СОПРОТИВЛЕНИЕ ОТ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ

Анализ сопротивлений, вызванных интерференцией. Разви­тие конструкции самолета сопровождается упрощением его схемы. В настоящее врейя самолет в полете представляет собой комби­нацию крыла, фюзеляжа и оперения, У многомоторных самолетов добавляются, кроме того, моторные гондолы. В этом отношении схема современного самолета более выгодна с точки зрения ин­терференции, так как такие источники последней, как шасси, узлы стоек, лент и пр., встречаются © настоящее врем© не как правило, а как исключение.

Но, хо? я источников интерференции стэло меньше, эго отнюдь не значит, что вопросы интерференции отходят на второй план и что ее доля в общем сопротивлении во всех случаях прене­брежимо. Дело в том, что если у самолета, построенного десять лет тому назад, даже значительные потери на интерференцию составляли небольшой процент от суммарного сопротивления, то у современного самолета суммарное сопротивление настолько уменьшилось, что даже незначительная потеря от интерферен­ции может стать весьма ощутимой.

Основными источниками интерференции у современного само­лета являются взаимодействие винта и самолета, интерференция крыла и фюзеляжа и моторных гондол, интерференция фюзеляжа и оперения. В некоторых случаях могут интерферировать отдельно элементы винтомоторной группы и фюзеляжа, как, например, тун­нель для радиатора или капот мотора — с крылом; .всасывающие ■л выхлопные патрубки, надстройки на фюзеляже — между собой или с крылом и пр.

В настоящей работе мы не останавливаемся на очень сложном вопросе взаимодействия винта и самолета [48]. Укажем лишь, что На режиме V^max его эффект, за исключением влияния струи на положение точки перехода, менее интенсивен, чем, например, во время подъема. При подборе винта при помощи графиков серий винтов значительная часть интерференции винта и самолета учитывается коэфициеитом полезного действия винта, так как в настоящее время, как правило, винты испытываются не изолиро­ванно, а на схематизированных моделях самолета.

К интерференции винта и самолета следует отнести также влияние струи винта на состояние пограничного слоя, о котором мьр неоднократно упоминали выше. Этот вид интерференции винта и самолета привлек внимание только в самое последнее время, но ее роль и влияние на схему самолета, как мы покажем в главе VII, несомненно будет усиливаться.

Обратимся к интерференции крыла с фюзеляжем И моторными гондолами. В основном интерференция между этими частями кон­струкции складывается из взаимного влияния на распределение циркуляции и на состояние пограничного слоя. Так как фюзеляж и моторные гондолы обладают подъемной силой, резко отличаю­щейся от подъемной силы крыла, то, очевидно, действие их должно сказываться на распределении циркуляции по крылу и на индуктивном сопротивлении самолета.

В частности, эксперимент показал, что коэфициент А перехода к >-Эф (>Эф=Ах) уменьшается при увеличении числа моторных гондол.

На фиг. 203 показана зависимость А — і (с#*) для нескольких одно-, двух — и четырехмоторных самолетов, полученная >в резуль­тате обработки испытаний их моделей в различных аэродина­мических трубах ЦАГИ [95]. На фиг. 203, а даны величины А для четырех одномоторных самолетов по испытаниям их в натуру.

1 — изолированное крыло четырехмоторного самолета; 2 — модель одномоторного само-
лета; 3— модели двухмоторных самолетов; 4— модель четырехмоторного самолета.

Снижение А при переходе К крылу С большим ЧИСЛОМ! моторных гондол, особенно для четырехмоторного’ самолета, выражено со­вершенно отчетливо.

Уменьшение А для многомоторных самолетов может быть объяснено не только влиянием гондол и фюзеляжа на распреде­ление циркуляции по крылу. )ф можег уменьшиться и в резуль­тате понижения су щах, что может быть при • неудачном сочетании крыла с фюзеляжем или с фюзеляжем и гондолами.

Остановимся кратко на взаимном влияігии частей конструкции самолета на состояние их пограничного слоя.

Пограничный * слой в месте пересечения двух плоскостей утол­щается [96, 97]. Эго утолщение особенно заметно’ для ламинар­ного пограничного! слоя. При утолщении слоя скорость на постоян­ном расстоянии от поверхности уменьшается, а следовательно,

257

создаются условия, — способствующие отрыву. Как известно, по­следний может произойти лишь при наличии положительного градиента давления по контуру обтекаемого тела. Если стенка фюзеляжа в месте подхода крыла, представляет собой плоскость (фиг. 204, А), то способствовать более раннему срыву будет только утолщение пограничного слоя в — месте стыка крыла с фюзеляжем. Если же сопряжение крыла и фюзеляжа происходит так, как пока­зано на фиг. 204, В, то, очевидно, благодаря пространственному диффузору скорость струйки, текущей в месте сопряжения, будет падать, давление расти, и, следовательно, будут создаваться условия, особенно способствующие отрыву пограничного слоя.

Фиг. 203,а. Изменение коэфициента А перехода к ДЭф в за-

2

висимостн от оу для самолетов.

/ — одномоторный истребитель низкоплан с мотором жидкостного охлаждения;

2 — одномоторный истребитель низкоплан с мотором жидкостного охлаждения;

3 — тренировочный самолет низкоплан с маломощным звездообразным мотором:

с трапецевидным крылом (сужение Iі/, и 4). ‘

До су = 0,2 для истребителей А оставалось постоянным и равным около 0,9.

Мы остановились на элементарной картине условий, вызываю­щих преждевременный срыв, так как она вскрывает основные причины преждевременных срывов и указывает на пути борьбы с ними.

Для того чтобы избежать преждевременного срыва, необхо­димо при сопряжении отдельных элементов конструкции добиться отсутствия пространственных диффузоров. Последнее, как из­вестно, достигается устройством зализов или сопряжением крыла с фюзеляжем и моторными гондолами под прямым углом. Способы устранения диффузорного эффекта подробно разобраны в ряде работ [98, 99, *100, 101]; здесь мы укажем лишь на безусловную необходимость при проектировании самолета обращать на эту сторону большое внимание. Особенно остро ставится вопрос о

^^^^^борьбе с преждевременным срывом в схеме двухмоторных само­летов при большой мощности моторов и малой площади крыльев.

Если верхняя часть гондолы выступает над крылом в области положительного градиента давления так, как показано на’ фиг. 205, В, то создаются условия, благоприятствующие возникнове­нию преждевременного срыва. Более выгодное, сочетание дано на фиг. 206, А. Оно вызывает необходимость понизить ось винта по отношению к крылу.

На фиг. 158 приведены форма и положение моторной гон­долы, рекомендованные NACA. При такой схеме ось винта рас­положена даже немного выше хорды крыла, однако у последних двухмоторных самолетов с небольшой площадью крыльев мотор­ные гондолы часто несколько опускаются вниз и верхняя по­верхность крыла совершенно не искажается гондолой (например.

Фиг. 204. Правильное (А) и не — Фиг. 205. Правильное и неправильное правильное (В) сопряжения крыла расположение большой моторной гон-

самолета с фюзеляжем. долы на крыле двухмоторного самолета,

имеющего небольшую площадь.

с

Дуглас DB-7, фиг. 169). Уменьшению интерференции, естественно, пособствует переход к схемам средне — и высокопланов. Этот переход в последнее время облегчен применением трехколесного шасси, при котором высота шасси уменьшается. Ввиду того что с сечения крыла изменяется по размаху так, как показано на фиг. 111, то очевидно, что срыв (достижение местным су значе­ния Су щах) у прямоугольного крыла начнется с середины, а у тра­пецевидного ближе к концу. Поэтому при трапецевидности < 2 не­обходимо особое внимание к сопряжению фюзеляжа и моторных гондол с крылом. Труднее всего устранить преждевременный срыв у прямоугольного крыла. По таким же соображениям крыло с об­ратной стреловидностью (фиг. 206, А), способствующей образова­нию срыва в центральной части, может скорее дать преждевре­менный срыв из-за интерференции, чем крыло с нормальнзй стре­ловидностью (фиг. 206, В).

Есть основание полагать, что с точки зрения предотвращения внезапной потери управляемости будет наиболее выгодна такая комбинация крыла и фюзеляжа, при которой срыв начинается на угле атаки, близком к сутах, на пространстве между элероном и

фюзеляжем на задней кромке крыла н при дальнейшемі увеличении угла атаки медленно распространяется вперед. В этом случае по­теря управляемости не может наступить для летчика внезапно.

Преждевременный срыв в некоторых случаях возникает в но­совой части крыла, в месте соединения его с фюзеляжем, вслед­ствие взаимодействия струек потока, обте­кающих фюзеляж и набегающих на корне­вую часть крыла.

Для борьбы с таким источником сры­вов применяются наплывы у носка крыла в месте подхода его к фюзеляжу [100,102].

Следует констатировать, что хотя по вопросам интерференции было проведено довольно большое число экспериментов, но все же эта область исследована, безу­словно, совершенно недостаточно. Теоре­тически проблему интерференции решить очень трудно, так как до настоящего времени аналитически еще не решен даже вопрос об отрыве турбулентного погра­ничного слоя профиля, опреде­ляющий наступление c)jmах сече­ния крыла. Основанные на экспе­риментах автора рекомендации по формам крыльев в плане и на­бору профилей, наиболее выгод­ному с точки зрения срыва, при­ведены ниже на стр. 336.

Уменьшение размеров крыла с одновременным увеличением мощности моторов, сопровожда­ющимся по меньшей мере сохра­нением, если не увеличением их габаритов, требует дальней­шего глубокого теоретического и экспериментального анализа интерференции.

На фиг. 207 приведены четыре поляры самолетов, имеющих одинаковое удлинение крыла.

Поляра а характеризует самолет, у которого отсутствует преждевременный срыв и величина коэфициента А близка к коэ — фиц. иенту А у крыла (около 0,90). Поляра b показывает, что вовфициент А уменьшается в основном ввиду влияния моторных гондол и фюзеляжа на распределение циркуляции по крылу. В случае поляры с, начиная с определенного утла атаки, про­исходит Преждевременный срыв, который резко снижает СуП, а*. Наконец, в случае d небольшой срыв происходит даже при зна­чениях Су, соответствующих реяйшу Ушах. Течение поляр с и d является безусловно неприемлемым и требует устранения источ­ника преждевременного срыва.

Расчет сопротивления, вызванного интерференцией. Каким же образом учесть влияние интерференции на сх самолета, на ре­жиме l/max при отсутствии результатов окоперимента с моделью? (Использование результатов эксперимента мы рассмотрим в сле­дующей главе).

Естественно, поскольку явление интерференции не поддается расчету, придется говорить об очень приближенном ее учете. К счастью, в большинстве случаев на режиме Vmax интерферен­ция сказывается на сх самолета очень незначительно.

Фнг. 208. График для определения коэфицнента А для перехода

ОТ ). К Дэф.

7— одномоторный самолет; 2—двухмоторный самолет; •? — четырехмоторный

самолет.

Влияние. интерференции на течение сх = / (с;/) мы рекомен­дуем учитывать путем выбора коэфицнента А в зависимости от числа моторов на /самолете. При подсчете cri достаточно брать не К а Х9ф =А, считая А зависящим от су2. На фиг. 208 при­ведено течение А = / (су) для одно-, двух — и четырехмоторных самолетов [95].

Для учета влияния интерференции при с?/=0, т. е. действия ее на пограничный слой, мы обработали большой эксперимен­тальный материал NACA [65, 104] по исследованию интерферен­ции крыла и фюзеляжа, проведенному при 237 комбинациях прямоугольных крыльев с профилями NACA 0012 и NACA 4412 и трапецевидного крыла NACA 0018—0009 (трапецевидность 2) с фюзеляжами круглого и прямоугольного сечения.

Обозначим через 5 геометрическую площадь крыла, а через «$кР. ф площадь крыла, входящую в фюзеляж; при отсутствии ин­терференции крыла с фюзеляжем сопротивление крыла будет пропорционально произведению:

с*р (S — V ф) = OpS (1 — Ski^-) ,

где Сур — коэфициент профильного сопротивления крыла, омывае­мого потоком.

При наличии интерференции мы можем написать

(Схр + дсхр „иг) (5 — SKp. ф) = CypS (1 — , (81)

где k„„r — коэфициент, учитывающий интерференцию крыла и фюзеляжа. Если АИНт — 1, то интерференции нет вовсе. При

уз

Лиат — 0 величина интерференции равна-А’1ШТ = р — c»pS,.p й. При

отрицательных значениях &„нт интерференция превышает сопро­тивление площади крыла, равной SKV. ф, при значениях k„„T, боль­ших единицы, мы получаем явление положительной интерференции.

В выражение (81) следовало бы поставить не слр, а сх. од­нако, С целью упрощения конечного выражения Су сам мы этого не делаем, допуская очень небольшую ошибку.

На основе упомянутых выше экспериментов NACA были под — СЧИТЯНЫ ЗНЯЧвНИЯ ^инт« Разброс в них получился довольно значи­тельным. Это неудивительно, так как ошибка в суммарном значе­нии Су комбинации крыла и фюзеляжа на 2°/о приводит к изменению /гИцт на 25—35%. Однако ввиду того, что эксперимент был поставлен очень широко, тенденция в изменении k„m при тех или других комбинациях наметилась достаточно четко

В ряде случаев для трапецевидного крыла NACA 0018—0009 получилась положительная интерференция, причем значение k 11Ж доходило до 1,5. Причину последнего1 мы объяснить не можем.

Не исключена возможность экспериментальной ошибки, завы­шающей Сур изолированного1 трапецевидного крыла, благодаря чему, вычитая из сх комбинации крыла и фюзеляжа завышенные схр крыла, мы получали положительную интерференцию.

Вряд Ли поэтому правильно брать для &ИИт значения, большие единицы.

Значения Линт, полученные из обработки экспериментов NACA, сведены в табл. 30.

Для наиболее часто встречающегося сочетания фюзеляжа, имеющего прямые стенки, с крыльями, по опытам NACA, /ги„т — 1, что указывает на отсутствие интерференции. Мы думаем, что в данном случае правильнее считать, что небольшая интерфе­ренция все же в варианте низкоплана имеет место, и брать /йінт — 0,5—0,75.

Значения /с„нт> полученные из обработки опытов NACA

"A*

по

1

Характеристики сочетания крыла с фюзеляжем

*инт

КруГлый фюзеляж; среднее расположение крыла с тра-

пецевндностью 2 и более……………………………………………

+ 1.00

2

Круглый фюзеляж; среднее расположение прямоуголь-

ного крыла…………………………………………………………………. . і. .

+ 0,70

3

Прямоугольный фюзеляж; среднее расположение крыль-

ев прямоугольных и трапецевидных……………………………………….

+ 1.00

4

Круглый фюзеляж; низкое расположение трапецевид-

ного крыла с зализом……………………………………………………………….

+ 0,50

5

Круглый фюзеляж; низкое расположение прямоуголь-

ного крыла с зализом. *■………………………………………………………..

— 0,70

6

Прямоугольный фюзеляж; низкое расположение прямо-

угольного крыла с залнзом………………………….. ………………………..

+ 0,50

У

Прямоугольный фюзеляж; низкое расположение трапеце-

видного крыла………………………………………………………………………….

+ 1,00

8

Круглый фюзеляж; высокоплан, прямоугольное и тра-

пецевидное крылья с зализом…………………………………………………

+ 0,50

9

Прямоугольный фюзеляж; высокоплан; прямоугольное

и трапецевидное крылья………………………………………………………….

+ 1,00

При круглом фюзеляже в схеме низкоплана следует брать kUVr = 0,25—0.50, а при средкеплане kHm= 0,75—1,00.

Заметим, что интерференцию крыла и фюзеляжа мы учитываем еще тем, что, определяя сопротивление фюзеляжа,’ не вычитаем из его поверхности участки, занятые крылом.

Какие-либо экспериментальные данные по интерференции фюзеляжа и оперения отсутствуют. Для учета интерференции горизонтального оперения с фюзеляжем выше было рекомендо­вано вводить в расчет схр 5оп и ту часть площади стабилизатора, которая лежит на фюзеляже или входит в него.

Интерференция моторных гондол с крьіломі учитывается темі, что, умножая схр крыла на 5кр, мы не вычитаем из 5кр участки, аннтые гондолами- ‘При этом следует иметь в виду, что при малом 5„Р и больших моторных гондолах при неудачных соче — аниях сопротивление интерференции может быть фактически гораздо выше.

Оставьте ответ

Вы можете использовать эти HTML теги и атрибуты: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <s> <strike> <strong>