ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ОБТЕКАЕМЫХ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ
Эксперименты ЦАГИ. В настоящем разделе мы рассмотрим лобовое сопротивление фюзеляжей без каких-либо надстроек или с надстройками, выделить которые из тела фюзеляжа для определения их миделя трудно. К таким надстройкам мы относим фонари для экипажа с задней частью, плавно сливающейся с фюзеляжем.
Единственными систематическими исследованиями сх фюзеляжей при значениях Re, обеспечивающих практически турбулентный пограничный слой у модели, являются эксперименты, проведенные автором с моделями фюзеляжей длиной около 2,5 м в трубе ЦАГИ Т-103. Наибольшее Re, достигнутое при этих испытаниях, равно приблизительно 15 • 10®. При таком Re почти у всех моделей пограничный слой оказывался турбулентным. Последнее позволяет утверждать, что результаты указанных опытов будут справедливы и для условий натуры. Эксперимент был проведен со следующими типами фюзеляжей:
1. Тело вращения А (фиг. 135), меридиональное сечение которого ЯВЛЯЛОСЬ симметричным обобщенным! профилем Жуковского толщиной 13,2%. 2 [12]
часть 4 заменялась на срезанную 5. Кроме того, было исследо — saHO влияние двух колпаков турели а и с и цилиндрической башни — d.
4. Фюзеляж D (фиг. 140) с обтекаемым носом и с различной формой схематизации мотора в капоте NACA.
|
Масштаб 500мм Фиг. 136, Фюзеляж В. |
В — основное тело фюзеляжа; / — обтекаемая носовая часть;
3 — носовая часть с мотором жидкостного охлаждения; 4 — носовая часть с перевернутым рядным мотором воздушного охлаждения: а — верхняя часть фюзеляжа без фонаря; b — то же,
с обтекаемым фонарем летчика; d—то же, с фонарем пилота и
стрелка с приподнятой задней частью; е — то же, с фонарем пи-
лота н стрелка с менее приподнятой задней частью.
Сводная характеристика фюзеляжей, а также осредненные и взаимно увязанные результаты экспериментов приведены в табл. 19.
Прежде всего следует заметить, что переход от тела вращения к теламі с овальным миделевым сечением В1-а и С1-4 не приводит к ухудшению обтекаемости и отношение к заметно не ме-
*
ьяется, оставаясь одинаковым как для тела А, так и для тел El-а и С1-4 (для последнего’ к даже несколько меньше). Из фиг. 141 мы видим, что’ как для тела вращения А, так и для исходных фюзеляжных форм В1-а и С1-4 значения к лежат в полученном в предыдущем разделе диапазоне величин к для тел вращения соответствующих удлинений. Кривые cxf в функции Re, или, что то же самое, в функции V для тела вращения А и исходных форм фюзеляжей В1-а и С1-4 практически совпадают (фиг. 142) или проходят очень близко одна от другой (фиг. 143).
, Фиг. 138. Фюзеляж С.
С — основное тело фюзеляжа; 7 — обтеквемая носовая часть; 2— носовая часть с расположением в ней фонаря пилота; 3—носовая часть с фонарем пилота и колпаком турели, вписанным в обвод носа (без — части с) 4 — обтекаемая хвостовая часть; 5— закругленная хвостовая
часть; а ілс—колпакн турелей; d—выдвижная подфюзеляжная башня.
Серьезное изменение формы носа, сопровождающееся установкой жидкостного или рядного мотора воздушного охлаждения, приводит к некоторому ухудшению обтекаемости, однако очень небольшому (фиг. 144—’145). Интересно, что замена носовой части формы 1 формой 4 на первый взгляд должна резко ухудшить обтекаемость фюзеляжа (фиг. 137). Однако, как видно из фиг. 145, значительное увеличение схр имеет место только. при малых Re, при Re — 15 • 10® разница в cxF очень незначительна, а по другим испытаниям она даже меньше показанной на фиг. 145. Последнее несомненно объясняется тем, что на малых Re точка перехода при носовой части 4 занимает более переднее положение, чем при носовых частях S «ли 1, на большом же Ре и в том и в другом случае пограничный слой практически целиком турбулентен и разница !В CxF почти исчезает.
|
Фиг. 139. Общий вид фюзеляжа С с различными Фиг. 141. Значения к для моделей фюзеляжей, носовыми и хвостовыми частями. |
Таблица IS
Результаты экспериментов ЦАГИ по определению коэфициентов лобового
сопротивления фюзеляжей; Re = 14* 10е
|
Тело |
Комби нация |
L, m |
F, мп- |
Бф, м’г |
F S ф |
A |
*-4» II $2b |
cxF |
к |
Cx ф |
|
А |
— |
2,50 |
1,720 |
0,0870 |
19,8 |
J,60 |
2,60 |
0,00326 |
1,15 |
0,0645 |
|
1-а |
2,58 |
2,052 |
0,0845 |
24,3 |
7,65 |
3,18 |
0,00326 |
1,15 |
0,080 |
|
|
1 — ъ |
2,58 |
2,200 |
0,0953 |
23,1 |
7,65 |
3,02 |
0,00320 |
1,13 |
0,074 |
|
|
1-е |
2,58 |
2,172 |
0,0948 |
22,9 |
6,75 |
3,39 |
0,00366 |
1,29 |
0,084 |
|
|
1-d |
2,58 |
2,183 |
0,0970 |
22,6 |
6,75 |
3,36 |
0,00415 |
1,46 |
0,093 |
|
|
3-а |
2,54 |
2,006 |
0,0845 |
23,8 |
7,50 |
3,20 |
0,00360 |
1,26 |
0,086 |
|
|
В |
3 — ь |
2,54 |
2,163 |
0,0953 |
22,7 |
6,67 |
3,30 |
0,00360 |
1,26 |
0,082 |
|
3-d |
2,545 |
2,136 |
0,0970 |
22,0 |
6,67 |
3,42 |
0,00450 |
1,58 |
0,100 |
|
|
4-а |
2,43 |
2,100 |
0,0845 |
24,8 |
7,21 |
3,44 |
0,00352 |
1,23 |
0,087 |
|
|
4-ft |
2,43 |
2,247 |
0,0953 |
23,6 |
6,21 |
3,80 |
0,00346 |
1,22 |
0,082 |
|
|
4-е |
2,43 |
2,220 |
0,0948 |
23,4 |
6,53 |
3,58 |
0,00392 |
1,38 |
0,094 |
|
|
4-d |
2,43 |
2,230 « |
0,0970 |
23,0 |
6,53 |
3,52 |
0,00441 |
1,55 |
0,100 |
|
|
1-4 |
2,54 |
2,009 |
0,0765 |
26,2 |
8,00 |
3,29 |
0,00322 |
1,13 |
0,084 |
|
|
l-4d |
2,54 |
2,077 |
0,0765 |
27,2 |
8,00 |
3,41 |
0,00642 |
2,26 |
0,175 |
|
|
1-5 |
2,24 |
1,931 |
0,0765 |
25,3 |
7,05 |
3,59 |
0,00382 |
1,34 |
0,097 |
|
|
2-4 |
2,54 |
2,09L |
,0,0765 |
27,4 |
8,CO |
3,43 |
0,00300 |
1,06 |
0,082 |
|
|
Г |
2-4d |
2,54 |
2,1547 |
0,0765 |
28,2 |
8,00 |
3,54 |
0,00620 |
2,18 |
0,175 |
|
3-4 |
2,525 |
2,06o;o,0765 |
27,0 |
7,95 |
3,40 |
0,00358 |
1,26 |
0,097 |
||
|
3-5 |
2,225 |
1,982,0,0765 |
25,9 |
7,02 |
3,69 |
0,00418 |
1,47 |
0,108 |
||
|
3-4а |
2,52 |
2,098 0,0765 |
27,4 |
7,95 |
3,45 |
0,00458 |
1,61 |
0,125 |
||
|
3-4c |
2,52 |
2,102 0,0765 |
27,6 |
7,95 |
3,48 |
0,00528 |
1,89 |
0,146 |
||
|
3-4d |
2,52 |
2,123 |
0,0765 |
27,8 |
7,95 |
3,51 |
0,00678 |
2,38 |
0,188 |
|
|
1 |
2,04 |
2,420 |
0,126 |
19,2 |
5,1 |
3,75 |
0,00374 |
1,26 |
0,072 |
|
|
2 |
1,89 |
2,683 |
0,169 |
15,9 |
4,1 |
3,85 |
0,00456 |
1,54 |
0,072 |
|
|
D |
3 |
1,89 |
2,683 |
0,169 |
15,9 |
4,1 |
3,85 |
0,00564 |
1,90 |
0,090 |
|
4 |
1,89 |
2,592 |
0,169 |
15,3 |
4,1 |
3,75 |
0,00584 |
1,97 |
0,090 |
Примечания. 1. фюзеляж D испытывался вместе с обтекаемым фонарем пилота, переходящим в вертикальное оперение.
2. Схр для фюзеляжа D приведены для Re = П’Ю6.
3. Значения Схр! приведенные на фиг. 143—147, 152, 154 для тел А, В, С с различными комбинациями надстроек, могут не совпадать с cXF настоящей таблицы, так как в ней, в отличие от кривых cXF = f (Re) на фигурах, приведены средние значения Схр, а не данные определенного эксперимента.
1—Cj.^ плоской пластинки; 2 —тело вращения А;
3 — фюзеляж В1-Ьі 4 — фюзеляж ВЗ-Ь.
Фиг. 145. Влияние на cxF установки перевернутого рядного мотора воздушного охлаждения и обтекаемого фонаря пилота. 1 — (ут плоской пластинки; 2 —тело вращения Л; 3— фюзеляж В7-а 4 — фюзеляжи В4-а и В4-Ь (кривые совпадают).
Фиг. 147. Влияние на cxF очертания хвостовой части
фюзеляжа.
7 — с плоской пластинки; 2 — фюзеляж Ct-4; 3 — фюзеляж С1-5. ft
Несколько’ неожиданным, оказался эффект установки носовой части 2 на фюзеляже С. .При (всех многократно. повторенных экспериментах этот нос давал наименьшую ‘величину cyf и комбинация С2-4 оказывалась самой выгодной (фиг. 143). Возможно, что такая форма сдвигает назад точку перехода на верхней части фюзеляжа и рри Re = 15 • 10й пограничный слой еще не является целиком турбулентным. В этом случае комбинации с носовой частью 2 в натуре будут менее выгодны, чем они выглядят в табл. 19 а на приведенных графиках.
Установка фонаря пилота, сопровождаемая значительным изменением формы носовой части, как это. имело место для носовой части 3, заметно отразилась на значении cxf (фиг. 143). Если же фонарь летчика имел вид надстройки Ь на теле фюзеляжа В, то значение схр практически оставалось неизменным (фиг. 145, 146). То, что Cxf У фюзеляжа с фонарем по фиг. 146 оказался меньше, чем у фюзеляжа без фонаря, объясняется неточностью эксперимента.
Более тупая хвостовая часть у фюзеляжа С увеличивает значение cxf, но относительно на небольшую величину (фиг. 147).
Естественно, наиболее заметное возрастание с,-в происходит яри переходе от обтекаемого носа к носу с мотором воздушного охлаждения в капоте NACA.
Для режима больших скоростей наиболее правильной схематизацией капота NACA является выполнение его в виде сплошной болванки, имеющей форму, показанную на фиг. 140, 3. При этом, как видно из фиг. 148 и табл. 19, переход от обтекаемой формы (кривая D 1) к форме носа фиг. 140, 3 (кривая D 3) приводит к увеличению к с !,26 до 1,9.
Подробней на увеличении сопротивления, вызванном установкой звездообразного, мотора в капоте NACA, мы остановимся їв разделе сопротивления моторных гондол.
Эксперименты за рубежом. Экспериментов, проведенных за рубежом и освещающих излагаемый в настоящем разделе (вопрос, очень немного.
По опытам в Массачузетском технологическом институте [54], переход от тела вращения к фюзеляжу с фонарем, показанным на фиг. 123, С сплошной линией, при турбулентном пограничном слое вызывает увеличение сг ф на Ксх ф =0,005. При выполнении фонаря так, как показано на фиг. 123, С пунктиром, Лс.«-ф выросло до 0,018.
Интересны пезультатьг испытаний фюзеляжа пассажирского самолета — Валти с различными фонарями пилота, проведенных в трубе Calcit Калифорнийского технологического института.
Испытанные фонари и значения Дсдф, отнесенные к площади миделя мотора, приведены на фиг. 149. То, что форма фонаря с обратным наклонам стекол наиболее, выгодна, позднейшими испытаниями подтверждено’ не было.
■По испытаниям NACA, переход в средней части фюзеляжа с овального на прямоугольное сечение вызвал увеличение схф на Ас* ф =0,010—0,015.
179
Расчет с, ф фюзеляжей с надстройками, мидель которых не может быть выделен из миделя фюзеляжа. Приведенные в табл. 19 результаты экспериментов ЦАГИ, а также и американские материалы позволяют составить таблицу значений Ьсх ф, отнесенных ас миделю, фюзеляжа, учитывающих переход от сХф тела вращения, имеющего ТО же удлинение, ЧТО и’фюзеляж, К Сх ф самого фюзеляжа.
|
Фиг. 148. Влияние на схр фюзеляжа. установки мотора в капоте NACA при .различной схематизации капота (см. фиг. 140). |
Удлинением фюзеляжа мы будем считать частное от деления его длины на полусумму высоты и ширины фюзеляжа в миделе, вом’ сечении.
Данные А сХф приведены в табл. 20.
Для определения Сдгф мы должны:
а) найти ?., Re, F и S фюзеляжа вместе с фонарем,
б) по фщ 134 и 27 определить к и с/т,
в) по табл. 20 подобрать величину Дсх ф и полученные значения подставить з формулу: ■
сх ф ~kcfr — + Ьсх ф. (64)
Мы считаем необходимым подчеркнуть, что приведенные ® табл. 20 значения Дс* ф правильно учитывают увеличение сопротивления обтекаемых фонарей только при их вполне гладкой
|
Таблица 20 Изменение сопротивления при переходе от тел вращения к фюзеляжным формам с надстройками, мидель которых не может быть выделен из миделя фюзеляжа
|
-поверхности, а как раз чаще всего требование гладкости нару — шаетсА в отношении надстроек на фюзеляже. . Для таких надстроек, как фонарь летчика Ъ (фиг. 136), грубое выполнение переплетов фонаря может вызвать развитие срыва и вместо — нулевого увеличения сопротивления оно на самом деле возрастет весьма значительно-.
При изменении формы фюзеляжа изменение cxF и сХф не всегда пропорционально изменению сопротивления, так как последнее зависит от произведения cxFF или сх Ф5Ф.
|
оказалось несколько меньше, чем схР носовой’ частью 3, однако по сравнению с исходной формой установка носовой части 3 вызывает увеличение сопротивления на 8 %, а носовой части 4— на 10%. У того же фюзеляжа установка фонаря Ь приводит даже к небольшому уменьшению схр, величина же сопротивления увеличивается примерно на 5%. При анализе величин Дс*.ф, приведенных, в табл. 20, может возникнуть вопрос, почему автор в вышедшей несколько лет тому назад книге „Скорость полета" [13] давал значения Д сх ф,’ значительно большие. Объясняется это тем, что очень скудный материал, который был в распоряжении, автора в тот период, состоял из экспериментов, проведенных при таких Re, при которых не весь пограничный слой фюзеляжа был турбулентен. В этих же условиях изменение формы носовой части фюзеляжа может, как мы показали выше, значительно увеличить Дс*ф. В строках 10—14 табл. 18 приведены значения с, ф исходных фюзеляжных форм при Я<? = 50 106; 80 10е; 150 • 10*. Прибавляя к этим значениям |
|
Расчетная формула. Настоящий раздел посвящен сопротивлению надстроек, мидель которых из тела фюзеляжа можно ‘выделить. Так как соотношение между миделем фюзеляжа и миделем надстройки меняется, то, естественно, целесообразно, определяя сопротивление фюзеляжа с надстройкой, подсчитать их сопротивление отдельно и затем) просуммировать. В этом случае: Р+Ьс*Ф + £ф-, (65) |
в этом выражении сх н — коэфициент сопротивления надстройки, 5а—ее мидель, F — поверхность фюзеляжа без надстройки.
Эксперименты 11АГИ. Для определения сх.. воспользуемся опйть-таки упомянутыми выше экспериментами ЦАГИ.
Если надстройка увеличивает поверхность фюзеляжа с F до ^+1 &F и одновременно повышает схр на ДС-гл, то очевидно, что c*h<Sb должно равняться разности
(F + А/7) {схР + Д cxf) сл, fF,
(F + AF) (cxF + ДcxF) — cx, F ‘
Фнг. 153. Влияние на схр фюзеляжа со звездообразным
мотором в капоте NACA фонаря летчика н стрелка.
1 — с^т плоской пластинки; 2— фюзеляж без надстройки; 3 —с надстройкой 5-7-1; 4 — с надстройкой 5-4-3-2-1; 5-е надстройкой
5-4-3-2-1а; 6-е надстройкой 5-3-1а.
Рейнольдса цилиндрической башни, подсчитанное по ее диаметру, является Re критическим, т. е. соответствует резкому уменьшению сх надстройки. Последнее показывает, насколько, нужно быть осторожным при анализе результатов испытаний моделей фюзеляжа на. малых Re. Так. при Re = 5 • 10° фюзеляж С1-4. й имеет Cxf— 0,01, а при Re = 7,5 • 10" cvf падает до 0,0068, т. е. на 30%. Ті а основе полученных из эксперимента значений с,/— нами определены величины Сд Н. Они приведены в табл. 21.
Таблица 21
|
V X * — а п х <и ¥ и с; £ SgS " С с Я о. д >» с-0- |
Коэфициентм лобового сопротивления надстроек
В этой таблице даны также значения схк для фюзеляжей, доказанных «а фиг. 155, полученные на основе опытов їв аэродинамической трубе Аахенского технологического института [55].
Г —фюзеляж С1-4; 2—фюзеляж СЗ-4; 3—фюзеляж С3-4а; 4 — фюзеляж С3-4с;
5 — фюзеляж C3-4d.
Фиг — 155. Уступы на фюзеляже для обеспечения обстрела назад.
включать в его значение также поверхность надстройки; естественно, что ■ коэфициенты сопротивления надстроек при этом уменьшаются.
В табл. 21 подсчитанные таким образом схь обозначены с’хм •
Ддя надстроек, мидель которых легко выделяется из миделя фюзеляжа, мы считаем более удобным пользоваться значениями сх а не с’х подсчитывая F без надстройки.
Хейнкель в своем Докладе о путях повышения максимальной скорости полета [72] приводит интересные данные о’влиянии на Vmax надстроек на фюзеляже бомбардировщика, имеющего 1/щах 5= =» 500 км/час. Эти данные приведены на фиг. 156. Там ч&е помещено и подсчитанное нами увеличение сопротивления фюзеляжа в процентах, необходимое для того, чтобы Vmax самолета понизилось так, .как указывает Хейнкель. Подсчет делался в предподо — женин, что сопротивление фюзеляжа составляет от од^ной трети — до одной пятой от сопротивления всего самолета. Приведенные на фиг. 156 цифры увеличения сопротивления фюзеляжа, вызванного полусферическим колпаком турели, хорошо увязываются с данными табл. 21. Совпадение — имело бы место при сопротивлении фюзеляжа, равном ‘примерно’ одной четверти от сопротивления всего самолета. К сожалению, из рисунка, помещенного в статье Хейнкеля, можно судить лишь О’ типе, а не о внешних формах надстроек на фюзеляже бомбардировщика.
12. СОПРОТИВЛЕНИЕ. МОТОРНЫХ ГОНДОЛ
Метод расчета. Метод подсчета лобового сопротивления моторной гондолы без учета потерь на охлаждение принципиально че должен отличаться от метода подсчета сопротивления фюзеляжа.
Ecjjh рассматривать сопротивление гондолы, расположенной, как это бывает обычно, на продолжении хорды крыла, то в большинстве случаев (при достаточно большой площади крыла) нетрудно добиться отсутствия ‘Вредной интерференции между гондолой и крылом. На природе интерференции и мерах борьбы, с ней мы остановимся в главе V, здесь же будем считать, что зредная интерференция отсутствует.
Лобовое сопротивление гондолы с мотором жидкостного охлаждения следует подсчитывать, беря величину к из фиг. 134, определив предварительно — гондолы.
Так как обычно часть гондолы входит в крыло, то допустимо-, находя F, подсчитывать только поверхность гондольг, омываемую воздухом. Определяя Сх ГОНДОЛЫ ПО формуле (64), Зсх ф следует брать по высшим цифрам табл. 20, т. е. около €,01. Если колесо не целиком уходит в крыло-, то сопротивление выступающей его части следует подсчитать отдельно.
К сожалению, правильность такого подхода к расчету сх гондолы с жидкостным мотором мы не можем подтвердить экспериментальными данными, так как результаты проведенных экспериментов ненадежны вследствие очень малого Re.
Гондолы со звездообразными моторами. На сопротивлении гондолы со звездообразным мотором и капотом NACA остановимся более подробно, поскольку опубликованные экспериментальные данные, в значительной степени противоречивы.
Согласно работе 8. Николаенко [73], натуральная гондола ПОД мотор М-85, Фнг. 157. Гондола под мотор М-85, показанная на фиг. 157, , испытанная в ЦАП4.
без учета потерь на охлаждение дала Гіг =0,065. Как видно из фигуры, в данном’, случав колесо шасси не было- целиком убрано в гондолу.
Определяя к из фиг. 134 для X = 3,3 и не вычитая при под — ‘чете F тех частей поверхности гондолы, которые входят в крыло, залучаєм, что обтекаемое тело вращения при Re, соответствующем Re эксперимента, имело бы сх, равный 0,0432. Следовательно, переход от обтекаемой гондолы к гондоле с мотором в капоте МАСА без учета потерь на охлаждение увеличивает схт на ■),0650 — 0,0432 = 0,0218. ‘Согласно Rep. 662 NACA [74]» сх гондолы, показанной на фиг. 158, считаемся без потерь на охлаждение равным 0,045. Эту величину не следует считать преуменьшенной, так как гондола (фиг — 158) не имеет выступающего колеса и сильнее утоплена в крыле (толщина крыла равна 0,6 D гондолы). Если
подсчитать сопротивление обтекаемой гондолы, образованной из гондолы, показанной на фиг. 158, путем замены капота NACA обтекаемой носовой частью, то АсЛ — г, вызванное переходом к гондоле с капотом, NACA, окажется равным 0,015.
|
s5 2§а А/ ь, 0.0.5 |
ь А |
0 |
0,01 |
0,02 |
0,04 |
0,06 |
0,08 |
0,10 |
0,13 |
0,15 |
0,16 |
0,19 |
0,22 |
0,25 |
0,28 |
|
вс? |
|||||||||||||||
|
1 |
а А |
1 0,759 0,821 1 |
0,847 |
0,883 |
0,909 |
0,930 |
0,947 |
0,965 |
0,974 |
0,978 |
0,987 |
0,994 |
0,998 |
1,00 |
|
|
2 |
а ~Т |
0,824 |
0,885 |
0,911 |
0,945 |
0,967 |
0,982 |
0,990 |
0,993 |
1,00 |
|
Фиг. 158. Рекомендуемые NACA формы капотов для звездообразных моторов. |
Лучшая форма гондолы, стоящей на крыле, имеющем толщину только 0,28 D капота, по опытам в трубе больших скоростей NACA, на которых мы остановимся ниже, дала схт —0,063. При этом’ До, г равно 0,020—0,025. Таким образом приведенные величины Додт из трех различных источников не находятся в большом иротиво-
речии. Когда гондола стоит на относительно тонком крыле ( ^ = —0,25—0,30), До* можно считать равным 0,025; при более толстом крыле ^ =0,5—0,6;) ввиду того, что крыло значительно улучшает
обтекание хвостовой части гондолы, Дсх следует уменьшить и принять равным 0,015. Подсчитывая Я гондолы, равное ее длине, разделенной на диаметр, длину гондолы следует определить фиктивно, продолжив ее очертания внутрь крыла и считая начало гондолы не от передней кромки капота NACA, а от точки, отстоящей от обреза капота на одну четверть его1 диаметра вперед, так как при нахождении Дсдг длина исходного тела вращения определялась таким путем (фиг. 159).
Следует заметить, что значения сх г, подсчитанные указанным путем, будут значительно меньше сх, полученных при опытах NACA с изолированной гондолой,- опубликованных в Rep. 592 [75].
Так как эти эксперименты хорошо известны, то следует остановиться на их результатах, касающихся определения сх изолированной гондолы без потерь на охлаждение. Этот сх при гондоле, выполненной в виде деревянной болванки, оказался равным 0,1115, а при капоте без протока воздуха 0,1193. Значение сх обтекаемой гочдскды NACA, показанной на фиг. 130 (Я = 2,5), по таннйм того же Rep. 592, получилось равным! 0,0861.
Нами было’ подсчитано, исходя из Re эксперимента, что’ сх обтекаемой гондолы с Я = 2,5 может быть равно 0,0861 только три к = 4,04. Из фиг. 134 очевидно, что такая величина к совершенно не согласуется с течением кривой к = / (Я). Опыты, проведенные автором в ЦАГИ по определению сх такой же гондолы, дали значение к, прекрасно ложащееся на кривые фиг. 133 и 134 (k =1,79 при Я = 2,5). Такое расхождение объясняется, тем, что, г — l
повидимому, в опытах NACA у
хвостовой части гондолы имел ме — ________
сто срыв, вызванный интерференцией между гондолой и подкосами, крепящими гондолу на весах. Последнее подтверждается; в частности, тем, что при установке той же гондолы на крыле ее сопротивление составляет только 38% сопротивления изолированной гондолы.
Такое уменьшение сопротивления вызывается не положительной интерференцией, как о том говорится в Rep. 662 NACA, возникновение которой в достаточной мере непонятно, а тем, что при гондоле, стоящей на крыле, подкосы, крепящие установку к весам, подходят к крылу и интерферируют с ним гораздо меньше, чем они интерферировали с моторной гондолой.
По тем же опытам’ NACA, переход от обтекаемой гондолы к гондоле с капотом NACA без протока воздуха дает увеличение сх на 0,0332. Такоп рост сх нам кажется в свете приведенных выше цифр также преувеличенным.
В частности, цифра Дс. гг =0,0332 не вяжется с схт =0,045, приведенный в NACA Rep. 662 для гондолы, показанной на фиг. 158. Если сх г = 0,045 и Дс* г =0,0332, тр на сопротивление исходной обтекаемой фоимы остается только 0,045—0,0332 = 0,0118. Вместе с тем одно чистое сопротивление трения плоской пластинки, поверхность которой равна поверхности гондолй, отнесенное к площади ее миделя, равно 0,0175, при величине же к = 1,7 значение сX — исходной обтекаемой формы гондолы должно быть не 0,0118, а 0,03.
На фиг. 160 показана рекомендуемая ЦАГИ гондола для звездообразного мотора [164].