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.