СУММАРНОЕ ВЛИЯНИЕ НЕРОВНОСТЕЙ РАЗЛИЧНОГО ТИПА

Общие соображения. Говоря о влиянии любой неровности на сопротивление, мы всегда различали влияние этой неровности посредством перемещения точки перехода и непосредственно.

Совершенно очевидно, что если один дз видов неровностей поверхности, например первый ряд заклепок, сместил вперед і очку перехода, то соединения листов уже будут действовать.

только непосредственно своим! сопротивлением и на точку пе­рехода повлиять не смогут.

Экспериментальных данных о совместном влиянии неров­ностей различных видов очень мало, и этот вопрос нельзя счи­тать достаточно разработанным.

Приведем отдельные «выводы, касающиеся суммарного влияния неровностей. Если ряды заклепок отстоят один от другого >по потоку больше чем на 10 диаметров головок заклепок, то их взаимным влиянием можно пренебречь. Базируясь на эксперименте -NACA, мы рекомендуем при наличии ряда заклепок, помещенных, как это обычно бывает, непосредственно перед соединением ли­став, определять добавочное сопротивление от соединения, считая сх соед = 0,2 вместо Сх соед =0,37 для соединения листов с потай­

ной клепкой. Значительно усложняется расчет сопротивления от головок заклепок и соединений, если одновременно КрЫЛО’ имеет сплошную шероховатость.

При сплошной шероховатости с такой высотой бугорков, при которой имеет место третий (квадратичный) режим сопротивления, толщину пограничного слоя для пластинки придется определять на основе подсчета сопротивления от заклепок и соединений не по формуле (6). а считая, что

к N 0,149

-ЬЛ (80)

(см. [83]), где х — расстояние от ребра атаки, a ks — высота бу­горка шероховатости. При втором режиме сопротивления, когда на сопротивление трения влияет как ks так и число Рейнольдса, подсчет 8 усложняется и становится более приближенным.

Мы считаем, что в этом случае можно определить увеличе­ние схр с некоторым запасом, принимая, что общая шерохова­тость и заклепки действуют независимо. Последнее вряд ли приведет к ошибке в схр шероховатого крыла, превышающей несколько процентов.

Эксперименты с крыльями, построенными в заводских условиях. Большой интерес представляет сравнение сопроти­вления крыла, выполненного в лабораторных условиях, и подоб­ного же крыла, но построенного на заводе. Результаты таких экспериментов приведены в табл. 27.

Уменьшение прироста схр от шероховатости яри увеличении Re, по опытам DVL и NACA, объясняется тем, что у гладкого крыла рост Re приводит к перемещению точки перехода вперед, а следовательно, влияние шероховатости на схр через точку перехода становится менее заметным.

Из‘цифр, приведенных в таблице, следует, что крыло, по­строенное в заводских условиях, дает увеличение сХр на 8—11°/о большее, чем такое же крыло, построенное в лаборатории. В основном, ловидимому, это объясняется волнистостью И, ‘ВОЗ­МОЖНО, недостаточно точным выдерживанием профиля в завод­ских условиях. Вместе с тем, по данным DtVL, отделка крыла

может практически уничтожить добавочные сопротивления, сведя их всего лишь к 3% от схр гладкого крыла.

Неотделанное заводское крыло даже с потайными заклеп­ками имеет Схр. превышающий схр гладкого крыла на 27%. При кепотайной клепке эго добавочное сопротивление повышается до 38%, а для самолета Нортроп — даже до 50%.

‘Вместе с тем крыло самолета Нортроп производит хорошее впечатление с точки зрения отсутствия вмятин, аккуратности постановки головок заклепок и отсутствия большой сплошной шероховатости.

Следует заметить, что в опытах с самолетом Нортроп точка перехода у гладкого крыЛа* была — расположена на 14% хорды. Для ряда профилей в полете получались значительно’ более задние положения точки перехода. Для таких профилей общее увеличение схр при переходе к неровному крылу может быть значительно больше, чем для самолета Н-ортроп, т. е. превысит 50% от схр.