ВЛИЯНИЕ^СЖИМАЕМОСТИ ВОЗДУХА НА СОПРОТИВЛЕНИЕ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ И МОТОРНЫХ ГОНДОЛ

Эксперименты NACA и ЦАГИ. Так же как и для крыльев, при достижении в какой-либо точке фюзеляжа или моторной гондолы местной звуковой скорости Схф начинает очень быстро расти. На фиг. 161 показаны результаты Испытаний в 8-футовой скоростной трубе NACA [77] моделей гондолы с капотом NACA различной формы. Из кривых очевиден резкий рост сх ври больших ско­ростях и громадное влияние очертания передней части капота МАСА на скорость, при которой начинается повышение сх. На фиг. 162 приведены две формы, фюзеляжей, испытанных в трубе больших скоростей ЦАГИ [78]. Кривые с’х ф = / (Ма) для этих фюзеляжей даны на фиг. 162а.

Для этих экспериментов также характерно резкое увеличение лх ф после достижения определенного значения Ма.

Несколько иная картина изменения * с * ф = f(Ma) получилась по опытам ЦАГИ с фюзеляжем, имеющим различные очертания ка­пота NACA [78, 79].

На фиг. 163 показаны результаты одного из этих эксперимен­тов.

На кривых сХф= f (Ма) черточками отмечены значения Ма, ври которых у моделей возникали скачки давления, обнаруженные фотографическим методом.

считать значение ft = , то мы получим ft =1,5 для носа с Cf *

хотя и увеличил интенсив­ность нарастания сх ф, но не так резко, как в приведенных выше опытах. Для кривых Сгф — /(Ма) фиг. 163 характерны, с одной стороны, большие значения сх ф при малых Ма, с другой,— очень большая зависимость сх ф даже при Ма = 0,4 от очертания носовой части ка­пота. И та и другая особен­ности могут быть объяснены малым Re, при котором зна­чение с, ф в значительной сте­пени определяется отрывом ла­минарного пограничного слоя. Фюзеляж, на котором про­изводились испытания капотов NACA, имел Х=6,3. Если взять из табл. 20 высшее значение увеличения сопротивления для перехода от обтекаемого фю­зеляжа к фюзеляжу с капо­том NACA Де* ф = 0,03 и, исхо­дя из Re эксперимента, под-

Мы видим, что в данном случае, особенно для форм капота / и е, сх ф рос по мере увеличения Ма и до возникновения скачка давления; скачок давления________

Так как, естественно, отрыв пограничного слоя в большой степени зависит от градиента давления, последний же в свою очередь является функцией Ма, то для тел, сопротивление ко­торых в значительной мере обусловлено явлениями срыва, сх ф мо­жет сильно изменяться еще до возникновения скачков давления.

Посмотрим, не объясняются ли большие значения сд ф экспери­ментальными ошибками. Плавность форм фюзеляжей с мотором жид­костного охлаждения, показан­ных на фиг. 162, исключает воз­можность отрыва ламинарного пограничного слоя, поэтому в данном случае значения k не могут быть велики. Действи­тельно, подсчитав для фюзе­ляжа без козырька величину сгдприЖя=0,5 и Re—,7 ■ 10®, мы получим cxf~ 0,0038. г/т плоской пластинки при таком Re равно 0,00406. Таким обра­зом в данном случае k< 1, и, как и следовало ожи­дать, здесь нет не только от­рыва пограничного слоя, но даже имеются значительные ламинарные участки.

Так как методика испыта­ний фюзеляжей с жидкостным мотором и с капотом NACA была совершенно одинаковой то большие значения сх ф на фиг. 163 едва ли можно объяс­нить ошибкой эксперимента.

Явления отрыва ламинарного пограничного слоя при значе­ниях Re, даже значительно’ больших, чем в описанном выше эксперименте ЦАГИ, наблюдались во время экспериментов с большими моделями.

Так, на фиг. 164 показано течение кривых cxf= f (г) для фюзеляжа с двумя различными формами капота NACA по экспе­рименту в трубе Т-103 ЦАГИ.

Если для капота 1 течение кривой было нормальным’, то ка­пот 2 при троекратно повторенном эксперименте дал при v — =45—60 м/сек, соответствующих 7?е = 8 • 10®— 11-10®, резкое ■падение cxf, которое можно объяснить только прекращением отрыва ламинарного пограничного слоя.

Мы так долго остановились на анализе течения кривых сх ф = = / (Ма), показанных на фиг. 163, лишь потому, что это течение принципиально отличается от показанного на фиг. 161 и 152а.

Так как рост сх ф до Макр объяснялся влиянием отрыва лами­нарного слоя, то есть основание полагать, что при больших Re-

сильное увеличение сх ф до Макр наблюдаться не будет и харак­тер изменения счф= і (Ма) будет ближе к показанному на фиг. 162а.

В итоге следует констатировать, что как и для крыла, так и для тела вращения развившийся скачок давления приводит к значительному увеличению схф;

ЭТОГО повышения Сгф всячески сле­дует избегать.

Вполне возможно, что для тела вращения, как и для тонкого про­филя, достижение Макр не вызовет немедленного роста схф, однако та­кую точку зрения мы пока не можем подтвердить экспериментальными дан­ными.

Во всяком случае следует стре­миться к таким формам фюзеляжа и надстроек на нем, при которых Ма при максимальной скорости полета был бы меньше Макр выбранной формы.

Макр тел вращения и фюзеля­жей. Для тел вращения удовлетво­рить требованию наличия неравенства ЖОкР > Ма легче, чем для крыльев, в силу того, что, как мы указали выше, при одина­ковой образующей максимальное разрежение у тела ©ращения в несколько раз меньше, чем у цилиндра (фиг. 124). Наибольшие затруднения могут встретиться у моторных гондол с капотом NACA общепринятой в настоящее время формы. Дело в том, что

кривизна передней части капота NACA в плоскости полета много больше, чем в плоскости, перпендикулярной полету. Поэтому об­текание носовой часта капота NACA приближается к обтеканию профиля крыла и (разрежения у носка капота NACA достигают очень больших величин, что в свою очередь приводит к резким снижениям Макр. Аналогичная картина может наблюдаться при обтекании широких козырьков со значительной кривизной в пло­скости полета и малой кривизной — в плоскости, перпендикулярной полету.

Таким образом на теле вращения мы можем различать отдельные участки, обтекаемые подобно обтеканию цилиндров. Они всегда будут наиболее опасны с точки зрения возникновения местной звуковой скорости.

Фиг. 166. Распределение давления но телам вращения А и В.

В частности, по данным испытаний моделей фюзеляжей в

8- футовой скоростной трубе NACA, неудачная форма фонаря может повысить сопротивление всего самолета на 15% [80]. Если известно максимальное разрежение, возникающее при обтекании фюзеляжа или гондолы, то значение Макр, а следовательно, и скорости полета, при которой на теле вЪзникает скачок давления, можно определить по кривой зависимости Макр от р, приведен­ной на фиг. 89 и 106. Связь между очертанием тела, ртіп и Мако для нескольких тел вращения и пяти форм носовых частей капота NACA приведена в табл. 22.

Анализируя цифры, приведенные в таблице, мы видим, что если исключить капоты NACA, то ни для одного тела вращения критическая скорость VKp на высоте 6000 м не оказалась ниже 835 км/час, причем эта цифра относится к телам вращения с X всего около 3. Для фюзеляжей с большим удлинением и вытяну­той носовой частью не. представит труда поднять 1/кр на 6000 м до 930—-1000 км/час. Заметим, что у лучших профилей крыльев толщиной всего лишь 8% при Су =0,1 Мокр равно примерно

р* о с о е: g	Наименование тела	Л	Откуда взяты	данные (по списку лите­ратуры)	Контур тела показан на фигуре	Распределение^ дано на фигуре	Р min	Макр	^0 кр км/час	РбОООкр кмічас
	Тела вращения									•
і	Меридиональное сече-
	ние но симметричному
	обобщенному профилю
	Жуковского………………..	9,60		70		165	124	—0,080	0,860	1050	975
2	То же………………………..	6,64		70		165	124	-0,145	0,820	1010	935
3	…………………… * • •	3,66		[70		165	124	-0,300	0,735	900	835
	Опыты Г. Лайон
4	Тело А………………………	5,00	[61]	166	166	-0,172	0,800	985	910
5	Тело В……………….	5,00	[61]	166	166	-0,243	0,760	935	870
	Английские опыты
6	X ело і4 ■•»••••	5,45	[67		130	_ .	-0,295	0,736	905	840
7	Тело В……………………..	3,00	[67		130	—	-0,710	0,732	900	835
8	Дирижабль Akron. .	5,90	[63		127	125	-0,140	0,820	1010	935
	Капоты NACA
1	Форма А…………….	_		75		167	167	—1,26	0,534	655	610
2	, В…………………	—		75		167	167	-1,19	0,546	670	623
3	„ С…………………	—		75		167	167	-2,58	0,410	505	470
4	. D………………..	— ‘		75		167	167	-2,77	0,400	494	.455
5	. Е…………………			75]		167	167	—1,98	0,440	540	500

Примечание. Данные Л4акр ряда капотов, испытанных в последнее время в ЦАГИ П. Кайтером [57J приведены в приложении V.

0, 74, что дает на высоте 6000 м VKp = 850 км/час. Таким образом избежать появления на фюзеляже местной звуковой скорости не представит затруднений. Значительно хуже обстоит дело с капотом NACA.

Рекомендованная в 1937 г. NACA форма Е (фиг. 167) носовой части капота имеет VKр. на высоте 6000 м всего лишь 500 км/час, т. е. является уже непригодной не только для современных истребителей, но и для бомбардировщиков.

Лучшая с точки зрения Макр из показанных на фиг. 167 форма В имеет VKV на 6000 м только 623 км.

В 1939 г. в Rep. 662 NACA, подводящем итоги исследования капотов NACA [74], была рекомендована форма носа капота 2 (фиг. 158) до скорости 565 км/час и форма 1 для больших ско­ростей. Из фиг. 161 следует, что и для капота NACA уменьше­ние кривизны и вытягивание носа может. поднять Скр с 650 до 750 км/час.

Рекомендуемая ЦАГИ гондола, показанная на фиг. 160, обла­дает VKp, равным 675—700 км/час.

Дальнейшее повышение VKp, повидимому, потребует или при­менения удлиненного вала у звездообразного мотора со специаль­ным капотом, или больших коков у винта в соединении опять-таки со специальным капотом. Форма капота, рассчитанного на очень большие скорости полета применительно к двухрядному звездооб­разному мотору Пратт-Уитней с удлиненным валом показана на фиг. 168. >

Фиг. 167. Распределение давлення на передней части капотов NACA различной формы. Сплошные линии — планирование; пунктирные — моторный полет с двумя различными винтами.

‘ К сожалению, мы не располагаем данными, позволяющими осветить значения Макр для надстроек у фюзеляжей. ‘Следует по­вторить еще раз рекомендацию избегать таких форм надстроек, у которых в местах максимальной кривизны в плоскости полета отсутствует кривизна в плоскости, перпендикулярной полету, или радиус этой кривизны очень велик.

В итоге можно констатировать, что для фюзеляжей с мотором жидкостного охлаждения или для безмоторных фюзеляжей при плавных очертаниях надстроек добиться неравенства Макр>Ма на режиме Vmax ке представит особых трудностей. Более сложной задачей является капотирование звездообразных моторов.

Влияние сжимаемости на сопротивление фюзеляжа до воз­никновения скачка давления. Так же как и для крыльев, для фю­зеляжей отсутствуют надежные данные об изменениях сх до воз-

иикнавения местной звуковой скорости. В расчетах, произведенных в США, иногда применяют к фюзеляжам понятие фиктивного уменьшения удлинения фюзеляжа, равносильное фиктивному увеличению толщины профиля. Обоснование этого приема

совершенно такое же, как и для крыльев.

С — ф еж *7 т

Для фюзеляжей с большим X переход к Хфикт = X Vl — Afo2 не приведет к заметному изменению Сх, но при больших ско­ростях полета и X фюзеляжа порядка 5—6 увеличение схф при переходе к Хфнкт будет уже заметно. Так как, сх фюзеляжа и гондолы мы получали, определяя значения к по кривой к = f (X), то учет сжимаемости мы будем вести, определяя к не для X, а для Хфикт.

Здесь через £фнкт мы обозначили к при Хфикт.