Категория Расчет максимальной скорости

СУММАРНОЕ ВЛИЯНИЕ НЕРОВНОСТЕЙ РАЗЛИЧНОГО ТИПА

Общие соображения. Говоря о влиянии любой неровности на сопротивление, мы всегда различали влияние этой неровности посредством перемещения точки перехода и непосредственно.

Совершенно очевидно, что если один дз видов неровностей поверхности, например первый ряд заклепок, сместил вперед і очку перехода, то соединения листов уже будут действовать.

только непосредственно своим! сопротивлением и на точку пе­рехода повлиять не смогут...

Читать далее...

ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ СОЕДИНЕНИЙ ЛИСТОВ ОБШИВКИ И ЕЕ ВОЛНИСТОСТИ. ВЛИЯНИЕ ЩЕЛЕЙ

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 во всех случаях привести к переходу ламинарного .пограничного слоя в турбулент­ный. Джонс констатировал, что при полетных экспериментах проволочка диаметром 0,25 мм фиксировала на себе положение точки перехода...

Читать далее...

СОПРОТИВЛЕНИЕ, ВЫЗЫВАЕМОЕ НЕРОВНОСТЬЮ. ПОВЕРХНОСТИ САМОЛЕТА

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...

Читать далее...

ПОДСЧЕТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ГЛАДКИХ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ И МОТОРНЫХ ГОНДОЛ

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 она утоплена в крыле, учитывается...

Читать далее...

ВЛИЯНИЕ^СЖИМАЕМОСТИ ВОЗДУХА НА СОПРОТИВЛЕНИЕ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ И МОТОРНЫХ ГОНДОЛ

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 формы, фюзеляжей, испытанных в трубе больших скоростей ЦАГИ [78]. Кривые с’х ф = / (Ма) для этих фюзеляжей даны на фиг. 162а...

Читать далее...

ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ОБТЕКАЕМЫХ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ

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...

Читать далее...

ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ТЕЛ ВРАЩЕНИЯ

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...

Читать далее...

ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ. И МОТОРНЫХ ГОНДОЛ

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...

Читать далее...

ПРИМЕР ПОДСЧЕТА ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ГЛАДКОГО КРЫЛА

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...

Читать далее...

ПЕРЕХОД ОТ СОПРОТИВЛЕНИЯ СЕЧЕНИЯ К ЛОБОВОМУ СОПРОТИВЛЕНИЮ ЦЕЛОГО КРЫЛА. УЧЕТ ИЗМЕНЕНИЯ УГЛА АТАКИ

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, — благодаря резкому повышению турбулентности потока, набегающего на крыло, смещает положение точки перехода к передней кромке. Так как значение су меняется вдоль размаха крыла, то очевидно, что переменным является и с і-; сечения крыла...

Читать далее...

ВЛИЯНИЕ СЖИМАЕМОСТИ ВОЗДУХА НА КОЭФИЦИЕНТ ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ СЕЧЕНИЯ КРЫЛА

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...

Читать далее...

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ СЕЧЕНИЯ ГЛАДКОГО КРЫЛА

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, но, главное, Re и толщина профиля...

Читать далее...

ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ГЛАДКОГО КРЫЛА

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...

Читать далее...

СОПРОТИВЛЕНИЕ ТРЕНИЯ ПЛОСКОЙ ПЛАСТИНКИ

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...

Читать далее...

РОЛЬ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ В ВОЗНИКНОВЕНИИ • ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ

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...

Читать далее...