ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ СОЕДИНЕНИЙ ЛИСТОВ ОБШИВКИ И ЕЕ ВОЛНИСТОСТИ. ВЛИЯНИЕ ЩЕЛЕЙ
Сопротивление соединений листов обшивки. Ниже мы всюду будем иметь в виду соединения листов обшивки, расположенные приблизительно перпендикулярно направлению потока. От швов, расположенных по направлению полета на малых углах атаки, сопротивление вряд ли может увеличиться. Такое расположение швов будет способно оказать влияние на обтекание крыла при больших а, при которых во многих случаях направление скорости потока в пограничном ‘слое составляет с направлением полета угол больше 60°. Наличие соединения листов обшивки в направлении, перпендикулярном потоку, должно почти во всех случаях привести к переходу ламинарного .пограничного слоя в турбулентный. Джонс констатировал, что при полетных экспериментах проволочка диаметром 0,25 мм фиксировала на себе положение точки перехода. Листикй фольги толщиной 0,05 мм заметно сдвигали вперед положение точки перехода. К сожалению, Джонс не оговаривает, в каком месте профиля стояли турбулизирующие пограничный слой препятствия. Опыты, проведенные в большой трубе NACA, показали [17], что препятствие в виде ленточки, . расположенной в области значительного отрицательного градиента давления, а именно на 5% хорды профиля NACA 0012 аїри су — О и Re — 4,18 • 10s (см. фиг. 42), не фиксировало на себе положение точки перехода. При толщине ленточки в пределах 0,076—0,15 мм изменения в пограничном слое были настолько незначительны, что слр увеличился всего лишь ка 2,3 — 3,7%. При ленточке толщиной 0,23 мм схр возрос на 7,5%. Область перехода, очень размытая при этих опытах, еще более расширилась, и, если без ленточки середина области перехода лежала на 36% хорды, то при ней она передвинулась к 25% хорды. Следует заметить, что указанные опыты велись на крыле натуральных размеров с хордой 1,8 м. Нарастание сопротивления при переходе от уступа высотой 0,15 мм к у стушу высотой 0,23 мм дает основание пола-
гать, что дальнейшее утолщение ленточки, невидимому отразилось бы на точке перехода и коэффициенте схр более резко; кроме того, Re при опыте было более чем в 2 раза ниже обычного Re крылй їв натуре.
Мы рекомендуем для натурных условий считать, что при отсутствии отделки поверхности первое соединение ЛИСТОВ внахлест вызовет, переход ламинарного слоя в турбулентный, если только пограничный слой не стал уже турбулентным до соединения листов. Если соединение выполнено не внахлест, а тщательно впритык и расположено в месте резкого отрицательного градиен-fa давления, то есть основание полагать, что ламинарный пограничный слой не перейдет в турбулентный и переход возникнет в аналогичном соединении, но лежащем в области нулевого или положительного градиента давления.
Обратимся теперь к расчету увеличения схр крыла, вызванного соединением листов1 обшивки внахлест при турбулентном пограничном1 слое. Обозначив буквами S площадь, к которой отнесен схр крыла, ft— толщину листа обшивки, I — длину соединения, Ас. соед прирост профильного сопротивления, вызванный нали
чием соединений, отнесенный К единице площади крыла, С. соед—’ коэфициент лобового сопротивления соединения, отнесенный к площади hi и скорости, равной скорости в пограничном слое на расстоянии Л от поверхности, мы можем написать выражение для Ас. соед, аналогичное приведенному выше для Ьсхз:
/=« _2_ 2
ЛС. соед = 1 ,ЗЗГА соед J — 2 (тТЯЄхК (1 ~Р)’ (76)
«I 4 ■
ИЛИ
2 2
дс. соед = 1,33с. соед П [(-^-)1 Reх 35 (1 — р) ] . (77)
В этих выражениях х — расстояния, считая по хорде от ребра атаки до шва, Re — число Рейнольдса, подсчитанное по расстоянию х, п—- число соединений.
Найдя из экспериментальных данных значение сх СОед, мы можем, пользуясь формулами (76) и (77), подсчитать Ас. СоеД. Для
2_ . 2_
облегчения расчета значения Re3a и ^7 следует брать из кривых фиг. 186 и 187. Юнг [85], не указывая источников экспериментальных данных, рекомендует считать для соединения, показанного на фиг. 195, а, сх сосд = 0,34, для соединения, показанного на фиг. 195, ft, сх соед =0,25 и для соединения, показанного на фиг. 195, с, сх соеД= 0,19. В работе Худа [43] опубликованы результаты испытаний по влиянию на схр профиля NACA 23012 шеста соединений на верхней и шести на нижней поверхности (фиг. 196). Обшивка при хорде крыла 1,5 м имела толщину 0,46 мм, соединения были сделаны, как показано на фиг. 195, а.
Из фиг. 196 мы видим, что при • 10“ прирост сопротивления
равен 8%, однако, по крайней мере, 4 —15% из этого прироста
вызвано перемещением точки перехода к первому соединению, лежащему на 11 % хорды от ребра атаки. Действительно, как видно из фиг. 22 приложения I при Re — 7-Ю6 на верхней поверхности гладкого профиля NACA 23011 точка перехода лежит на 20% и на нижней — на 12%. Таким образом наличие уступа на 11 % хорды должно вызвать перемещение средней точки перехода на 5% хорды н вследствие этого примерно такое же увеличение схр.
Подсчет по формуле (76) показывает, что увеличение схр на 4%, вызванное сопротивлением соединений, помимо их влияния на положение точки перехода, будет соответствовать сх соед, несколько меньшему, чем 0,2.
|
Таблица 25 Сравнение экспериментальных и расчетных значений увеличения схр крыла, вызваницго одной накладкой вдоль размаха
|
При сопоставлении течения кривых на фиг. 196 обращает внимание то, что если определить прирост сХр от соединений как разность схр крыла с соединениями и заклепками и схр крыла только с заклепками, то при больших Re роль соединений выразится в увеличении схр примерно на 1,5%. Мы объясняем последнее гем, что: 1) при таком определении влияния соединений не учитывается их действие на положение точки перехода, 2) расстояние от края головки заклепки до шва равно ее диаметру и возможно, что при столь малом расстоянии наличие головки заклепки уменьшит- сопротивление, вызываемое швом (при том шаге,- который применялся в опытах NACA, 30% длины шва расположены за головками заклепок).
По данным Худа, при соединениях типа, показанного на фиг. 195, d, йСїсоєд уменьшился в 2 раза.
В большой трубе DVL на крыле NACA 2409 с хордой — 3,2 м было испытано влия
накладок
типа, показанного на фиг, 195, е, /. Эксперимент производился „
при Re = 13 • 10*. Накладки располагались на 10 и 40% хорды.
В табл. 25 приведены результаты экспериментов и расчетов, сделанных В предположении, что с* соед при соединениях типа е (фшу 195) равно 0,22 и при соединениях типа f равно 0,35. слр гладкого крыла было равно 0,0061.
Для соединения типа е (фиг. 195) на 40°/а хорды, ‘принимая ссоед = 0,22, мь! получаем удовлетворительное совпадение расчетных и экспериментальных данных. При положении накладки ка 10*/о хорды экспериментальные данные выше расчетных
ввиду того, что в трубе DVL у крыла, несмотря nh большое Re, пограничный слой был частично ламинарен и накладка сдвигала вперед точку перехода. Удивляет скорее слишком. малый прирост схр, при накладке, расположенной на 10% хорды верхнего крыла. Возможно, что это вызвано тем, что накладка находилась в области резко отрицательного градиента давления.
На фиг. 189 (кривая 5) приведены результаты влияния на схр четырех соединений внахлест с — прямым обрезом листа на — верхней и четырех — на нижней поверхности профиля NACA 0012 при толщине листа, равной 0,0007 хорды. Швы были расположены на
22,40, 57 и 74% хорды. Опыт производился в трубе переменной плотности NPL [89].
При этом эксперименте соединения не могли влйять на положение точки перехода, однако, Ь. Сх соед получился очень большим. Совпадение с расчетом может быть получено только в том случае, если принять Сд соед равным 0,55.
В итоге при сравнении Значения Схгсоед— = 0,34, приведенного Юнгом, с результатами трех других эксперв — ментов мы в двух получили Сх соед «0,2 и в одном с*соед = 0,55. Разброс очень велик, и дать обоснованную рекомендацию трудно, тем более, что Юнг не указывает, из каких экспериментов была им получена цифра сх соед = 0,34. С указанной оговоркой и, вероятно, несколько преувеличивая Дг*Сом, можно подсчитывать •его при заклепках, поставленных впотай, считая сх соед = 0,34, а при наличии головок заклепок, крепящих соединение, брать ‘Сх соед = 0,20. Если тип соединения отличатся от показанного на фиг. 195, а, то уменьшать сЛСОед следует так, как было указано выше.
Влиянйе волнистости. В опытах DVL с крылом, имеющим хорду
3,2 и, было исследовано также влияние волнистости. Расположение и характер волн на крыле и результаты этих опытов показаны ка фиг. 197. Как и следовало ожидать, волнистость, расположен-
кая в передней и верхней частях крыла, влияя на точку перехода, увеличивает сХр гораздо’ сильнее, чем волнистость, расположенная в задней и нижней частях. Если в первом, случае схр возрастает на 21%, то во втором — только на 13%.
Суммарное влияние волнистости очень велико, оно повышает слр на 68%.
Следует заметить, что волны, влияние которых на схр было исследовано в IWL, могут встретиться на практике очень редко, так как при хорде 2 м они требуют на протяжении 40 мм отклонения от линии профиля на 5 мм.
Влияние волнистости было исследовано NACA пууем’ испытания профиля NACA 23012 в 8-футовой скоростной трубе [92]. Из этих экспериментов можно прежде всего заключить, что волнистость, действует на течку перехода пршГерно так же, как и заклепочные швы. Волна, расположенная на 10% хорды, с амплитудой, равной,1,4% ее 1ДЛИНЫ, фиксировала на себе положение точки перехода. (Длина волны равнялась 76 мм, амплитуда — 1,05 мм.).
‘ 2а ‘
К. К, Федяевским [161] дано выражение для волны —, ме-
Л
няющей знак где s отношение расстояния по обводу про — ds
филя от критической точки до вершины волны к хорде, а — половина амплитуды волны, >. — длина волны (см. фиг. 197).
др
В этой формуле Ь — хорда крыла, ргл — коэфициент давления у гладкого крыла в месте расположения вершины волны.
Изменение знака — р в конфузорной части профиля способно
ds
резтео сдвинуть вперед точку перехода и этим увеличить Схр.
Волнистость поверхности крыла увеличивала его сопротивление не только влияя на реремещение точки перехода, но и непосредственно.
Увеличение Схр крыла, вызванное волнистостью, занимавшей 90% поверхности крыла, помимо влияния через положение точки перехода, достигало при Re = 10 • 10′ 8—13% при высоте волны, равной 4% длины волны. 5—8% —при высоте волны, равной 3% ее длины, и 2—3% при высоте волны, равной 2% ее длины.
Меньшие значения увеличения, схр с’оответствуют волнам, длина которых равна 12% длины хорды, большие—■ 5% длины хорды. При указанных опытах гребни волн располагались вдоль по размаху крыла. В итоге, так же как и в отношении заклепок, можно сказать, что волнистость увеличивает схр, главным образом, путем’ перемещения вперед положения точки перехода.
16 Б. Т. Горощеико
Следует иметь в виду, что волнистость усиливает влияние сжимаемости на значение схр. Только этим можно объяснить заметное увеличение по опытам NACA прироста схр, вызванного волнистостью, при скоростях более 500 км/час.
Полетные эксперименты показывают, что практически бывает очень опасна даже малозаметная волнистость, обычно встречающаяся при тонкой обшивке крыла. Дело в том, что даже очень пологие волны обшивки приводят к изменению распределения давления по профилю. Выше мы показали, какое большое влияние оказывает градиент давления на положение точки перехода. Возрастание положительного градиента даже на небольшом участке контура крыла может вызвать преждевременный переход ламинарного слоя в турбулентный » одновременное возрастание схр.
На фиг. 198 показано изменение схр = f(Re), по полетным испытаниям Серби [14], для трех состояний поверхности крыла. В случае А крыло было покрыто фанерой и отполировано. Фанерная обшивка имела некоторую волнистость, в частности, в передней части верхней поверхности (над лонжероном) прогиб обшиз — ки на участке длиной 150/ш по контуру был равен 0,5 мм (0,33% длины волны). После заделки этого небольшого вмятия (крыло В) ctp упал на 7% с 0,0084 до 0,0078, но точка перехода все же была расположена только на 15% хорды. После того как крыло было покрыто металлическим листом, окрашенным и отполированным (крыло С), точка перехода переместилась на 36% хорды и схр упал на 24% и стал равным 0,0064. Приведенный пример очень наглядно показывает, какой вред наносят небольшие вмятины и волны в местах креплений обшивки к лонжеронам, стрингерам ‘и нервюрам.
Следует иметь в виду, что отделка поверхности, при которой наносится толстый слой шпаклевки, может привести в некоторых случаях к искажению профиля крыла. На фиг,’ 49 показано изменение Uy —f по экспеРиментУ в полете и по расчету у
теоретической и расчетной кривыми, характеризуемое более
передним положением области положительного градиента давления, вызвавшим’ относительно’ ранний переход ламинарного слоя в турбулентный, явилось результатом некоторого искажения профиля.
Изменение распределения давления по профилю, вызванное волнистостью или неточным выдерживанием контура профиля, для скоростных самолетов очень опасно с точки зрения возможности более раннего возникновения местной звуковой скорость. Профиль особенно точно должен быть выдержан на тех участках, которые соответствуют области максимального разрежения на верхней и нижней поверхностях крыльев. В упоминаемой выше работе Худа имеется указание на то, что при испытании тщательно выполненного крыла с профилем NACA 23012 в трубе больших скоростей резкое увеличение схр, вызванное возникновением волны Маха, наблюдалось при с;/ — 0 на скорости 725 кмічас. При эксперименте С КрЫЛОМ! того же профиля, выполненным на заводе менее тщательно, резкий рост Ctp начинался при V = — 560 кмічас. Контрольный обмер второго крыла показал, что у ребра атаки на нижней поверхности, как раз в области максимального разрежения, профиль оказался искаженным на 2,4 мм при хорде крыла 1,5 м. Таким образом искажение профиля на 0,0016 h понизило критическую скорость на 165 кмічас. При подборе профиля крыла для самолетов со скоростью около 700 кмічас плошь и рядом придется останавливаться на крыльях, для которых критическая скорость в лучшем случае будет превосходить ожидаемую Vmax на 30—40 км. Совершенно очевидно, что в этом случае искажение профиля в области максимального разрежения не на 2,4, а даже на 1 .им может вызвать преждевременное наступление скачка давления, сопровождаемое резким повышением сзР.
К. К — Федяевским разработан очень простой способ определения влияния волны на величину рты, давший прекрасное совпадение со’ специально поставленным экспериментом [161].
РшіПвол ~Р«Чп„ — (1 — PmintJ) 4“ — . (77 )
Конструкторы и производственники должны отчетливо представлять себе, что поверхность крыла современного скоростного самолета не может быть выполнена в виде тонкой оболочки, обтягивающей силовой, каркас и могущей легко деформироваться, так как иначе трудно будет на практике добиться той точности выдерживания профиля и гладкости, которая требуется аэродинамикой от крыла и оперения.
Сопротивление, вызываемое щелями. К сожалению, в литері — гУре имеется очень мало надежных экспериментальных данных по влиянию на схр крыла щелей между крылом и элероном, стабилизатором и рулемі высоты и килем и рулем направления.
На фиг. 199 и 200 показаны результаты опытов EWL с крылом, имеющим элерон, при Re, доходящем до 13 • 10е; хорда крыла
|
П ср * |
Сложнее обстоит вопрос с учетом прироста ctp при щели, показанной на фиг. 199, у которой величина отверстия пропорциональна длине хорды. Если допустить, что из общего увеличения схр кр на 0,001 половина (0,0005) пропорциональна размерам щели и, следовательно, от хорды крыла не зависит, а другая половина обратно пропорциональна длине хорды, то мы долучим следующее выражение для Ас[14] ш:
Ьсх щ = +0,0005") А (70
V >>1с9 / »
Наиболее неясным остается выражение для Дг. г щ у оперения с осевой компенсацией. Ввиду наличия при такой компенсации довольно значительных щелей примем,, основываясь на некоторых опытах ЦАГИ, для Дсх щ’ такое выражение
Д с* щ = 4 + 0,0005 "). (790
» х 0|Ср У
|
Выражения для ДСд щ сведены в табл. 26.
|