ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ. И МОТОРНЫХ ГОНДОЛ

7. ПОЛОЖЕНИЕ ТОЧКИ ПЕРЕХОДА ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ В ТУРБУЛЕНТНЫЙ

Оценка испытаний в аэродинамической трубе. После крыла фюзеляж и моторные гондолы являются главнейшими источниками лобового сопротивления самолета, поэтому, с точки зрения повы­шения максимальной скорости полета, вопрос лобового сопротив­ления фюзеляжа отнюдь нельзя рассматривать как второстепенный. Кроме того, аэродинамика современного самолета настоятельно требует параллельного уменьшения сопротивления всех элементов конструкции самолета. В противном случае, даже при отличном крыле, общий эффект снижения суммарного сх при неудачной форме фюзеляж?, будет незначителен.

Следует также заметить, что как раз в вопросе о форме фюзе­ляжа наиболее часто сталкиваются противоречивые требования аэродинамики, тактики и эксплоатащии. В частности, очертание фюзеляжа обычно подчиняется необходимости установки на него

того или другого вооружения, мидель же фюзеляжа в очень мно­гих случаях определяется экоплоатационными требованиями (раз­мещение экипажа и нагрузки).

Вместе с тем литература по вопросам лобового сопротивления фюзеляжа ‘бедна [13, 53, 54, 55, 56]. Правда, а справочниках и п ряде широких работ по аэродинамике самолета имеются также рекомендации по вопросу о лобовом сопротивлении фюзеляжей, но они обычно не дают конструктору всех необходимых данных.

Казалось бы естественным обратиться в этом вопросе к экспе­рименту и советовать конструктору получать каждый раз сл фюзеляжа путем испытания его модели в аэродинамической трубе. Однако по целому ряду соображений такой путь рекомендовать хиельзя.

Следует заметить, что замер такой малой величины, как сопротивление хорошо обтекаемого’ фюзеляжа, весьма нелегок из-за очень большой доли сопротивления подвески модели в сум­марном сопрогивлении и большой трудности ее выделения. Креме того, если исключить трубы переменной плотности и очень боль­шие или скоростные трубы, обычно не доступные для промыш­ленного эксперимента, то редко Re при испытании модели фюзе­ляжа может превзойти 3 • 10е—-5 • 10°. В то же время в условиях натуры Re фюзеляжей достигает 50- I06— 150 — 106. Малые Re при эксперименте приводят к задним положениям точки перехода ламинарного слоя в турбулентный, а так как у фюзеляжа хорошо обтекаемой формы главенствующим сопротивлением является сопротивление трения, то по сути дела с, фюзеляжа при данном Re определяется положением на его поверхности точки перехода. Как мы показали выше, это положение непосредственно зависит от характера йотока в аэродинамической трубе. В итоге сх фю­зеляжа становится функцией скорее не формы фюзеляжа, а той аэродинамической трубы, в которой производится эксперимент. Эта мысль очень хорошо иллюстрируется известными результатами Испытаний одной и той же модели дирижабля, так называемой Long, очень близкой по форме к употребительным в настоящее время фюзеляжам, проведенных в целом ряде аэродинамических труб. Из фиг. 121 ,мы видимі, что особенно при малых Re сх тела вращения в зависимости от трубы изменяется в несколько’ раз. Даже при Re = 3,5 ■ 10°, при котором пучок кривых заметно су­жается, минимальный и максимальный сх соответственно равны

0. 063 и 0,100 К

Вопрос усложняется еще тем, что при малых Re даже отно­сительное сравнение сх разных тел вращения, р также фюзеля­жей в некоторых случаях не дает правильного ответа.

На фиг. 122 показаны результаты испытаний двух тел вра­щения, проведенные Г. Лайон [59]. Лобовое сопротивление тел отнесено к единице поверхности F и обозначено нами через с На диаграмме сгр отложено в функции меры турбулентности е°/о, изменявшейся е аэродинамической трубе при помощи решеток.

1 То, что в данном случае расхождение сх объясняется в основном пото­ком труб, хорошо показал К. Фхдяевский [58].

Мы видим, что при е = 1 —2% модель В имеет значительно большее сопротивление, чем модель А, но при є выше 3%> раз-

1 ■— труба переменной плотности NACA VDT (закрытая); 2—3-футовая, Бюро стандартов (США); 3— НК ЦАГИ; 4 — Т-3 ЦАГИ; 5 — Т-1 НАГИ; 6 — открытая Pasadena (США); 7 — вертикальная Akron (США); 8 — 10-фу — говая Caicit (Калифорнийский технологический институт): 9 —4,5-футовая, Бюро стандартов (СЦ1Л).

ница между сх,,, обоих тел почти скрадывается. Последнее, оче­видно, объясняется тем, что при очень большой турбулентности

потока в трубе, даже несмотря на небольшое.. Re, пограничный слой У обоих тел становится турбулентным, при малых же s% особенности формы тела влияют через градиент давления на По­ложение точки перехода, а следовательно, и на cXF. С точки зрения положения точки перехода увеличение Re и процента турбулентности s действует В’ ОДНОМ! направлении, почему © усло­виях натуры можно скорее ожидать такого’ сопротивления, которое в опытах Г. Лайон наблюдалось при в — 3 — 4%.

Количественно аналогичная картина была получена в Массачу — зетском технологическом’ институте при сравнительных испыта­ниях тела вращения А, фюзеляжной формы В и этой же формы, но с фонарем С (фиг. 123).

Значения сх (отнесенные к миделю) при s = 1,25% равнялись соответственно для форм А, В, С: 0,0720; 0,0850 и 0,0970; при є = 2,3% сх возрос так: 0,0990; 0,1030; 0,1040. И в данном случае очевидно, что большое различие в сх при малой турбулент­ности определялось влиянием! формы тела на положение точки перехода.

Из приведенных примеров вытекает, что не только абсолют­ная величина, но даже сравнительная оценка форм фюзеляжей при малых Re и г является совершенно ненадежной.

Положение точки перехода. Прежде чем остановиться на ре­комендуемом нами методе определения сх фюзеляжа, рассмот­рим вопрос о положении точки перехода ламинарного слоя в тур­булентный в условиях натуры.

К сожалению, эта область освещена экспериментами приме­нительно к фюзеляжам несравненно слабее, чем к профилях* крыльев. Нам не известен ни один эксперимент, проведенный в натуру по определению точки перехода на фюзеляже. Здесь можно высказать* лишь ряд общих соображений.

1. Для очень большого класса фюзеляжей и гондол положе­ние точки перехода заранее известно, так как |при установке мотора в передней части фюзеляжа (гондолы) влияние струи винта практически делает невозможным существование ламинар­ного пограничного слоя, и можно считать, что точка перехода лежит у самого носа.

2. Несомненно, что для крыла решающим фактором, обеспе­чивающим в условиях натуры сохрайение значительных лами­нарных участков, является большой отрицательный градиент давления в передней части профиля. У тел вращения, имеющих ту же форму образующей, что и профиль крыла, отрицательный градиент давления будет значительно меньше, чем у крыла. Это хорошо иллюстрируется сравнением кривых распределения дав­ления по крыльям с симметричными профилями’ Жуковского и по телам ©ращения, образованным теми же профилями, взятых нами из работы Н. Фоминой [70] (фиг. 124). Мы видим, что хотя у тел вращения минимум давления смещен по сравнению с крылья­ми назад, но величина отрицательного градиента давления гораздо меньше. Повидимому, этим объясняется то, >что при испытании модели дирижабля Akron в 20-футовой винтовой трубе NACA при Re — 17 . 10е и небольшой турбулентности потока в трубе

(Rec шара — 330 000) точка перехода получилась в области отрица­тельного градиента давления (фиг. 125).

3. Числа Рейнольдса фюзеляжей в условиях натуры, ввиду значительной длины фюзеляжей, в- несколько раз — больше Re крыльев и, в зависимости от размеров самолета, колеблются обычно в пределах 50 • 106— 150 ■ 10°. Очевидно, что’ чемі больше Re, тем труднее условия для сохранения значительного участка с ламинарным пограничным слоем.

4. Ввиду трехмерности потока в конфузорной части тела1 вращения нарастание толщины ‘пограничного слоя будет проис­ходить медленнее, чем для крыла. Последнее может способство­вать сохранению ламинарного течения в пограничном слое.

5. Эффект наличия некоторого участка ламинарного слоя в-

носовой части тела вращения будет снижаться тем, что при одинаковой с крылом длине у тела вращения площадь, занятая ламинарным слоем, будет значительно меньше.

■6. Опыты, о которых М’Ы будем говорить ниже, показали, что в некоторых трубах с мало турбулентным потоком при Re, до­стигающем 20 • 106, сх очень гладкой модели фюзеляжа и тел вращения ‘оказались меньше сх при том же Re, но при значи­тельной турбулентности потока в трубе, на 10—■ 12%>. Последнее объясняется сохранением у фюзеляжей в первом случае замет­ного ламинарного участка.

Взвешивая приведенные выше соображения, мы рекомендуем до накопления экспериментальных данных считать пограничный слой у фюзеляжей в натуру турбулентным! и лишь у безмоторных фюзеляжей при очень хорошей отделке носовой части при Re порядка 50 — 10е снижать сх фюзеляжа для учета ламинарного участка на 5—10%. Конечно, такое указание имеет ориентировоч­ный характер, но отсутствие натурного эксперимента и трудности у его постановки не позволяют уточнить вопрос в должной мере.

В результате приведенных выше соображений мы можем значительно облегчить нахождение сопротивления фюзеляжа, считая, что cXF будет определяться для полностью турбулентного пеграничного слоя.