РАСЧЕТ УВЕЛИЧЕНИЯ СОПРОТИВЛЕНИЯ ОТ НЕРОВНОСТЕЙ ПОВЕРХНОСТИ

Метод расчета. При расчете влияния неровностей на сопротив­ление прежде всего должен быть решен вопрос, как повлияет ье — ровностъ на положение • точки перехода. При определения схр сечения крыла при помощи коэфицяента трения плоской пла­стинки и переходного коэфипиента к (фиг. 27, 67) нужно брать к не для точки перехода гладкого крыла, а для положения ее на крыле с неровностями. Если нет необходимости в подсчете влияния неровности на схр, то вообще определять схр гладкого крыла незачем’. Так, если первый ряд заклепок или соединений листов обшивки находится перед минимумом давления, то оче­видно, что точка перехода будет лежать именно в этом месте, так как у гладкого крыла она ближе к ребру атаки в большинстве случаев находиться не может.

Напомним, что, согласно сделанным выше выводам из экспе­риментов, точка перехода находилась: 1) у первого ряда заклепок, даже потайных, если поверхность крыла не была отделана; 2) у места соединения обшивки, кроме случая соединения встык, ле­жащего в области отрицательного градиента давления; 3) у ребра атаки при шероховатости, характеризуемой fts> 15 микрон; 4) в минимуме давления при шероховатости, характеризуемой kK = 4—5 микрон.

Поскольку для фюзеляжа расчет сх ф делался в предположении турбулентного пограничного слоя, постольку при наличии шеро­ховатости или заклепок влиянием их на сх ф через положение * точки перехода можно пренебречь. Очевидно, конечно, что умень­шать схл, для учета ламинарного слоя, о котором упоминалось в главе III, при наличии шероховатости в носовой части фюзеляжа, нельзя.

Выше, ’говоря о расчете схр гладкого крыла, мы: показали, что он с достаточной точностью определяется путем нахождения двух средних значений схр для участка крыла, находящегося в струе винта, и для участка, лежащего вне струи. Если харак­тер неровности или число заклепок на 1 м~ площади крыла вдоль по размаху резко не меняются, то увеличение схр, вызван­ное непосредственным действием неровности крыла, можно учесть

с достаточной ТОЧНОСТЬЮ, определив Л С* з и Ас, соед в тех же сечениях, в которых мы рекомендовали находить схр гладкого крыла, или даже в одном сечении крыла, совпадающем со сред­ней аэродинамической хордой.

Последнее вполне допустимо, так как, хотя вдоль рЙзмаха трапецевидного крыла Re меняется очень сильно,’ но в такой

ь Л

же степени изменяются отношения — и — для бугорка ше*

роховатости и высоты годовки заклепок; в итоге изменение при­роста сопротивления от неровностей вдоль размаха возможно заменить средним значением Дсхр, подсчитав его для одного или, в крайнем случае, для двух сечений крыла.

В предыдущем разделе было показано, что Схр крыльев, по­строенных на заводе, больше с, р крыльев лабораторной постройки на 8—11%. Поэтому, учтя добавочное сопротивление от головок заклепок и швов, следует получившееся значение схр увеличить на 0,0005—0,0006 для учета возможного искажения профиля крыла, волнистости и других неправильностей. Такой добавки можно не делать или свести ее до 0,0002 лишь при исклю­чительно хорошей отделке крыла. Так, согласно табл. 27, после отличной отделки поверхности значение схр крыла по опытам 1>VL превысило схр гладкого крьгла всего лишь на 3%. При неотделанной поверхности фюзеляжа с/т следует увеличить на 0,00015—0,00020.

Мы совершенно не остановились на сопротивлении крыла с полотняной обшивкой. Полетные испытания, проведенные в. Англии [93], к сожалению, при небольшом Re, равном только*

5. 10е, показали, что переход к’полотняному покрытию увеличил с профиля, имеющего толщину 10%, с 0,0069 до 0,0085. Если бы при Re = 5 • 10* пограничный слой был полностью турбулентным, то Схр профиля должен был бы быть равен 0,00875. Так как при полотняном покрытии схр оказался равным 0,0085, то можно предположить, что переход на полотняное покрытие привел только к смещению точки перехода к ребру атаки.

Значение схр = 0,0085 было замерено между нервюрами; в пло­скости нервюр оно выше: схр —0,0094, что, естественно, повышает и схр всего коыла. По данным NACA крепление полотняной об­шивки к нервюрам независимо от влияния на положение точки перехода увеличивает схр на 4—5% [92]. Мы не сделаем’ большой ошибки, если будем рекомендовать, подсчитывая схр крыла с полотняной обшивкой при условии полностью турбулентного слоя, увеличивать получившееся значение схр на 0,0905—0,0010. При подсчете Сх фюзеляжа с ПОЛОТНЯНЫМ покрытием Cf т следует увеличить на 0,0003—0,0006.

Формулы для подсчета влияния различных видов неровностей крыла, рассмотренных выше, приведены в табл. 28.

Пример. В качестве примера приведем расчет Ь£хз Для крыла истребителя, имеющего среднюю аэродинамическую хорду 1,8 м при скорости 640 км/час на высоте 5000 м.

Профиль крыла ЦАГИ В — 12°/о толщины. На верхней и нижней поверхностях расположено по 20 рядов заклепок с го — ;овками размером’ D = 5 мм, h = I мм. Кроме того, на 15% и 60% хорды стоят заклепки с головками размером D = 6,8 мм, h — 1,35 мм. Шаг мелких заклепок 25 мм, крупных 20 мм. Следовательно, на 1 м размаха приходится всего на каждой поверхности крыла 200 больших заклепок и 800 милых. Re, подсчитанное по средней хорде, равно 16 — 106.

Определим, как меняется но хорде величина В==( х )lRe* (1~Р)

для малых заклепок и одновременно подсчитаем ее значение для больших заклепок, расположенных на 15 и 60% хорды. Под­счеты произведем для значений —, равных 0,05; 0,15; 0,35;

ь

2 2

0,60; 0,95, и сведем их в табл. 29. При подсчетах? и Re^5 пользуемся графиками фиг. 166 и 187.

і

X Ь	.Rex 10в	2 Re,35	ЗаклеЛої	h ж’103	(т)1	Поверхность	1 — р	В
0.05	‘ 0,8	2,18	Малые	11,0	0,275	Верхняя	1,2	0,72
						Нижняя	1,2	0,72
0,15	2.4	2;34	Большие	5,0	0,220	Верхняя	1,55	0,80
						Нижняя	1,15	0,60
			Малые	3,6	0,198	Верхняя	1,55	0,72
						Нижняя	1,15	0,53
€,35	5,6	2,44	Малые	1,59	0,158	Верхняя	1,52	0,58
						Нижняя	1,08	0,42
0,60	9,6	2,5	Большие	1,25	0,157	Верхняя	1,22	0,48
						Нижняя	1,08	0,42
			Малые	0,92	0,134	Верхняя	1,22	0,41
						Нижняя	1,08	0,36
€.95	15,2	25,6	Малые	0,59	0,117	Верхняя	0,90	0,23
						Нижняя	0,90	0,23

Таблица 29

Подсчет В —

2 2 Л 7/?eK35(l-p)Jcp для крыла истребителя

Изменение величины В по хорде показано на фиг. 2Ш от­дельно для верхней и нижней поверхностей крыла. На этой же Ьигуре дано изменение В для крыла с таким же расположением заклепок, но с профилем NACA 2211.

По фиг. 201 получаем, что Вср для всего крыла равно 0,445. В итоге

= Дсх з больш + Ux з иал — — l’56 :^001352 100 X

X (0,80 + 0,60 + 0,48 4- 0,42) + 1,56 . 1600 ■ 0′,445 — 0,00037 +

+ 0,00062 = 0,000992 *« 0,001.

Фиг. 201. Изменение по хорде крыльев с профилями ЦАГИ В — 12% 2 2 и NACA 2211 величины В= 7 Rc^ (1 — р).

Приближенный способ учета сопротивления, вызванного неровностями. Часто при аэродинамическом расчете проектируе­мого самолета нет данных, позволяющих рассчитать добавочное сопротивление, вызванное неровностями, при помощи формул, приведенных в табл. 28. В этом случае допустимо воспользо­ваться для учета добавочного сопротивления следующими сред­ними коэфициентами, выведенными на основе экспериментальных данных, подробно изложенных выше.

Бели поверхность крыла не предполагается шпаклевать и безукоризненно отделывать, то схр подсчитывается в предполо­жении наличия полностью турбулентного пограничного слоя.

Для учета сопротивления ог головок заклепок при заклепках, стоящих по всей поверхности крыла, добавляется Ac. rs =0,00100, при заклепках, стоящих на 80% поверхности, 1с(3 =0,00070, а при заклепках, стоящих на 60% поверхности, Дс. ї3 =0,00045.

Если листы обшивки положены внахлест,- то для учета со­противления, вызванного соединениями и неправильностями при заводской постройке и при сплошной шероховатости,, следует до­бавить к сгр крыла 1сX „еР =0,0012—0,0016.

Большая цифра получена из обработки результатов испыта­ния самолета Нортроп (см. табл. 27) при подсчете Асх 3.

Если листы обшивки соединены впритык и крыло не обладает заметной волнистостью и нет грубой окраски, то значение Лсхнер 1 можно понизить до 0,0005—0,0006.

Если поверхность фюзеляжа и моторных гондол самолета не •прошпаклевана и rfe отделана, то при подсчете слф величину С/т следует увеличить для учета головок заклепок на Ас/3 — -0,0005—0,0006, для ‘ учета соединений листов и неровностей, возникших при постройке, на ЛС/ нер =0,00015—-0,00020.

При полотняной обшивке крыла пограничный слой следует считать целиком турбулентным и увеличить схр на &сгр «ер — -■=0,0005—0,0010. При подсчете сх фюзеляжа с полотняным покрытием с/ т следует увеличить на Дс/нер -=0,0003—0,0006.

В работе автора «Выбор основных размеров и аэродинами­ческий расчет самолета» [71] были, даны поправочные коэфи — циенты, несколько отличающиеся от приведенных выше. Послед­нее объясняется, с одной стороны, уточнениями на основе новых экспериментальных данных, с другой стороны, тем, что поправоч­ные коэфипиенты, естественно, связаны с методом расчета схр гладкого крыла, который в