивлением.

Не очень давно в период широкого распространения бипланов и полуторапланов относительно трудоемкую часть аэродинамиче­ского расчета занимало определение cxt.

В настоящее время для моноплана, как видно из предыдущего,. Cxi определяется очень просто. Более длительного расчета тре­бует нахождение схр.

Следует все время помнить, что сопротивление крыла зани­мает большую долю в балансе сопротивлений самолета, почему ошибки в схр приводят неизбежно к ошибке в сх самолета, а следовательно, отразятся на точности подсчета Vmax-

При расчете сх самолета подсчет сх крыла необходимо вно­сить некоторые изменения, связанные с учетом Ь. схр. На них мы остановимся в главе VI.

В главе VII приведен расчет сх крыла при наличии на неко­тором участке скачка давления.