СПОСОБЫ И ПЕРСПЕКТИВЫ УВЕЛИЧЕНИЯ. МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ ПОЛЕТА

25. ВЛИЯНИЕ НА МАКСИМАЛЬНУЮ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ

Метод анализа. Вопрос о способе и перспективе увеличения lкорости полета неоднократно разбирался в авиационной научной д-ітературе. Достаточно указать на исследования Барнвелла. Райта, Юрьева, Бока, Эйка, Хейнкеля, Чайлда, Джонсона [69, 72,

140, 141, 142, 143, 144, 151, 168].

В этих работах почти всегда анализ способов увеличения Vmai базировался на проведенном аэродинамическом расчете самолета или нескольких самолетов, причем в одних случаях расчет приво­дился в виде примера, в других давались лищь выводы из пего.

Причина такого подхода понятна. Для того чтобы учесть реальные возможности увеличения V^mav, необходимо предусмот — і реть совокупное влияние очень многих параметров. При этом’ их. взаимная увязка, отвечающая требованиям практики, надежнее всего осуществляется в процессе аэродинамического’ расчета самолета конкретной схемы.

Именно поэтому мы решили также стать на путь системати­ческих расчетов l/mav нескольких самолетов.

Для настоящей работы это естественно, еще и потому, что в предыдущих главах изложен метод расчета Угаах, дающий возможность учесть зависимость лобового сопротивления частей конструкции самолета от самых разнообразных параметров (раз­меров и формы, отделки поверхности, скорости полета и пр.). І’акимі образом настоящая глава как бы логически вытекает из всего материала, приведенного выше.

В основу анализа факторов, влияющих на увеличение нами были положены аэродинамические расчеты трех одномо­торных и трех двухмоторных самолетов, показанных на фиг. 230. « Геометрические размеры самолетов даны в табл. 33.

Удлинение крыльев самолетов было взято из статистики. Оно ниже того, которое, как будет показано далее, аЪтор считает ра­циональным.

Толщина профиля у корня, равная 12°/о, по статистике соответ­ствует низшему пределу употребляющихся толщин." Чем толще профиль крыла, тем меньше скорость полета, при которой, ввиду возникновения скачка давления, на крыле происходит резкое уве­личение сХр.

Поэтому несомненно, что прогресс в увеличении Vmax будет сопровождаться переходом к более тонким профилям.

Взятое из статистики соотношение толщин профиля у корня и на конце согласно последним исследованиям автора следовало бы изменить, повысив толщину концевого профиля до — 9%. По­скольку такое утолщение приведет к практически пренебрежимому

Геометрические размеры самолетов, для которых произведен подсчет
максимальной сколоти полета (фиг. 230)

3

4

5

3 7

8

9

10

11

12

конце крыла, взятое из статистики-

Для всех самолетов крыло было принято с профилем семей­ства RAF-38 или ЦАГИ В, так как из наиболее часто применяемых

при е„<0,1, для RAF-38 при cf >0,1.

Профиль RAF-38 толщиной-12,6% имеет ст 0 =0,04. В этом отношении он невыгоден для очень скоростных самолетов

Для увеличения емкости крісла, у его основания трапецевид — ность была принята равной треЯ-

Площадь горизонтального Я вертикального оперения счита­лась во всех случаях равной 30% qt SKp. Эта цифра взята из статистики. Нет никаких осиоЗаний думать, что в перспективе можно ожидать уменьшения дели площади оперения по отно­шению к площади крыла.

Площадь миделя фюзеляжа 0,8 м2 является минимальной для одноместного самолета. Добиться такого миделя трудно, но воз­можно. В частности мидель 0,8 м2 имеет фюзеляж Хейнкеля Не-100. _

Для всех самолетов было предположено’, что диаметр винта равен 3 ли Колебание в диаметре винта, меняющее соотношения площадей крыла —- находящейся в обдувке и необдуваемой, —

НЄ! ЙЬЖЄТ ЗНаЧИТеЛЬНО ПОВЛИЯТЬ На ^х. рам■ ,

Отношение размаха к длине фюзеляжа было взято из стати­стики ближе к наименьшим значениям этой величины. Остальные цифры таблицы не требуют особых оговорок.

При расчете Утлх самолетов одинаковых геометрических форм, но имеющих различные нагрузку на крыло, мощность и высот­ность моторов’, лобовое сопротивление очень удобно разбить на

Фиг. 230. Схемы самолетов, для которых произведен подсчет максимальной скорости полета.

К нервом относится сопротивление крыльев, оперения, фюзе­ляжа, моторных гондол, но без учета увеличения сх этих частей конструкции, вызванного эффектом’ сжимаемости.

Эта группа сопротивлений зависит от Re, но даже довольно значительные колебания последнего, порядка ±10%, мало ска­зываются на величине сх, так как в области больших Re Cf при изменении Re меняется очень медленно.

Вторая группа — прирост сопротивлений от влияния сжимае­мости — при очень больших скоростях сильно зависит от скорости, ‘Поэтому &СГ Мп удобно выделить.

Третья группа сопротивлений — потери в системах охлажде­ния, всасывания и выхлопа — зависит, с одной стороны, от ско­рости полета, с другой, — от мощности мотора. Поэтому при расчетах первого (приближения, когда подробного расчета радиа­тора, всасывающей и выхлопной систем еще нет, удобно, как мы указывали выше в главе V, эти потери учитывать в виде понижения располагаемой мощности на определенное число про­центов.

Наконец, четвертой группой сопротивлений является индук­тивное сопротивление самолета.

Коэфициент индуктивного сопротивления выражается формулой:

4 рг

где р — нагрузка на 1 м2 крыла. Очевидно, его величина в боль­шей степени зависит от V. Это представляет неудобство, так как при расчете 1/шах мы предварительно можем только прибли­женно задаться его величиной. В данном случае очень удобно применить метод, предложен­ный П. П. Красі і Лыц иковы м [145]. Для выражения 1 2 Cxi = —— С2 «*:>ф У можно подобрать такой числовой коэфициент а, при котором на некотором отрезке с полукубическая парабола вида суг • ±ф будет почти совпадать с параболой индуктивного сопротивления, я, следовательно,

Cxi = ——————- — —

(S3)

При горизонтальном полбте с,, = —— , а‘Мощность, потребная для преодоления индуктивного сопротивления, равна

Подстаівляя выражение су в формулы для схі и, далее, для ДМ> ■получаем:

Положубическая парабола совпадает с параболой индуктив­но сопротивления с отклонением меньше 20% в интервале от 0,1 до 0.2 при а = 0,123; в этом случае

тли, подставляя G = pS, получаем

щ= MlZjL.

75Лэф р

Значения ДN,- для?• = 6, различных высот, S крыла и нагрузки на крыло приведены на фиг. 231. Пользуясь этим графиком, можно определить ДN( для любого ).эф, таи как ДА7г. обратно

путем потери на преодоление индуктивного сопротивления можно подсчитывать только для режима 1/юах на высотах, близких к пределу высотности мотора. У потолка самолета такое опреде­ление ^NІ недопустимо ввиду больших су, для которых принятая замена квадратной Параболы лолукубической приведет к боль­шим ошибкам. ■,

При разбивке потерь ни указанные четыре группы) формула для принимает такой вид:

учитывает потери на охлаждение и потери или выигрыш на всасывании и выхлопе.

ст Ка — прирост коэфициента сопротивления, вызванный влия­нием сжимаемости, ДW,.— потери на индуктивное сопротивление. Влияние скоростного наддува учитывается через рн тем, что расчет ведется для плотности не на высотности мотора на станке, а на высотности его е полете с максимальной скоростью, определен­ной приближенно.

Подсчет по формуле (96) очень удобно вести потому,

что если та скорость, которой мы задались вначале для подсчета сх сам, не совпала с Vmax, то при втором приближении мы можем не пересчитывать схСам, а ввести поправку только в &сх}1а

и в величину ^1 — afe0„— . Последнее очень упро-

щает расчет и может быть рекомендовано при расчете Vraax анали­тическим методом без построения кривых погребных мощностей. Так как даже при лучших с точки зрения профилях тол­

щиной 12% можно было ожидать превышения скорости полета, при которой возникает местная звуковая скорость, то на расчет сх}1а было обращено особое внимание.

До возникновения скачка давления увеличение сопротивления от влияния сжимаемости учитывается только расчетом сг по фиктивным толщинам крыла, оперения и фиктивным удлинениям фюзеляжа и моторных гондол. Напомним, что

После достижения местной звуковой скорости сопротивление увеличится, во-первых, ввиду перемещения точки перехода К минимуму и, во-вторых, благодаря влиянию скачка ‘Давления. Увеличение схр крыла, вызванное перемещением точки пере-

хада, можно легко учесть при помощи кривых схр = f (Re), при­веденных в приложении I, *

Для определения сопротивления от скачка давления мы вос­пользовались данными испытаний профиля NACA 4412 на схр — =f (Ма) при а=—0°15′ (фиг. 91). Увеличение стр отсчитывалось от схр, соответствующего Ма = 0,63, при котором’ была достигнута местная звуковая скорость.. Была построена зависимость Дс^, Ма от разности Ма — Макг

Совершенно очевидно, что такой прием очень груб, но ввиду отсутствия как экспериментальных, так и теоретических данных пока приходится довольствоваться им.

Ввиду того, что у трапецевидного. крыла толщина профиля и cv сечения меняются вдоль по крылу, скачок давления возникает не сразу по всему размаху и прирост сопротивления от переме­щения точки перехода и скачка давления в этом случае зависит от той площади, на которой развился скачок. Чем больше Ма, т. е. чем больше скорость полета, тем большая часть крыла охва­чена скачком. С другой стороны, чем больше Макр профиля, тем менее развит скачок на «рыле. При определении ДсхШа указанные особенности трапецевидного крыла были учтены.

Так как для всех шести самолетов были взяты геометрически подобные крылья, то с некоторым приближением, вытекающим из отсутствия подобия подфюзеляжных частей и площадей, находя­щихся в обдувде, оказалось возможным ограничиться одной зависимостью Дсх Ма = f (Ма) Для одномоторных и другой для двухмоторных самолетов (фиг. 232 и 233).

Ввиду того, что у двухмоторных самолетов большая часть крыла находится в обдувке от винта, перемещение точки пере­хода в; минимум давления менее сказывалось на cJp, зато ввиду М2ЛОГО удлинения гондол переход к фиктивному?- заметно повышал их сопротивление.

Нэ фиг. 232 и 233 кривая 1 показывает увеличение Сх само­лета из-за фиктивного утолщения профиля крыла, оперения, — фюзеляжа, моторных гондол.

Группа остальных кривых дает суммарное увеличение сг из-за возникновения скачка давления, перемещения точки перехода и фиктивного утолщения крыла, фюзеляжа и моторных гондол.

Каждая кривая относится к определенному МaKJ) корневого профиля толщиной 12%.

При расчетах было предположено, что скачок давления может возникнуть только на крыле.

В нашу задачу не входил анализ влияния l/max на коэфициент полезного действия винта tj. Поэтому мы воспользовались в этой области готовыми выводами из других работ.

На фиг. 234 приведены кривые 1 —3 зависимости т) = f(V), по ланным Чайлда [144], и кривая 4, предложенная Хейнкелем [72]. При определении 1/тя мы брала т; по ломаной 5.

Данные Чайлдах несколько понижены в силу того, что в ре­зультате последних^ экспериментов ЦАГИ [152] установлено, что влияние сжимаемости при больших поступательных скоростях сни-

жает к. п. д. винта значительно сильней, чем это было получено на основе общеизвестных экспериментов Вейка. •

Следует иметь В виду, ЧТО (Получение Г], принятых в расчете, требует очень внимательного отношения к лроектированйю винта или его подбору.

В частности, выгодны большие диаметры винта и малые его обороты.

Так, например, для получения т)л:0,8 при Л/м =1500 я. с. и ско­рости полета 800 км/час на высоте 8000 м необходимо применить 4-лопастный винт диаметром 5,4 м и с числом оборотов около 1100 об/мин.

Фиг. 234. Изменение к. п. д. винта в зависимости от скорости полета. 1—3 — по данным Чайлда 1144]; 4—по данным Хейнкеля (72]; 3 — кривая, принятая при подсчете.

Конструктор, пренебрегающий вопросом подбора винта, пра­вильного определения его диаметра, ширины лопасти, толщины конца лопасти и числа оборотов, может неожиданно получить tj винта порядка 0,60 вместо ожидаемых 0,78—0,82.

Участок пунктирной кривой фиг. 234 на скорости выше 850 км/час следует считать весьма проблематичным и требующим специального исследования.