Влияние состояния поверхности и обтекаемости самолета на

его Vm, x. Если обратиться к развитию конструктивных форм самолета, то придется констатировать, что с 1935—1936 гг. пре­обладающим типом стал свободнонееущий моноплан с убираю­щимся шасси. К этому времени внешние очертания самолета стали вполне обтекаемыми, были разработаны-профили крыльев с высо­кой аэродинамической характеристикой, широко применяемые и до сих пор, как, например, ЦАГИ В, Clark YH, серия NACA 22 и др.

Вместе с тем, хотя по внешнему виду лучшие самолеты, летавшие в 1935 г., мало отличаются от выпущенных в> 1940 г., однако рост V*,-* за истекшие 5 лет нисколько не замедлился, ь скорее, наоборот, наблюдается тенденция к более резкому

повышению скорости полета. Последнее объясняется совокупным. действием ряда причин. Несомненно, одной из главнейших являет­ся улучшение состояния поверхности самолета и систем охлажде­ния, всасывания и выхлопа.

Пользуясь материалом, изложенным в настоящей книге, мы ■можем подсчитать, как влияет на Vm&x та или иная неровность поверхности. Дать количественные зависимости в этом случае трудно, так как неровность поверхности влияет на 1/гаах по-раз­ному в зависимости от сх самолета и мощности мотора. Мы ограничимся примерам, который будет параллельно вскрывать причины непрерывного роста 1/шах и давать перспективы его увеличения.

Проследим изменение Утах одномоторного самолета с пло­щадью крыльев 20 м2 и нагрузкой на крыло 150 кг/м2. Размеры самолета 1-20 приведены в табл. 33, общий вид — на фиг. 230.

Прибегнем к несколько искусственному приему и разобьем, с точки зрения состояния поверхности, самолеты на три класса. Класс III характеризуется клепкой ©потай только на 20% хорды, соединением листов обшивки внахлест, довольно грубым по очертанию и выполнению фонарем’ пилота, небрежной подгонкой листов капота мотора, лючков на поверхности крыла и фюзеляжа, т. е. недостаточным вниманием к мелким источникам сопротив­ления. Для такой отделки поверхности пограничный слой у всего ■самолета считался турбулентным! и к с, гр крыла и оперения добавлялось 0,0019 і(на заклепки 0,0007, на соединение листов обшивки внахлест, на шероховатость и искажения формы в про­изводстве^— 0,0012), а при подсчете сх фюзеляжа с/т увеличивался на 0,0004. Для учета добавочных сопротивлений от фонаря и установки мотора с^ф увеличивался на. ф =0,01 (см. табл. 20). Предполагалось наличие небольшой. интерференции: fc.,nT=0,5. Для учета мелких источников сопротивлений бралось В = 1,07.

Класс II характеризовался клепкой впотай по всей поверх­ности, соединением листов впритык, но такой отделкой, при которой ламинарный пограничный слой существовать не мог.

Считалось, что для учета волнистости и неточностей при завод­ском производстве к схр крыла и оперения необходимо прибавить 0,0005, при подсчете схЛ к с/т прибавить 0,0002. Предполагалось, . что Дс^ф =0,008, £ипт=0,5, В — 1,07. В не уменьшалось ввиду того’, что оно входит как множитель, поэтому снижение^,, при постоян­ном В уменьшает абсолютную величину мелких сопротивлений.

Класс I характеризовался отличной отделкой поверхности (шероховатость не более ’ 1 микрона, полное отсутствие волни­стости). Считалось, что Дс^ф =0,005, Лият = 1, В = 1,04. с,„ крыла ■подсчитывалось по данным приложения I для серии" RAF-38 с учетом наличия ламинарных участков (вне потока от винта).

При расчетах предполагалось, чтог 1) на самолете стоит мотор, развивающий 1000 л. с. на высоте 6000 м, 2) потери на охлаж­дение равны 4% располагаемой мощности, 3) потери на всасы­вание компенсируются использованием-реакции выхлопа.

Расчет I’m.* показал, что если для самолета [ класса =700 км/час, то для II класса V."«=650 км/час и для III Vm»*= = 615 км/час. Следовательно, состояние поверхности и мелкие источники сопротивлений, учитываемые коэфициентом В, спо­собны понизить V»™ на 85 км/час.

Влияние на Vmxx систем охлаждения, всасывания и выхлопа. Как и в отношении отделки поверхности, самолеты были разбиты на три класса.

Класс I характеризовался охлаждением водой под повышенным давлением при =0,05, требующем расположения радиатора в крыле. При этом считалось, что (1 — ай0*л)= 0,96. Предпола­галось, что наличие реактивного выхлопа компенсирует потери на всасывании и что в патрубке теряется только 10% скоростного напора (£ = 0.1).

Класс II характеризовался охлаждением водой при атмосфер­ном давлении при с,0 =0,1, соответствующем туннельному радиа­тору с регулирующейся площадью выхода. При этом (1 — ak0*л)~ =0,85. Считалось, что

_ 0 08>

так как реакция выхлопа не использовалась. Наличие сеток во всасывающих патрубках повышало £ до 0,45.

Класс III характеризовался радиатором с с,0=0,2, что соответ­ствует туннелю с регулируемой площадью выхода, но менее удачных внешних форм, чем во II классе. При этом (I—а/гохл)= =0,78, т. е. на охлаждение затрачивается 22% располагаемой

мощности. Считалось, что (■ANbc— ^ =0,08 и что £ = 1, т. е.

V Mi / скоростной напор не используется возсе.

Влияние состояния систем охлаждения, всасывания и выхлопа рассчитывалось для самолета с состоянием поверхности I класса. Оказалось, что переход-от системі охлаждения, всасывания и вы­хлопа I класса ко II классу снижает V-« с 700 до 635 км/час, а переход к III классу — до 605 км/час, т. е. на 95’км.

Так как всего естественнее встретить самолет с одинаковым классом состояния поверхности и систем охлаждения, всасы-. вавия и выхлопа, то для такого совместного — случая было под­считано V’™* для I, II и III классов.

Результаты этого я. предыдущих расчетов сведены в табл. 34 и фиг. 235. Мы видимі, что переход от I класса ко II понижает Ут, х с 700 до 591 км/час, а к III до 540 км/час. Если одновре­менно понизить высотность мотора с 6000 до 4000 м, то для самолетов II класса У…»»=550 км/час, а для III класса Vm«= =500 км/час. Самолеты III класса в настоящее время уже выхо­дят из употребления. Серийные самолеты примерно соответствуют уровню II класса, опытные или внедряющиеся в серии стоят меж­ду I и II классами.

Следует подчеркнуть, что, не касаясь внешних форм и мотора, стоящего на самолете, только путем улучшения состояния поверх-

21 Б. Т. Горощенко

Н g * * «

О ® ЇЗ в? з о и — •> ІО и

Си и

менных дневных бомбардировщиков обычны значения 5К[1 38—40 лг при мощности моторов по 1000—1300 л. с.

Если бы мы провели сравнение не с самолетом, построенные в 1932 г., а с бомбардировщиками-монопланами постройки

1925—’1926 гг., то для них встретили бы значения SKp, равные 100—’120 м2.

Причина непрерывного сокращения размеров самолета совер. шенно понятна. Встречное уменьшение S„p и увеличение являются мощнейшим фактором увеличения Vг"»*, так как с умень.

шением 6’кр уменьшает­ся обычно И ^крС,.^ a Vmax прямо пропор. циональна выражению

Для определения влияния размеров са­молета на его V

. max

нами был выполнен расчет максимальной скорости полета трех одномоторных и трех двухмоторных самоле­тов (см. фиг. 230 и табл. 33). Предполага­лось, что состояние поверхности и систем охлаждения, всасыва­ния и выхлопа соот­ветствует упомянутым выше требованиям пер­вого класса. Так как при уменьшении размеров обычно увеличивается нагрузка на крыло, то расчет был проведен для /? = 150 кг/м2 и р =250 кг/д-. Для выяснения влияния повышения мощности мотора VBax под­считывалась для .моторов мощностью на станке в условиях, соот­ветствующих высоте 6000 м, равной 1000 и 1500 л. с.

Значения сопротивлений и результаты расчетов сведены в табл. 35 (только для р = 150 кг/м2) и графики, данные на фиг. 236 и 237.

На фиг. 236 и 237 пунктирные кривые соответствуют условиям отсутствия сопротивления, вызванного скачком давления и смеще­нием точек перехода и минимум давления, т. е. предположено, что у самолета применен профиль, имеющий более. высокое MaKV, чем у профилей ЦАГИ В и RAF-38, а при отсутствии влияния сжимае­мости— такое же сгр, как у семейства профилей RAF-38. Из фиг. 236 и 237 следует, что при достижении скорости порядка 750 км/час увеличение 1/шах от снижения 5кр происходит более медленно ввиду возрастания сопротивления из-за скачка давления.

«*

торых основным источником сопротивления является трение.

Интересно, что если бы все сопротивление было прямо про­порционально 5кр, то при моторе в 1000 л. с. одномотор­

ного самолета при переходе от 25 к 15 м* возросла бы с 656 км/час не до 759, а до 775 км/час. Как видно, разница не очень велика.

Мы показали, что современного самолета сильно зави­сит от его размеров. Чем же они определяются?

Размеры самолета, на которых останавливается конструктор, определяются взаимодействием очень большого количества при­чин, из которых главнейшими являются [146]:

1. Назначение самолета, определяющее величину полезной нагрузки (вооружение, оборудование, экипаж) и требуемую дальность полета.

2. Вес мотора и расход горючего на 1 л. с.

3. Вес конструкции самолета, удовлетворяющей условиям прочности.

4. Требования к емкости конструкции самолета (возможность разместить внутри самолета полезную нагрузку и горючее).

5. Требования к маневренным качествам самолета, в значи­тельной степени зависящие от нагрузки на квадратный метр крыльев.

6. Требования к величине посадочной скорости и длине разбега (в некоторых случаях — к длине разбега и траектории взлета).

Первые три фактора определяют полетный вес, вторые три — объемы и нлощади отдельных частей, а следовательно, и размеры самолета.

За исключением скоростных бомбардировщиков-истребителей, v которых при выборе «площади крыльев в некоторых случаях приходится исходить из требований емкости конструкции, необ­ходимой для размещения горючего и бомб, у остальных типов самолетов площадь крыльев три заданном весе определяется требованиями определенных Значений посадочной скорости 1Л,„С и длины разбега /, или маневренных качеств, зависящих от нагрузки на крыло. «

В. С. Пышнов показал [153], что у самолетов, близких по аэродинамическим формам, для получения одинаковых углов

подъема должны быть равны значения Вместе с тем

избыток тяги ЛР, создающий ускорение при переходе от одного режима полета к другому, равен произведению веса на синус угла подъема: ДР= G sin в.

В итоге истребитель, имеющий при одинаковом —- меньшую

ДГ

нагрузку на крыло, будет более приемист и окажется способ­ным набирать высоту по более крутой траектории, не говоря о значительно меньшем радиусе виража.

Эти свойства особенно важны для тех истребителей, которые рассчитаны в основном на борьбу с истребителями противника. ‘ Для них требования к маневренности и приемистости ограничат увеличение нагрузки на крыло независимо от значения су тах самолета.

Для всех остальных типов самолетов площадь крыльев, а сле­довательно, размеры самолета будут определяться заданными зна­чениями 1/пос или длины разбега и в итоге будут зависеть от величины cv щах — Действительно, посадочная скорость:

l/-?-‘ <97)

V Рампах

где А — коэфициент, учитывающий В ОСНОВНОМ увеличение Су max вследствие динамического эффекта.

Длина разбега /разб определяется зависимостью, предложен­ной автором:

где Р — тяга винта при скорости, равной 0,825 скорости полета «а с max, a c’v max — коэфициент максимальной подъем­ной силы в условиях взлета.

Очевидно, что при заданных G и 1/„ос или G и /ра3б площадь крыла S находится в прямой зависимости от су тах, так как 1/п0- н /разб обратно пропорциональны величине Су та* соответственно в половинной и первой степени.

Поэтому с точки зрения увеличения максимальной скорости полета роль Cvmax несомненно очень велика.

лишь на 20%, мы на такое же число процентов можем сократить 51ф и получить с учетом увеличения р выигрыш в скорости, как видно из предыдущего, на 27—33 км/час, т. е. на 4—5% (фиг. 236). При этом, так как, уменьшая Укр мьг снижаем несколько вес кон­струкции самолета, то — процентное уменьшение площади может даже. несколько превосходить процентное увеличение Су тах. В настоящее время переход на меньшие S,;p идет даже более быстрым темпом, чем возрастание су тах. При этом неизбежно уве­личиваются V„oc и длина разбега; ухудшаются траектории взлета и посадки. Следует иметь — в виду, что, как вытекает из фиг. 236, увеличивая на 1% путем уменьшения 5крпри неизменных су гаа, и G, мы примерно на 2% увеличиваем V „ос. —

Из фиг. 23С и 237 следует, что уменьшение SK1, выгодно с точки зрения повышения V■»»*, несмотря на возрастание нагрузки на крыло.

Но если такое положение справедливо для диапазона нагрузок 150—250 кг/м* при определенных высотах и скоростях, то это не значит, что V»-» будет расти при любом уменьшении SKV с сохра­нением полезного веса G постоянным, т. е. при любом увеличе­нии р. Этот вопрос должен быть исследован, так как важно знать, при каком р дальнейшее его увеличение не приведет к повышению

Vmax.

Будем приближенно считать, что при уменьшении SK1) фюзе­ляж остается неизменным. Это будет до известной степени спра­ведливо — тогда, ко-гда длину фюзеляжа и его габариты нельзя изменить из-за требований размещения моторов, экипажа, воору­жения, оборудования и горючего. Очевидно, что уменьшение 5кр окажется совершенно бессмысленным — при том р, при кото­ром (X + Хоп) = f(p) будет иметь минимальное значение.

С С

**OBTJCp ОН*

Сх‘ «Я.*

, получим:

Хр* эф

геометрической характе­ристики крыла. На первый взгляд кажется естественным примене­ние для скоростных самолетов профилей крыльев с возможно ма­лым значением схрш Однако при выборе профиля нельзя исходить только из величины схр. В предыдущем разделе мьг указали, что •для большинства самолетов площадь крыла, а следовательно, и размеры самолета находятся в зависимости от су та*. Беря про­филь с меньшим значением схр, но с небольшим су та», конструк­тор должен увеличить 5кр и Sen. В итоге, выигрывая в с^ он легко может проиграть в величине суммы

С хр кр ^кр “1” ^хр оп ■Янн

которая определяет значение V

‘ На фиг. 38 приложения I дана зависимость с1р от толщины профиля при Re — 16 • 10® для семейств профилей ЦАГИ В,

NACA 22, NACA 230, Clark YH, RAF-38 и RAF-34. Эти профили являются в настоящее время наиболее распространенными. При толщине 11% наибольший с, Р имеют профили серии NACA 22 м NACA 230. Их значение превосходит величину с, р профилей RAF-34 и RAF-38 на 15%. Посмотрим, как отразится замена серии RAF-38 на NACA 22 у одномоторного самолета с площадью крыльев SKp =20 м", при моторе мощностью 1000 л. с. на вы — соте 6000 м. Из фиг. 236 мы видим, что при профиле RAF-38 скорость V™»* этого самолета равна 702 км/час. Из главы U следует, что различие в crp min профилей одинаковой толщины и примерно одинаковой кривизны определяется положением точки перехода. При полкостью же турбулентном слое схр про­филя зависит только от его толщины и кривизны. Поэтому за­мена одного семейства профиля другим отразится только на ■с той части крыла, которая не находится в потоке от винта. Поэтому, хотя схр у профиля NACA 2211 на 0,0009 больше, чем у профиля RAF-38 той же толщины, но сг сам возрастает только на 0,0005. Такое увеличение с^сам вызовет понижение скорости с 702 до 693 км/час, т. е. на 9 км. Посмотрим, как отразится на V’"’« самолета, имеющего S = 20 м2, увеличение сутах про­филя на 15%. При переходе на такой профиль SKp может быть уменьшено на 3 м2. Если соответственно будут уменьшены и раз­меры самолета, то, как следует из фиг. 236, V-»* увеличится на 24 км/час. Приведенный пример очень ярко показывает рольсу тах крыла в вопросе повышения максимальной скорости полета.

При сравнении профилей, как мы указывали, нужно доби­ваться минимального значения суммы (Схр SKV + Схр on Son) ИЛИ, ЧТО то же самое, сравнивать профили по максимуму величины

_________ су шах icy_______________ #

С

* I

^хр кр I Схр о п Л

^кр

Следует иметь в виду, что в приведенном выражении стоят с, р и Су та* крыла, а не профиля. Мы уже показали на примере, что ■при нормальной схеме самолета струя от винта нивелирует сгр профилей. Не учитывать этот фактор ни в коем> случае нельзя.

Если 5кр определяется из условий 1/пос, то max следует брать для механизации, установленной в положение для посадки. При нахождении SKp из условий взлета, естественно, су гаах опреде­ляется при механизации, установленной для взлета. Б этих случаях опять-таки следует брать с„ тах не для профиля, а для целого крыла.

Ввиду важности сутях трапецевидного крыла современного самолета остановимся на вопросе получения его значения при на­турном числе Рейнольдса.

Известно, что <в зависимости от сужения трапецевидного крыла срыв потока при достижении критического угла атаки начинается на том или ином расстоянии от плоскости симметрии самолета. •^Эксперименты, проведенные автором в ЦАГИ, показали, что при отсутствии стреловидности крыло с сужением 4 дало’ срыв на 70°/о

полуразмаха, с сужением 2,5— на 35% и с сужением 1,5 — в плоскости симметрии. Теоретически зоны начала срыва должны были быть расположены дальше от плоскости симметрии. Их при ближение к ней можно объяснить действием боковых градиентов давления вдоль размаха крыла-.

Мы остановились на вопросе расположения зоны начала срыва у трапецевидного крыла в силу того, что логично строить зави — СИМОСТЬ Су max =f(Reподсчитывая Re для трапецевидного крыла по длине его хорды в месте начала срыва.

Фиг. 240. Зависимость сц шах крыльев от Re эф, подсчитанного но хорде крыла ‘ в месте возиикновеиия срыва.

Опыты ЦАГИ: 7 — трапецевидное крыло: Х = 5,5, tj = 4, серия Clark YH, у корня с = 13,3%, на конце с *=8,8596; 2 — трапецевидное крыло: Х=5,5, — 2,5, серия NACA 230, у корня с== 13,7%,

на конце с — 9,196; 3 — трапецевидное крыло: Х = 5,5, т) = 4, серия NACA 230, у корня <г=13,3%, «а конце с = 8,85%; 4 — трапецевидное крыло: Х = 5,5, т, = 3,08, серия Gottingen 387; |у корня <=14,0%, на конце с = 6,22%; 5 — трапецевидное крыло: Х=5,5, ij = 1,5, серия NACA 230, У корня с — 16%, иа конце с = 9,55%; 6 — прямоугольное крыло: Х=*=6, серия ЦАГИ В, с = 12%. Опыты NACA в аэродинамической трубе F. S; 7 — прямоугольное крыло: X =*= 6, серия NACA 230, с =12%; 8 — прямоугольное крыло: Х = 6, серия Clark Y, <:= 11,796; 9 — прямоугольное крыло: >=6, серия NACA 00, с — 12%; 10 — прямоугольное крыло: Х = 6, серия NACA 00, c = 18V

На фиг. 240 дана экспериментальная зависимость f Vmax—f(Reb^), полученная в аэродинамической трубе ЦАГИ для четырех трапе­цевидных крыльев, у которых Re было подсчитано указанным спо­собом. Характеристика крыльев приведена в подписи под фигурой. На этом же графике даны кривые Су max = /(/?еэф) для не­скольких прямоугольных крыльев по испытаниям NACA в трубе F. S.

Несмотря на то что у испытанных крыльев профили в сечении, соответствующем месту начала срыва, менялись по толщине от 11,7 до 18% и по кривизне от 0 до 3,9%, закон роста cywа* при увеличении /?еЭф был получен почти одинаковый для всех крыльев как трапецевидных, так и прямоугольных.

Прирост Су шах при переходе от Re = 1 • 10е к большим числам ‘Рейнольдса дан на фиг. 241. Пользуясь указанной кривой, мы сделаем ошибку в сутах, не превышающую 2—2,5% при переходе от Re порядка 1 • 10е к 4 • 10® — 5 • 10®. Большие ошибки могут быть лишь тогда, когда профиль трапецевидного крыла в месте срыва будет иметь кривизну, превышающую 3,5% при толщине

11—14%, илиббльшую толщину при кривизне около 2%, а также, если носок профиля будет настолько остр, что срыв возникнет с носка. Последнее имеет место, напри­мер, у профилей се­рии ЦАГИ BS.

Испытание модели самолета на су тах весь­ма желательно со­провождать снятием спектра обтекания на. критическом угле ата­ки путем фотографи­рования или зарисовки поведения шелкови­нок, приклеенных к поверхности крыла.

Таким методом оп­ределяется зона нача­ла срыва. По хорде крыла в месте срыва подсчитывают Re в условиях эксперимента и натуры. На основе Rec трубы (см. табл. 1) делают переход к /?еЭф. С помощью кривой фиг. 241 находят 1сутах и прибавляют к Сушах, полученному для модели в аэро­динамической трубе.

В аэродинамической трубе определяют су тах модели само­лета с отклоненными щитками. Прирост ДСутях от механизации при увеличении Re остается почти постоянным. Его изменение может быть учтено на основе одной из работ П. П. Красилыцикова [155].

Если экспедамент по определению расположения начала срыва не производился, то можно воспользоваться приведенной выше зависимостью между сужением крыла и расстоянием от плоскости симметрии до зоны начала срыва.

В том случае, когда конструктор не имеет в своем1 распоряже­нии результатов испытания модели самолета в аэродинамической трубе, СуШах трапецевидного крыла может быть подсчитан.

До выпуска в свет подготавливаемой автором работы на эту

тему можно рекомендовать пользоваться ее конспективным изло­жением [169] или методом расчета NACA 1.46, 47, 156].

Необходимые для расчета величины сутяк сечений ряда про­филей приведены в приложении И.

су max сечении для большого числа профилей даны также в атласе профилей, изданном ЦАГИ [132].

При пользовании с„тях сечений, взятых из атласа ЦАГИ, сле­дует иметь в виду, что в результате расчета су тах трапецевидного крыла при большом Re (3 • 106 — 5 • 106) полу­чится заниженным при­мерно на 1%.

Необходимо отме­тить, что, как показы­вают результаты экспе­римента с трапецевид­ным крылом, набран­ным из серии Clark YH (фиг. 240)х при боль­ших Re c»ma* сечений этой серии, приведен­ные как в атласе ЦАГИ, так и в Rep. 628 NACA, весьма заниже­ны И ПО Су max КрЫЛО,

набранное из профилей Clark YH, превосходит даже крыло с профи­лями серии NACA 230.

Остановимся на во­просе ВЛИЯНИЯ на Су шах трапецевидного крыла сужения и набора про­филей.

На фиг. 242 пока­заны зависимость су тах трапецевидного крыла, набранного из серии NACA 230 и имеющего 1=5,5, от-сужения по экспериментам ЦАГИ при Re — 2,85- 1011.

Мы видим, что для получения наибольших значений Сутах наиболее выгодно сужение порядка 2,5—3. При сужении 4 су тах как при отклоненных, так и неогклоненных щитках заметно па­дает. Это понижение Суша* у крыла большего сужения может быть устранено (применением в концевой части крыла более не­сущих профилей.

В табл. 36 даются результаты экспериментов, проведенных ав­тором в аэродинамической трубе ТЮЗ ЦАГИ, с рядом трапецевид­ных крыльев, имеющих X = 5,5, сужение 4, нулевую стреловид­ность и отличающихся набором профилей.

Влияние набора профилей на су max трапецевидного крыла

Ms по пор і

Номер крыла

Характери — етика крыла

01

1

05

06

09

10

1

Удлинение……

5,5

5,5

5,5

5,5

•5,5

2

Сужение…………………….

4

4

4

4

4

3

Серия профилей у корня……………………………..

NACA 230

ЦАГИ Б

ЦАГИ В

NACA 230

ЦАГИ В

4

с % У корня………………..

13,3

12,5

12,6

13,3

12,6

э

Серия профилей на конце [15] ………………………..

NACA 230

ЦАГИ BS

NACA 44

NACA 44

NACA 44

6

с % на конце….

8,85

9,1

11,5

11,5

11,5

7

Геометрическая закрут­ка па конце….

0

0

‘ -5,5°

1

У1

Сп

о

0

8

при гщ=о

“ крит * …………………….

19°

16°

17,2°

19,5°

17,6°

9

Су max……..

1,26

0,93

1,11

1,27

1,17

10

Щиток на 51% раз­маха с разрывом на 11%; «ш:=60о _о

Н КБИТ •*•••••••

18,7°

16°

19,2°

20,8°

18,1°

П

Cv шах………………………..

1,68

1,35

1,77

1,83

1,72

12

…………………………

0,43

0,44

0,51

0,49

0,48

13

&Cyj шах ••.»»•••

0,42

0,42

0,66

0,56

0,55

14

Сплошной щиток иа 51% размаха; 6Щ=60°

а крит……………………………

19°

14,4°

20°

19°

20°

15

1,82

1,42

1,90

1,86

1,85

16

……………………… •

0,52

0,56

0,58

0,61

0,60

17

ДСу шах…………………

0,56

0,49

0,79

0,59

0,68

Анализ су max, приведенных в табл. 36, доказывает, какое боль­шое влияние на сутах механизированного трапецевидного крыла оказывает профиль крыла против элерона. Как и следует из теории расчета cvmax крыла, на прирост вызванный отклоне­

нием щитка, влияет в первую очередь профиль крыла на участке, расположенном не против щитка, а вне его.

Переход от слабо несущего профиля ЦАГИ BS на участке, расположенном против элерона (крыло 05), к сильно несущему профилю серин NACA 44 (крыло 06) увеличил с,,max крыла на 20—35% и изменил ±СУ, пах от щитка с 0,49 до 0,79.

Проведенный эксперимент показал невыгодность использования. вне щитка слабо несущих профилей и, в частности, чрезмерного, тоньшения профиля.

‘ Трапецевидное крыло на 95% полуразмаха не должно иметь профиль тоньше 10%, так как у тонких профилей наблюдается заметное падение су тах сечения, в результате чего понизится и с, max всего КрЫЛЗ.

Стремясь уменьшить сопротивление крыла и его вес, конструк — ора охотно идут на уменьшение удлинения, так как малое удли­нение позволяет снизить толщину профиля у корня. В итоге для яда современных скоростных истребителей типично удлинение крыла порядка 5,5-—6.

Самолетам-низкопланам, имеющим крылья с таким удлинением-, присуща склонность к энергичному сваливанию на крыло при до­стижении критического угла атаки. Во время накренения самолета элероны в большинстве случаев теряют свою эффективность и, главное, само сваливание у многих самолетов происходит настоль­ко быстро, что летчик начинает реагировать на крен лишь при очень большой его величине.

Фиг. 243. Схема возникновения одностороннего срыва.

Причина сваливания самолета на крыло объясняется очень быстрым развитием срыва потока при большом значении Re.

У крыла, имеющего удлинение 5,5 и профиль серии NACA 230, срыв распространяется на половину площади за 0,3—0,5 сек. при ‘лл = 0°, а при 2Щ =60°’—за 0,2—0,4 сек. За такой промежуток времени при экспериментах, проведенных авторомі, угол атаки крыла увеличивался только на 0,04—0,09°.

Ни в условиях натуры, ни при эксперименте в аэродинамической трубе никогда не может быть достигнута полная симметрия потока или крыльев. В итоге срыв всегда начнется раньше с правого или левого крыла. В. результате очень быстрого его распространения поток у одного крыла окажется сорванным раньше, чем у другого.

У самолета-низкоплана в момент, когда срыв займет целиком одно крыло, будет иметь место картина обтекания, схематически показанная на фиг. 243. Ввиду сильного падения циркуляции у крыла с сорванным потоком скосы потока у крыла с плавным об­теканием увеличатся, истинные углы атаки его сечений умень­шатся и срыв с крыла задержится.

В данном случае особую роль играет фюзеляж, являющийся стенкой, не позволяющей воздуху в пограничном слое перетекать от сорванного участка к несорванному, у которого давление зна­чительно меньше.

При экспериментах автор многократно наблюдал односторонние срывы, происходившие у одного крыла на 3—4° раньше, чем’ у дру­гого.

Односторонним’ срывам способствуют низкопланная схема, от­клонение щитков или закрылков и малое удлинение крыльев. Если при малом’ удлинении (Я =^5,5) сделать сужение 1,5 вместо 4, то тенденция к одностороннему срыву не уменьшится, а, наоборот, увеличится. Последнее доказано экспериментально и объясняется тем, что при сужении 1,5 срыв начинается с одной стороны фюзе­ляжа и вихрь, показанный на схеме фиг. 243, сразу уменьшает истинные углы атаки крыла с другой стороны фюзеляжа. При ■большем’ же сужении срыв начинается против одного из элеронов и за время, необходимое для охвата срывом одной половины крыла, на другой также успеет возникнуть срыв.

При малом удлинении также особенно’ опасен срыв у фюзе­ляжа, вызванный интерференцией крыла с ним; поэтому примене­ние малонесущих профилей в центральной части крыла может не улучшить, а ухудшить поведение самолета на акр. Так, например, крыло 06 (см. табл. 36), имеющее хороший су тах, особенно при отклонении щитков, показало ярко выраженный односторонний срыв. ,

При удлинении крыла низкоплана порядка 7 при5ш—0° можно добиться резкого снижения тенденции самолета к сваливанию на крыло путем применения сужения 3—4 и такого набора профилей, при котором развитие срыва, происходило бы, начиная с 20—30°/о полуразмаха.

С точки зрения улучшения поведения самолета при достижении критического угла атаки выгодно еще более увеличивать удлине­ние и переходить к схеме высокоплана, не располагая на верхней поверхности крыла по оси симметрии никаких надстроек, даже имеющих незначительную по отношению к хорде крыла высоту [170].

Изложенное требование увеличения удлинения крыла безуслов­но затруднит конструктора, проектирующего скоростной самолет, так как приведет или к увеличению относительных толщин корне­вых профилей или повысит вес крыла и уменьшит емкости его центральной части.

Поэтому можно рекомендовать использовать в центральной части крыла менее несущие, но зато более толстые профили и увеличить сужение крыла.

Как мы указывали в главе II, возникновение скачка давления настолько увеличивает схр крыла, что применения профиля с /ИакР меньшим Ма полета следует всемерно избегать.

Поясним сказанное примером. При расчете V™* одномотор­ного самолета I 20 с SKP=20 м2, р — 150 кг/м* и N — 1500 л. с. на высоте 8000 м получилась равным 780 км/час, при этом

rrfa на режиме Vmax. равно 0,7. Ма кр профиля ЦАГИ В толщи­ной 12% при су режима максимальной скорости равно 0,67. При­рост коэфициента сопротивления от скачка давления и от перемещения точки перехода равен 0,0011. Если бы скачка дав­ления да было, то Vm. x достигло бы 800 км/час (табл. 35). До­пустим, что вместо профиля В — 12% на самолете стоял бы

профиль с Мащ> =0,60, а не 0,67; тогда прирост сопротивления от перемещения течки перехода и скачка давления был бы приближенно равен 0,005 и V-,»* с 780 км/час упало бы до 740 км/час, т. е. на 40 км. Заметим, что такие употребительные профили, как Clark YH толщиной 12% и NACA 2212, имеют на су режима максимальной скорости Мащ, даже не 0,60, а только 0.55, т. е. являются явно’ непригодными.

На фиг. 244 и 245 нами приведены зависимости Макр от с, сечений и от толщины профиля по данным ЦАГИ [29J для — серий ЦАГИ В, ЦАГИ BS, RAF-38, NACA 230, NACA 22, ЦАГИ D-2, Clark YH. При толщине профиля 12%, если исключить симметрич­ные профили, наибольшее значение AfcKp =0,675 имеют профили В и RAF-38; при толщине профиля 8°/о наибольшее Макр — 0,74 имеют опять-таки те же профили. Это значение Л1акр для высот полета 6000—800С м соответствует скоростям’ полета: при 12%-ном профиле V = 750 — 770 км/час, при 8%-ном профиле V = 820— 850 км/час. При этом следует заметить, что, как видно из фиг. 242,

наибольшее Макр соответствует определенному значению су: для профиля RAF-38 су =0,12, для профиля ЦАГИ В су =0,03—0,04. При отходе от этих су Л4скр падает, причем особенно резко при уменьшении су.

Нетрудно подсчитать, что су — 0,12, соответствующий при Ма = 0,74 значению сусж =0,12 • 1,5 = 0,18, будет получен на вы­соте 8000 м и скорости 850 км/час только при р = 264 кг/м2, так как р = РяГтусж ^ £СЛИ р понизить до 150’кг/м2, то такому р соответствует cvс* =0,102 и cv =0,068, для которого у профиля RAF-38 Макр равно вместо 0,74 только 0,65. В этом случае более выгодным оказывается профиль ЦАГИ В, дающий Макр, равное 0,72.

Таким образом можно сказать, что для лучших из исследо­ванных ЦАГИ профилей при толщине ‘Профиля 8%> скачок дав — — ения будет возникать при Я=8000 м на V > 800 км и при тол­щине 12% на V > 750 км, при условии таких нагрузок на крыло, ри которых су не будет значительно отличаться от значения су, соответствующего УИакр 1Па*.

Зависимость ПКр от высоты и нагрузки на крыло для ряда рэфилей приведена в приложении I.

При пользовании данными в приложении I VKp следует учи — ывать, что связь между 1/Кр и р определялась по значению Су сж всего крыла, т. е. в предположении эллиптического распределения диркуляции. Пои трапецевидном крыле сусж сечений отличается rcvc« всего крыла.

Возьмем для примера профиль ЦАГИ В, с = 12%. На высоте 8000 м при р — 200 кг/м2 у этого профиля 1/кр = 726 км/час (см. {жг. 2, приложение I).

Такое VKP будет у крыла с сужением 4 при расположении взя­того профиля на 30% полуразмаха, где су сж = су сж сеч (фиг. 111).

Если такой профиль расположен на 70% полуразмаха, то

1,1 и V = 726 кмічас получится при р, равном не

Р ^

VKp

ЛЮ кг м2, а 200 :1,1 = 182 кг м2. При расположении профиля у корня, где — 0,86, V = 726 км/час соответствовало бы

СУ кр

р = 200 : 0,86 = 232 кгм-.

Все профили, у которых значения Макр высоки, как например серии ЦАГИ В, RAF-38, RAF-34, имеют относительно меньшие значения су шах сечений. Применяя в средней части крыла более толстые профили из серий с большим Макр, но малым су та* се­чения, а против элеронов более тонкие профили из серий, имею­щих меньшие Макр, НО большие Cy max, можно у крыла с суже­нием 3—4 повысить су шах, не уменьшая Макр целого крыла.

Например, при одном и том же Макр = 0,64 можно применить против элерона профиль Clark YH с= 12%, а у фюзеляжа RAF-38 £’ = 14%, не потеряв ничего в сутах крыла.

Применив против элерона Clark YH с = 10%, можно в централь­ной части крыла поставить значительно более толстый симметрич­ный или специально спроектированный профиль, имеющий большое AfaKp при малом су шах*

Из материала, приведенного в настоящем разделе, вытекает, то, решая сложную комплексную задачу создания крыла скорост­ного самолета, конструктор в первую очередь должен удовлетво­рить требованию отсутствия на поверхности скачка давления; за — 7 ем правильно выбрать площадь, исходя из су „]ах крыла; оста­новиться на удлинении и сужении, исходя из значений сутах и поведения самолета на критическом угле атаки. При этом для нормальных распространенных серий профилей с кривизной около 2% значения схр при конструировании крыла и наборе профилей будут играть не главную, а подчиненную роль.

Увеличение V“’« самолета, получаемое в результате исполь — зования специальных «олам ин аренных» профилей, будет освещено нами ниже.

Влияние на Vmax лобового сопротивления фюзеляжей. Меняя значение — сг5ф ‘фюзеляжа, легко проследить, пользуясь табл:. 34 и 35, зависимость V’™* от сопротивления фюзеляжа для самоле­тов различных размеров и различного аэродинамического совер­шенства.

Ввиду большого разнообразия возможных комбинаций мы не будем пытаться их исчерпать и остановимся только на вопросе влияния на У»-»* миделя фюзеляжа, а для бомбардировщиков также наличия сферического колпака, покрывающего турель.

При {расчетах одномоторного самолета, был взят очень ■малый мидель фюзеляжа, равный 0,8 м2. Это наименьший из известных нам мцделей фюзеляжей истребителей с мощным жидкостным мотЬром. У таких самолетов часто мидель фюзе­ляжа достигает 1,1 м2. Если предположить, что при этом длина фюзеляжа не увеличилась и изменился только’ мидель, то для истребителя с отличной аэродинамикой (табл. 35) при SKp — — 16—20 мі2 увеличение лобового сопротивления фюзеляжа вы­зовет довольно значительное уменьшение Vті*, равное 2,4%, что при Л/ы 60оо = 1000 л. с. соответствует 17 км/час. Последнее объясняется тем, что, увеличивая мидель фюзеляжа при задан­ной условиями устойчивости неизменной его длине, мы увели­чиваем поверхность фюзеляжа, а следовательно, и его сопро­тивление. Вместе с тем ввиду перехода на большие нагрузки на крыло разница между величиной поверхности крыла и по­верхности фюзеляжа сократилась. Гак, для самолета 1-15 (см. табл. 33) поверхность крыла приближенно равна 30 м2, а поверх­ность фюзеляжа при миделе і’ф =0,8 ж равна 25 м2.

У двухмоторного самолета величина миделя фюзеляжа при заданной длине влияет | на V™»* не так заметно; например, пере­ход от Лф = 1,8 ж к 5ф =2,5 м2 понижает У-»* самолета 11-35 (см. табл. 33 и 35) при А7Ы 6000 = 1000 л. с. приблизительно на 1,4%, или на 9 км/час.

Но и для двухмоторного самолета, как мы, указывали в главе III, очень важно’ отсутствие на фюзеляже необтекаемых надстроек.

Если у самолета II-35 на фюзеляже расположить сфериче­ский колпак турели с миделем 0,4 м что составит 22% от миделя фюзеляжа, то V™»* самолета понизится на 5%, т. е. на 35 км/час. Эта цифра значительно больше приведенной Хейнке — лем и показанной на фиг. 155, что объясняется меньшими раз­мерами взятого нами бомбардировщика и меньшим его сопро­тивлением.

Максимальная скорость полета и авиационный мотор. Широ­кое рассмотрение влияния характеристики авиационного мотора на перспективы повышения максимальной скорости полета потребо­вало бы обязательно анализа перспективы развития моторострое­ния, так как вопросы мощности и высотности. нельзя рассматри­вать изолированно1, не останавливаясь на габаритах, обтекае-

‘ости, весах и конструктивных. параметрах моторов. Одновре­менно пришлось бы подробно остановиться на использовании? инта при очень мощных и • высотных моторах и при больших коростях полета. Автор не считает себя компетентным в столь. широкой области, и поэтому в настоящем разделе будут кратко рассмотрены лишь некоторые стороны этого большого и сложного вопроса.

Из основного выражения для V™»*

(100)

с едует, что мощность мотора (7VJ и его высотность, определяю­щая в формуле (100) значение р7/, влияют на Уга“.

Если бы цри увеличении мощности мотора до N, его вес и габариты не изменились, то очевидно, что при допущении по­стоянства сг самолета скорость палета должна была бы вырасти

пропорционально отношению

Значительное увеличение мощности, как правило, сопровож­дается увеличением веса мотора, так как уменьшение веса. на лошадиную силу ® настоящий период развития моторостроения происходит значительно медленней роста мощности.

При возрастании веса мотора, естественно, увеличиваются вес конструкции самолета и вес горючего, необходимый для по­лета на заданную дальность.

В итоге возрастание полетного веса требует увеличения пло­щади крыла. Поэтому, сравнивая V"*»* самолетов с различными моторами, пользуясь, например, графиками фиг. 236 и 237, мы не имеем) права при большой разности в мощности моторов вести сравнение при одном и том же <SKp.

Так, например, из фиг. 236 следует, что если площадь крыла 5кр =20 м2 оставлять неизменной при моторах ■ мощностью 1000 и 1500 л. с., то, если не принимать во внимание влияния сжимае­мости, Vm«* увеличится на 100 км/час. Однако, если исходить ‘3 равенства нагрузок на 1 м2 крыла при, обоих моторах, то можно ориентировочно считать, что если площадь SKV у само — ета с мотором 1500 л. с. равна 20 м2, то с мотором 1000 л. с.

может быть сделано равным 15 м2- При таком условии тановка мотора мощностью 1500 л. с. дает выигрыш, равный не 100, а 42 км/час, или 5,5% скорости. При больших размерах дномоторного самолета выигрыш в скорости, вызванный повы­шением мощности, будет в процентном отношении несколько б льше, так как добавок площади крыла, вызванный установкой более тяжелого мотора, менее повысит сопротивление самолета.

Так, самолет с мотором 1500 л. с. и SKp = 25 м2 превосходит ДО самолет с мотором ЮОО л. с. и 5кр =20 мг на 6,8%, или па 48 км/час. На фиг. 246 дано в процентах среднее увеличение V«.»« при возрастании мощности мотора с соблюдением условия ’эстоянства нагрузки на крыло.

Следует иметь в виду, что указанная зависимость справедлива

лишь тогда, когда при повышении скорости в результате увели­чения мощности мотора на крыле не возникает скачок давления с последующим резким увеличением сг, так как в этом случае для заметного увеличения скорости потребовались бы такие мощности, которые практически получить трудно.

Обратимся к вопросу влияния высотности мотора на значение

При постоянстве мощности и увеличении высотности можно

было бы полагать, что Vmx будет расти обратно пропорционально корню третьей степени из отноше­ния плотностей. Однако такое пред­положение было бы справедливо при условии независимости веса мотора от его высотности и соблю­дения постоянства сх самолета и іі винта.

При увеличении высотности мо­тора его вес возрастает, сх само­лета также возрастает из-за умень­шения. Re и увеличения потерь на охлаждение. При очень большой высотности мотора возникает не­обходимость охлаждать воздух, поступающий в мотор, что опять — таки вызывает увеличение с, само­лета. При большой высотности ввиду уменьшения скорости звука следует ожидать понижения т{ вин­та. Взаимодействие всех этих фак­торов приводит к значительному снижению влияния увеличения вы­сотности мотора на Птах. Исследо­вания, проведенные И. В. Осто — елавским и Е. И. Колосовым [147|, и анализы, сделанные автором [13j, показали, что при увеличении высотности до 8000 — 9000 м каждые 1000 м высотности увеличивают Птах самолета на 15 18 км і час.

При больших высотностях мотора прирост скорости умень­шается и при высотности 10000—14 000 м в зависимости от самолета и мотора дальнейшее увеличение высотности не при­водит к росту V“«.

Мы видим, что как увеличение мощности, так и повышение высотности моторов может быть эффективно использовано ДЛЯ повышения V"*».

Для современных очень скоростных самолетов увеличений V»»* путем повышения высотности мотора будет в большой МСре препятствовать влияние сжимаемости воздуха, так как при уве­личении высоты скорость звука понижается. При правильно^

зыборе профиля и толщине его у корня крыла порядка 12%> уве­личение высотности мотора сверх 5000—6000 м не будет давать ■заметного роста скорости при скоростях больших примерно 800 км! час.

Выигрыш в скорости в этом случае может быть получен лишь при дальнейшем утоньшении профиля крыла или при создании ррофиля с большим значением Макр.

На V"n« влияют не только мощность и высотность мотора, но также его — габариты, обтекаемость и вес, что и необходимо читывать при сравнении авиационных моторов с точки зрения- выгодности применения их на скоростном самолете [13, 150J.

Преобразуем известную формулу связи между NM и V"»* следующим образом:

75/Vmyj = р-^сД — 2Т75 С-[16]‘ S’

Обозначим для сокращения

150

Для одномоторного самолета с мотором’ воздушного охлаждения

Сх сам SKp — Сх кр 5кр + С ГОП Son ~Н Сх ф5ф.

S і s

Если обозначить — р ‘ ■оп = а, то, принимая приближенно сх

Сх сам 5кр — асх кр S — f — Сх ф 5ф-

Заменим S через — , где р — нагрузка на крыло. Вводя обозначение

Сцолн + См

где G — полетный вее самолета;

Ополв — величина полной нагрузки (полезная нагрузка плюс горючее и смазочное);

GM — вес мотора, а при моторе жидкостного охлаждения—

вес мотора и радиатора с водой, .получаем; ч

ни (Сполн — f — См) . о —

Ь-.V кр I ф Оф —

.__ *ш(/полнСа. кр, CU-Gfjfix кр I „ С

———————— -і————- Г Сі Ф *3|Ь*

р р

ацСооли С,. Кр j-.

^р=Т’ + -^+с, ф5ф-г(1 + 7А-Н-с^);

^полн ^полн « ‘

Na = AT(l+ -}- ЛілНА. (101)

^ ^ООДН Т S

‘Предположим, что нам надо сравнить мотор мощностью Л7,,, вєсолі GM, формы и размеры которого определяют коэфициент сопротивления сх Ф И мидель фюзеляжа ^Ф. с другим мотором весом О’м, при котором фюзеляж самолета имеет мидель 5’ф и коэфициент лобового сопротивления с’т ф. Летко определить мощ­ность N, которую должен развивать второй мотор, чтобы обес­печить самолету скорость, равную скорости самолета с первым мотором, на одной и той же высоте:

* В приведенном выводе ‘Мьг считали Величины А и Т не зави­сящими от мотора. Действительно, постоянство р и V требует для независимости А, чтобы у = у’. Последнее предположение в большинстве случаев будет справедливо, так как моторы с боль­шим числом оборотов в настоящее время снабжаются редукторами. Взаимодействие же винта и мотора при невелико, и инди­видуальные особенности мотора не могут оказать большого влия­ния на у.

Значения с,. кр, а к и не зависят от мотора, так как различие во влиянии обдувки на cJ: кр из-за возможного несовпадения диаметров винта можно не принимать во внимание.

Приведенное выше выражение N’„ для одномоторного само­лета с мотором жидкостного охлаждения примет вид:

длЯ двухмоторного самолета с моторами воздушного охлаждения’

■2G’ 1

1 + — — — — 4- — (2сдг rS г + с*

N’ = Nu———— ^———- ————————— ; (104)

М м | 1

-ля двухмоторного самолета с моторами жидкостного охлаждения:

2С’и 1 , ,

1 + — + — г Sr Ц — 2с r pFp + сх ф5ф)

АТ = /VM——- ^————- —————————————— . (Ю5>

. . 2СМ, 1

1 7? ^ т г^г "т" 2сг pFp — f — сх ф5ф)

иППТ1Г 1 ГГ

Очевидно, что аналогичным способом мы можем сравнивать между собой моторы воздушного и жидкостного охлаждения.

Поскольку для современных самолетов величины с,, кр, а я и не могут колебаться в. больших пределах, величина Т в основ-

і ом становится функцией нагрузки на крыло и полной нагрузки.

На фиг. 247 (приведена зависимость Г от G„o[17]h Для несколь­ких р. При этом предположено, чтое* кр=0,007, а — 1,3; и = 1,8*.

Допустим, что самолет с мотором’ мощностью Nu обладает скоростью Vи мы хотим определить Vi»»»- самолета при за­мене мотора другим, мощностью jV, м. В этом случае также можно воспользоваться приведенными формулами.

Для самолета с ‘мотором NM подсчитывается Т; затем по — при­веденным формулам определяется, какую мощность N’ „ должен был бы иметь второй мотор, отличающийся от первого не только мощностью, но и весом, габаритами и обтекаемостью, для того чтобы V»[18]—const.

Полученная мощность N’u сравнивается с фактической мощ­ностью N] м. Очевидно, что для самолета со вторым мотором мы получим:

Уі «х — у™. (106)

гак как если бы мощность мотора была равна не Л/, a N’„, то скорость V““ не изменилась бы.

Если моторы с мощностью NM и /V, м имеют разные высотности, то У,"»* подсчитывается по формуле (106) в предположении равных высотностей, а затем в скорость V1 ,пах вводится поправка на учет влияния ‘высотности.

В качестве примера пользования изложенным, методом сравне­ния моторов решим следующую задачу.

Как должны относиться мощности жидкостного и звездооб­разного моторов для того, чтобы V»» одномоторных истребите­лей 1-20 (табл. 33) с тем и другим’ мотором были одинаковы? Вес жидкостного мотора с водой и радиатором равен 1000 кг.

Предположим, что звездообразный мотор весит также 1000 кг; /7=200 кг лг; 5Ф = 0,8 м2; с,.ф = 0,08; /.ф = 9,48; ОПОлн = 600 лгг; /7р = 0,3 м Из фиг. 247 определяем значение Т = 0,05.

Для звездообразного мотора D = 1,3 м. Мидель фюзеляжа при таком[19] D мотора равен = 1,3 м2. Если длина самолета не из­меняется, то с этим мотором 7ф =7,3; считая, что при звез­

дообразном моторе равно 0,03, получим: с’гФ = 0,095.

Решим задачу, считая с. Гр=0,05:

ЛГ

N

Однако в 1942—43 гг. появились удачные истребители с мощ­ными двойными звездами.

27. ПЕРСПЕКТИВЫ УВЕЛИЧЕНИЯ СКОРОСТИ ПОЛЕТА

Влияние конструкции, технологии и совершенства си­стем охлаждения, всасывания, выхлопа. Табл. 34, 35 и дан­ные l/max одно- и двухмоторных самолетов на фиг. 236 и 237 показывают, что с мотором 1500 л. с. на высоте 6000 м са­молет с поверхностью и системами охлаждения, всасы­вания и выхлопа 1 класса (см. стр. 320 и 321) может до­стигнуть скорости 800 кмічас без изменения схемы и перехода на специальные профили крыльев и очертания фюзеляжа.

Задача создания мотора, развивающего при миделе моторной гондолы 0,8 м2 1500 л. с. на высоте 6000 м (без учета скоростного наддува), несомненно будет решена моторостроением в самое бли­жайшее время.

Что же требуется от самолета для достижения скорости по­рядка 800 кмічас? Конструктор должен прежде всего суметь построить самолет с толщиной профиля у корня порядка 12%. К увеличению толщины профиля следует относиться с очень боль­шой осторожностью, так как при скорости 800 кмічас даже при 12%-ном профиле на крыле имеется довольно развитый скачок давления. Переход к тонким — профилям — в корневой части крыла из-за условий веса конструкции, а главное, увеличения емкости центроплана, необходимой для размещения колес, горючего и вооружения, сделает особенно выгодным крылья большой трапе­цевидное™ (3—4).

Поверхность самолета, рассчитанного на скорость 800 кмічас, должна быть не только вполне гладкой (высота бугорков шеро­ховатости порядка I микрона), но одновременно не иметь вол­нистости, так как едва заметная волна несомненно может увели­чить сопротивление, усилив скачок давления.

В местах максимального разрежения на крыле контур профиля должен быть выдержан под лекало с отступлениями порядка де­сятых долей мшглиметра. Такое требование, естественно, должно отразиться на конструкции и особенно на технологии производ­ства самолета, но выполнение его обязательно, так как то, что терпимо при скорости 500 кмічас, является недопустимым при скорости 800 кмічас.

Совершенно особое внимание должно быть обращено на кон­структивное выполнение самолета, обеспечивающее полную глад­кость таких элементов, как фонари, люки для осмотра, соеди­нения листов капотов, обтекателей убранного шасси и пр.

Вторая группа вопросов лежит в области создания таких систем охлаждения, всасывания и выхлопа, при которых потери мощности были бы порядка 6 — 7’% располагаемой мощности моторов.

Такая величина потерь может быть получена при условии увеличения температуры охлаждающей жидкости и при очень тщательной отработке системы охлаждения. Следует заметить, что в этой области экспериментальная проверка выбранной си-

стемы охлаждения до ее постройки особо необходима, так как процент потерь очень ЛЄГКО’ может увеличиться в несколько раз.

Вместе с тем нет оснований полагать, что при правильно выбранных и сконструированных входных и. выходных отверстиях системы охлаждения потери не могут быть понижены до 6—7% располагаемой мощности, так как доля внутреннего1 сопротивле­ния невелика ввиду малой скорости движения воздуха в туннеле по сравнению со скоростью полета, а при хорошем расположении радиаторов в крыле внешнее сопротивление также не может быть значительным.

В частности, главный инженер фирмы Локхид Джонсон [151} оценивает потери на охлаждение у истребителя выпуска 1940 г. в 9,4% располагаемой мощности.

В итоге мы считаем, что задача создания самолетов с аэро­динамикой и охлаждением I класса не только вполне реальна, но будет решена в самое ближайшее время. Этим одновременно будет достигнута скорость полета, равная 800 км/час.

Правда, такая. скорость достижима при S крыла около 15 лг. Для одноместного истребителя с мощным вооружением, имеюшим броню и мотор мощностью 1500 л. с., более реальна площадь кры­ла 20 м1, при которой максимальная скорость полета будет равна около 770 км/час (см. фиг. 236). *

Переход к специальным („оламинаренным") профилям; схе­ма самолета. Повышение скорости полета свыше 800 км/час требует, прежде всего, создания специальных профилей крыльев с более высоким значением Макр, так как путь утоньшения про­филя, в частности, применения у корня крыла профилей тол­щиной 8%, конструктивно чрезвычайно труден.

Рассматривая кривые распределения давления у лучших с точки зрения MaKV профилей, мы. видим, что при су = 0,08—0,2, соответствующих V™*, на нижней поверхности имеется значи­тельное разрежение, которое при cv <0,1 резко снижает Мак., вызывая скачок давления на нижней поверхности, а при cv >0,1 также приводит к снижению MaKV. Действительно1, если бы раз­режения на нижней поверхности не было, то одинаковый су был бы получен при меньшем разрежении на верхней поверхности, т. е. профиль имел бы меньшее Макр. Наилучшие условия с точки зрения /ИйИр будут тогда; когда при cv =0,08 — 0,2 на нижней поверхности не окажется вовсе разрежения. Нам кажется, что при специальной работе над формой профиля такое требование может быть удовлетворено и критическая скорость будет повы­шена, по крайней мере, километров на 50—100.

Применение профилей с повышенным ЖоКр при V до 800 км/час позволит конструктору утолстить профиль в корне крыла или при с—12% достигнуть больших скоростей полета путем понижения ло­бового сопротивления или увеличения располагаемой мощности.

У самолетов I класса основным источником сопротивления является сопротивление трения. Поэтому вполне рационально стремление уменьшить сопротивление трения путем перехода к

таким очертаниям ‘профиля крыла, фюзеляжа и моторных гондол, которые способствовали ‘бы более задним положениям точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный.

Поскольку, как было показано, в главе II, точка перехода располагается в области положительного градиента давления, то очевидно, что профили с задним положением точки перехода должны иметь большой участок с отрицательным градиентом давления и задним положением максимального разрежения на •верхней и нижней поверхностях.

В главе II мы. указывали на то, что в потоке от винта нельзя ‘ ожидать сохранения ламинарного пограничного слоя. Вместе с тем у современных самолетов с малой площадью крыльев очень большая часть ее находится в потоке от винта, поэтому значи­тельное уменьшение сг самолета с крылом специального профиля будет возможно лишь при переходе к схеме с толкающими вин­тами.

В табл. 37 приведено изменение JJc,, не включающей с Дсгі/я и потерь на охлаждение, после перехода на толкающую схему, замены профиля крыла на профиль, имеющий положение точки перехода на 50°/о хорды, и изменения обводов фюзеляжа.

Мы видим, что переход к толкающей схеме с. креплением оперения на балках без замены профиля не отражается на зна­чении самолета, так как яри толкающем винте мотор, стоя­щий на лонжеронах крыла, делает необходимым увеличение миделя фюзеляжа, и выигрыш от исчезновения отрицательного влияния обдувки винтов теряется из-за проигрыша в сопротивле­нии балок и фюзеляжа.

Применение специального профиля на крыле и оперении в толкающей схеме увеличивает, итах самолета, особенно, если считать, что Значения rj винта, Дсх11а и потери на охлаждение остались теми, какими они были у самолета с нормальным про­филем. Для самолета с площадью крыльев 15 м — при NM 60М=

= 1500 л. с., 4 = 0,74, Ьсхт = 0,0019 и (1 — акохл) = 0,91 1/гаак равно 872 км/час. Если считать, что = 0,76, &схХа — 0,0016 и (1—akox. n) = 0,03, то достигает 900 км/час.

Трудности создания столь скоростного самолета очевидны. Его крыло должно иметь Жакр=0,79—0,80, положение точки перехода на 50*Уо хорды и такую механизацию, при которой можно было бы допустить нагрузку на крыло порядка 200 кг/ж.

В табл. 38 приведено изменение ]£с, и Итах двухмоторного самолета при: 1) переходе на схему с толкающим винтом,

2) переходе к специальным очертаниям профиля крыла, гондол и фюзеляжа, 3) выносе оперения из струи винтов и 4) помещении моторов внутрь фюзеляжа.

Как и для одномоторного самолета, скорость в итоге дости­гает величины порядка 900 км/час, но задача, стоящая перед аэродинамикой и конструктором, не менее трудна.

Следует подчеркнуть, что перемещение назад положения максимального разрежения, необходимое для затягивания пере­хода ламинарного слоя в турбулентный, неблагоприятно дей-

Изменение Vmax одномоторного самолета с Мотором 1500 л. с. на высоте 6000 м в зависимости от схемы самолета

Р

?кр — 20 М-І

= 150 кг/м2

Р

SKP = 15 m2 = 200 кг/м2

| № по порядку

Схема

Ес,. самолета без учета ЬСтМа И потерь на охлаждение

Углах При УСЛОВИИ отсутствия скачка давления, км/час

Ушах itри условии от­сутствия скачка давле-‘ иия и постоянства т), акохл и ACzj/a, км! час

tv

<u

VO g

c s

ra ш

j:; * c

а еч

о fe; S

га c 5

u<] g

4 ~

4. £ tv

И J* *

Ушах при условии отсутствия скачка давления, км/час

Ушах при условии от­сутствия скачка давле — •ния и постоянства л, Ма, км/час

1

Одномоторный само­лет нормальной схемы 1см. фиг. 230 и табл. 33). Точка перехода у неоО — дуваемых участков кры­ла лежит на 0;25 хор­ды……

0,0134

800

800

0,0142

840

840

2

Переход на схему са­молета с толкающим винтом и креплением оперения на двух бал­ках. йф увеличено с 0,8 до 1,10 лі2. Точка пере­хода у крыла и верти­кального оперения ле­жит на 0,25 хорды (RAF-38 или ЦАГИ В) .

0,0134

800

800

0,0142

840

%

1

840

3

Применение профиля на крыле и вертикаль­ном оперении с положе­нием средней точки пе­рехода на 0,5 хорцы. Специальное очертание носовой части фюзеля­жа позволяет умень­шить с,.ф на 15°/о. . .

0,0108

840

860

0,0115

ч

872

900

ствует на су шах крыла, ‘поэтому одной из труднейших задач при переходе на новые профили будет сохранение неизменной пло­щади крыльев.

Инженером Даниловцевым были сделаны расчеты, .показываю­щие зависимость су шах механизированного крыла одноместного истребителя от положения средней точки перехода на крыле при определении S крыла, исходя из tv max, и соблюдения постоянства Vmax и 1/лос. Результаты расчетов приведены на фиг. 248. Пели замена профиля другим, имеющим более заднее положение ТОЧКИ перехода, дает уменьшение Душах крыла, большее показан-

г-* **. О О» d

о

•S. ГО

га £ 5

u<i g

ч —

з:

*к ^ ^

о VS

5

га ^ Чв *

4 н ге и 5 * = jg

р го

•с *

о

О-

С? 1-

5 s |

О

« 5

U<1 g

е» *•

|- к

>> S

о j—

Ь* си О с:

_ и S го Q. BJ

с « «

с-> ї£

* g

S с СП _

(-•кА- та

о *

Р «

О Ж Q S-

Jr ^ — V

о е — fr ^ СО

к га а>

Ю й

С _ н > га

X м ж ч та SP CR є га ч. ь: н ^ U о "

ного на фиг. 248, то в результате возрастания SKp Vmax самолета не увеличится, а уменьшится и профиль окажется невыгодным.

При тйиу щей схе­ме смещение назад точки перехода ста­новится невыгодным

боль­

у шах

ds,

шем 0,12.

На фиг. 249 приведена характе­ристика увеличения

V’max ОДНОМОТОРНОГО

самолета с постоян­ной площадью кры­льев, равной около

‘Фиг. 248. Связь между положением средней точки 20 М, в зависимости перехода и су шах крыла при. соблюдении l^a^^const ОТ Перемещения На — н Кпос =const. зад точки перехода.

Был взят само­лет с аэродинамикой, средней между I и II классом.

С помощью кривых, данных на фиг. 248 и 249, можно прибли­женно оценить изме­нение Vroax ОДНОМОТОР­НОГО самолета при пе­реходе к профилю, имеющему разные зна­чения st и Су max.

Допустим, на само­лете стоит крыло, у которого Су max И ПО — ложение точки пере­хода на необдуваемом участке характеризу­ются точкой а на гра-. фике зависимости Сутах от st (фиг.250), аналоги­чной данной на фиг. 248.

Это крыло заменяется другим, у которого s, и суП1 ах харак­теризуется точкой Ь.

Проводим через точку а пунктирную кривую эквидистантно, Тошной кривой, дающей зависимость между сутах и st при i4iX = const и l^—const. Сносим точку Ь на пунктирную кривую.

Точка сх показыва — сВтх z

max

ния точки перехода не от аг к du а от ех к dl и характеризоваться приближенно отрез-. ком с., d. y.

Прм толкающей схеме несомненно’ значительно ухудшатся разбег самолета и его маневренность, так как при обьгчнэй тянущей схеме хотя обдувка от винта и повышает лобовое со — дрогивление крыла, но одновременно она увеличивает его сутях. Вьгаос оперения из струи винта отрицательно действует иа про­дольную устойчивость самолета. Однако мы полагаем, что, не­смотря на указанные отрицательные качества схемы самолета с толкающими винтами, все же выигрыш, который ‘она дает в отношении Vma*. таков, что, после создания специальных про­филей с повышенным Макр и задним положением точки перехода, такая схема самолета станет весьма распространенной.

Последнее будет иметь место еще потому, что у самолетов с толкающей схемой будет значительно легче добиться увели­

I ~оп

“г ^хр оп 0

-‘кр

схемой путем применения против закрылка „оламинаренных профилей С малым С^гаах, а против элеронов—нормальных про- филей с большим Су max — ТаКОЄ КрЫЛО буДЄТ иметь ВЫСОКИЙ Су max ‘при малом с^. При тянущей схеме „оламинаренные" профили придется ставить против элеронов. Занимая относительно малую площадь, они не понизят существенно схр крыла, но вместе с тем значительно уменьшат его су тах.

Мы не останавливаемся на вопросе увеличения Vmax путем резкого сокращения площади крыла и помещения его — в струю от винта с тем, чтобы воспользоваться увеличением су так в результате обдувки и использования составляющей тяги винта при посадке с работающим мотором. Этот путь, диаметрально противоположный увеличению Vmax путем применения профилей с задним положением точки перехода, может дать положительный результат при условии помещения мотора в фюзеляже и раздачи мощности на два винта. Однако его реальное осуществление за-

23 Б. Т. Горощенко

еиснт от результат^ систематических исследовании поведения самолета на углах, близких к критическому при работающих мо­торах, (и решения вопроса об увеличении сопротивления самолета при посадке. Крупным органическим минусом такой схемы само­лета явится необходимость использования почти полной мощности мотора или моторов при посадке.

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>