Расчет максимальной скорости

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…

Сопротивление соединений листов обшивки. Ниже мы всюду будем иметь в виду соединения листов обшивки, расположенные приблизительно перпендикулярно направлению потока. От швов, расположенных по направлению полета на малых углах атаки, сопротивление вряд ли может увеличиться. Такое расположение швов будет способно оказать влияние на обтекание крыла при больших а, при которых во многих случаях направление скорости потока в пограничном ‘слое составляет с направлением полета угол больше 60°. Наличие соединения листов обшивки в направле­нии, перпендикулярном потоку, должно почти…

13. СОПРОТИВЛЕНИЕ, ВЫЗЫВАЕМОЕ СПЛОШНОЙ ШЕРОХОВАТОСТЬЮ Общие соображения. Вопрос о лобовом сопротивлении, вызы­ваемом неровностью поверхности самолета, не случайно постав­лен непосредственно после изложения расчета лобового сопро­тивления крыла, фюзеляжа и моторных гондол. Самолет с хоро­шо обтекаемыми формами при очень низком сопротивлении модели может показать в натуре недопустимо большое лобовое сопротивление, вызванное совокупным влиянием многочисленных мелких источников сопротивлений, которые нередко даже вовсе не учитывались. Изживаемое в настоящее время пренебрежи­тельное отношение к сопротивлению, вызываемому такими «’пустяками», как плохая отделка поверхности,…

Метод расчета. Подведем итог всему сказанному выше при­менительно к методу (практического расчета сх гладкого фюзе­ляжа при Re натуры. Прежде чем приступить к расчету сх фюзеляжа или моторной гондолы, нужно получить следующие исходные данные: 1. Длину фюзеляжа (гондолы). 2. Удлинение А, равное частному от деления длины фюзеляжа (гондолы) на полусумму ширины и высоты в миделевом сечении фюзеляжа ((гондолы). Как указывалось выше, три подсчете А для гондолы с мотором воздушного охлаждения длина хвостовой части гондолы, даже если…

Эксперименты NACA и ЦАГИ. Так же как и для крыльев, при достижении в какой-либо точке фюзеляжа или моторной гондолы местной звуковой скорости Схф начинает очень быстро расти. На фиг. 161 показаны результаты Испытаний в 8-футовой скоростной трубе NACA [77] моделей гондолы с капотом NACA различной формы. Из кривых очевиден резкий рост сх ври больших ско­ростях и громадное влияние очертания передней части капота МАСА на скорость, при которой начинается повышение сх. На фиг. 162 приведены две…

Эксперименты ЦАГИ. В настоящем разделе мы рассмотрим лобовое сопротивление фюзеляжей без каких-либо надстроек или с надстройками, выделить которые из тела фюзеляжа для определения их миделя трудно. К таким надстройкам мы относим фонари для экипажа с задней частью, плавно сливающейся с фюзеляжем. Единственными систематическими исследованиями сх фюзеля­жей при значениях Re, обеспечивающих практически турбулентный пограничный слой у модели, являются эксперименты, проведенные автором с моделями фюзеляжей длиной около 2,5 м в трубе ЦАГИ Т-103. Наибольшее Re, достигнутое при…

I Подход к расчету сх тела вращения. В настоящее время фюзе­ляжи многих самолетов являются или чистыми телами вращения, или имеют форму, весьма приближающуюся к ним. Поэтому вопрос правильного определения сх тела вращения представляет несомненно большой практический интерес. При подсчете сопротивления — тел вращения мы пойдем по несколько иному сути, чем при подсчете схр крыла. Для тел зращения мы не располагаем расчетами, подобными сделанным для профилей Сквайром и Юнгом. Но — зато в нашем распоряжении имеется…

7. ПОЛОЖЕНИЕ ТОЧКИ ПЕРЕХОДА ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ В ТУРБУЛЕНТНЫЙ Оценка испытаний в аэродинамической трубе. После крыла фюзеляж и моторные гондолы являются главнейшими источниками лобового сопротивления самолета, поэтому, с точки зрения повы­шения максимальной скорости полета, вопрос лобового сопротив­ления фюзеляжа отнюдь нельзя рассматривать как второстепенный. Кроме того, аэродинамика современного самолета настоятельно требует параллельного уменьшения сопротивления всех элементов конструкции самолета. В противном случае, даже при отличном крыле, общий эффект снижения суммарного сх при неудачной форме фюзеляж?, будет незначителен….

Постановка задачи. В предыдущих разделах книги мы изло­жили способ определения ТОЧКИ перехода, подсчета Слр min, вне­сения поправки на эффект сжимаемости, на форму крыла в плане и на изменение угла атаки. Теперь нам остается на примере расчета сх гладкого крыла показать последовательность расчета. Этот расчет несложен, но состоит из многих этапов, и пропуск учета того или другого фактора в начале расчета часто вызывает досадные ‘переделки. Вначале изложим! наиболее подробный расчет схр, далее же покажем, какие упрощения…

Индуктивное сопротивление. Выше мы уже указывали, что, гозоря о схр, нужно отличать схр сечения крыла от схр всего крыла, поскольку вдоль размаха для крыльев любой формы, за исключением эллиптических, меняется истинный угол атаки, а для обычно применяющихся трапецевидных крыльев изменяются также Re и толщина профиля с. На изменение схр вдоль по. размаху, кроме Су, Re и с, может оказывать очень большое влияние струя винта, которая, с одной стороны, меняет истинные углы атаки, с другой, —…

9 Характеристика влияния сжимаемости на схр и су. В преды­дущих разделах мы рассмотрели влияние соотношения сил вяз­кости воздуха и инерционных сил, характеризуемого величиной Re, на значение схр сечения крыла. Было показано, что при учете Re и особенно положения точки перехода в расчете, а при соблюдении требований к глад­кости (на которых мы остановимся в главе IV) и в действитель­ности МОЖНО’ получить очень небольшие Схр профиля. С ТОЧКИ зрения изменения Схр влияние сжимаемости приводит к совершенно обратным…

Определение профильного сопротивления из эксперимента. В нашей авиационной литературе еще не вполне освоено понятие характеристики сечения крыла, однако в настоящее время при подсчете с. т‘ и су так крыла без него нельзя обойтись. Даже у прямоугольного крыла с постоянным профилем истинные углы атаки по размаху неодинаковы, а следовательно, в какой-то степени схр меняется вдоль размаха. Значительно заметнее меняется с,/г у трапецевидного крыла, так как у него вдоль по размаху меняются не только истинные углы атаки,…

3. РАСЧЕТ ПОЛОЖЕНИЯ ТОЧКИ ПЕРЕХОДА ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ КРЫЛА В ТУРБУЛЕНТНЫЙ Экспериментальные данные по положению точки перехода на крыле. В предыдущем разделе мы установили, что cf гладкой плоской пластинки является функцией, с одной стороны, Re, с другой, — особенности потока, обтекающего пластинку, частично характеризующейся мерой турбулентности г. При переходе к крылу явление значительно усложняется, так как при обтека­нии профиля: 1. Градиент давления по его контуру не равен нулю. Наличие градиента влияет на положение точек перехода…

Пограничный слой плоской пластинки. Развитие форм самолета можно символически изобразить в виде поворота плоской пла­стинки на 90°. Действительно, изложение основ сопротивления самолета в старых учебниках обычно приходилось начинать с рассмотрения сопротивления плоской пластинки, расположенной перпендику­лярно набегающему на нее потоку. Затем, прежде чем излагать вопрос о подъемной силе и сопротивлении крыла, рассматрива­лась пластинка, поставленная под углом к потоку. В настоящее время, поскольку основным сопротивлением современного само­лета является сопротивление трения, рационально перед рассмот­рением сопротивления крыла также провести…

✓ 1. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ПЛОХО ОБТЕКАЕМЫХ ТЕЛ Пограничный слой. Если мы будем рассматривать силы, дей­ствующие на тела любой формы, движущиеся в идеальной жид­кости, не обладающей вязкостью, то, как известно, окажется, что лобовое сопротивление тела равно нулю. Интересно, что при этом картина распределения давления по поверхности телв за включением, однако, небольшого участка у задней его части, полученная теоретически, и такая же картина, но полученная из опыта, будут совпадать. Расхождение теоретической и опытной кривых распределения давления у…