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
Увеличение сопротивления крыла, выполненного в заводских условиях, по сравнению с сопротивлением гладкого 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.