СКОРОСТИ ПОЛЕТА

Построение поляры Лилиенталя. В предыдущих главах доы

изложили метод расчета сопротивления основных частей кон­струкции самолета. Если, кроме крыла, фюзеляжа, моторных гон­дол и оперения, у самолета в потоке находится шасси или его часть, например, не вполне убранные колеса, костыль, стойки, проволоки антенны и пр., то сопротивление этих деталей должно быть определено по данным сх, помещенным в справочниках [44, 135, 136]. У современных самолетов таких элементов конструк­ции бывает обычно мало.

Труднее избежать добавочных небольших сопротивлений, вы­зываемых:

1) уступами їв местах смотровых люков, в стыках капота мо­тора, в рамках фонарей и колпаков турелей;

2) наличием небольших щелей и уступов под крылом и фю­зеляжем у подкосов и колес убранного шасси и шарнира щитка;

3) наличием протока и циркулирования воздуха внутри кон­струкции самолета;

4) отдельными частями вооружения и оборудования (стволы пулеметов, кодовые огни, приемники гироскопических и других приборов и пр.).

Этот список источников сопротивлений можно было бы еше продолжить. Особенностью почти всех перечисленных выше эле­ментов сопротивления является то, что они не поддаются расчету и их величину можно найти, лишь определив разность между с, сам, подсчитанным изложенным выше методом, и с, полученным пу­тем обратного пересчета на основании замеренной максимальной скорости полета.

Расчеты, сделанные автором, показывают, что для учета ука­занных выше местных сопротивлений суммарное сопротивление самолета за исключением индуктивного должно быть увеличено на 4—8°/о. Такой результат получился для лучших самолетов. При небрежном выполнении фонарей, капотов, наличии больших щелей, плохой подгонке убранного шасси, отсосе щитков-за — кріьглков и пр. сопротивление может очень резко возрасти.

В частности, автору известны случаи, когда в процессе серий­ного производства самолета козфициент В, учитывающий увеличе­ние сопротивления самолета, из-за наличия упомянутых выше мелких сопротивлений повышался от 1,08 до 1,30 без сколько — нибудь существенных изменений конструкции самолета, только вследствие появления многочисленных мелких добавочных источ­ников сопротивлений.

Именно этим во многих случаях и объясняется понижение летных данных серийных самолетов по сравнению с опытны­ми £162].

Подсчитав сх отдельных элементов конструкции самолета ме­тодом, изложенным в главах II—V, мы можем написать выраже­ние для сх всего самолета:

Глс-=с*і + я[ )+—s— +-^Й-+-4 (88)

В этом выражении В = 1,04—1,08 учитывает увеличение сопро­тивления самолета из-за наличия упомянутых мелких сопротивле­ний. Козфициент й,1НТ дает потери на интерференции крыла с фю­зеляжем. Влияние шероховатости, головок заклепок, сжимаемости ДОЛЖНО быть учтено при подсчете Crp, Cr оп, сх ф ит. д.

При определении сопротивления всех основных элементов кон­струкции самолета схема расчета одинакова. По Re и положению точки перехода находится трение плоской пластинки, затем опре­деляется переходный козфициент Л и находится интересуюи|ее нас сопротивление. Следовательно, весьма существенным элемен­том расчета является величина Re.

Обымно бывает необходимо определить схсяя не для одного угла атаки, а для нескольких углов, каждому же углу атаки, как известно, соответствует своя скорость полета.

Так как для заданной высоты полета в стандартной атмосфере Re зависит только от скорости, то очевидно, что при изменении угла атаки Re меняется пропорционально значению

(89)

1-е. Re при увеличении су заметно падает.

Отсюда следует, что в выражении (88) при изменении угла ■гаки меняется не только cxi, но также значение всех коэфиииен — тов сопротивлений, поскольку их основная часть является сопро­тивлением трения, зависящим от величины Re. Изложим вначале более громоздкий, но вместе с тем точный расчет, а затем приве­дем возможные его упрощения.

1. Пользуясь приближенным способом расчета V,.™*,данным в приложении III (см. также [167]), определяем ожидаемую макси­мальную скорость полета на высбтР, равной высотности мотора

г ичение этой высотности под действием скоростного над — У®^деленное по фиг. 217, с учетом оговорок, сделанных

главе v ВЫСОТу полета, ^тах и нагрузку на крыло самолета, соответствующий режиму полета на Vmax. Задаемся ^ феделяе(Я значениями большими су режима Птах, и по форму. Л-Р-ределием скорость полета, соответствующую им.

3 Нах/Дим сРеднис геометрические хорды участков крыла, К * х оси в потоке от винта и лежащего вне потока, средние Ч—изонтального и вертикального оперения, длину фюзеля­жі; ðРмоторной гондолы. Зная высоту полета, эти длины и С|Г’ ^^ни^’юлета при разных су, определяем числа Рейнольдса пе — °СТИ J, ix — выше частей конструкции в полете при разных зка — ^ниях с

ДействИЯ Удобно Свести в табл. 32.

Определение Re частей конструкции самолета

ов потоке от

Кры/

винта 0 вне 1ТОхока Кры.;.а

от вниюнтальное РорИде

ТОЧКИ ^ . ——————- •* ** . ^Противления &Сжр9 [Вызванный увеличением Су ср всего

Ре”ие. ляж Фюэ’рная гондола Моте

Способ подсчета Асхр изложен в главе II. Если расчет ведется для крыла скоростного самолета, то снижение скорости приведет к уменьшению поправки на влияние сжимаемости.

5. Для Re, соответствующих тем же Су, определяем сх опере­ния, фюзеляжа, гондол.

При этих расчетам учитывается только влияние Re на с/, влия­ние же увеличения угла атаки и интерференция в расчет не вво­дятся.

6. Определяем сопротивление радиаторов, систем всасывания я выхлопа в предположении работы мотора на полном газу и из­менения скорости полета соответственно Су.

7. Имея поляру модели (излагаемый метод расчета сх для не­скольких Су целесообразно делать лишь при наличии результатов испытания модели самолета), проводим параболу индуктивного сопротивления

Cxi — находим сх min модели и для интересующих нас су определяем разность

АСХ мод == Сх мод Сх min мод-

Эта разность включает в себя Асхр крыла, влияние на cxi фю­зеляжа и моторных гондол и, наконец, увеличение сх фюзеляжа и гондол вследствие возрастания а. Так как Асхр «рыла было уже определено с учетом изменения Re, нам необходимо из Асг мод вычесть Асхр крыла модели. С этой целью для Re при испытании модели и ее cv тлк находим из фиг. ПО значение Аг, рМ0Д и вычитаем последнее из Ас,. моя. Таким образом суммарная поправка при пере­ходе «а большие Су будет равна:

су opt

Су max Су opt

а следовательно, меньше и Асхр.

В итоге для режима VmiX сх саы нужно подсчитывать по формуле (88), а для больших су —но формуле:

к 9 ,1ннт*^кр,

м ——А— $ + В [с*р(1 — с S 1 “— £ Ь * ‘ Д^.гр МОД Сх МОД Сх fain мод-

и нр. при переходе к большим £> несколько увеличиваются вслед­ствие увеличения с/ при уменьшении Re, но зато, как мы указы­вали, разность ^схр — Асхр мод, если только модель испытывалась при Re порядка 1-Ю®—2*10® (считая. по хорде крыла), имеет отри­цательный знак. В итоге, если мы пренебрежем, с одной стороны, увеличением сопротивления вследствие роста С/. с другой, — вы­бросим члены Асхр и Дсхр МОД* ТО ошибка в сумме будет невелика. Это вполне подтверждается вы­полненными расчетами. Так, ав­тор получил [137], что для двух­моторного самолета с современ­ными аэродинамическими форма­ми, у которого сопротивление трения составляет 60—70% всего сопротивления, переход к су =0,8 без учета уменьшения Re зани­жает схслх на 3,1%, отбрасыва­ние же Дс^—Дс^мод преувеличи­вает схсг,* на‘ 6.4%. В общем при таком относительно большом су * Сх ошибка в схейи в сторону его пре — увеличения равна всего лишь Фиг. 229. Схема построения расчет — 3,3%. • ной поляры. Принимая во внимание, что Су =0,8 во многих случаях даже превосходит Су, характерный для полета на наибольшую дальность, и соответствует такой скорости, на которой в горизонтальном по­лете не летают,’мы можем считать ошибку в сх сам величиной не только в 3, но даже в 5—6% вполне лрецебрежимой. Пренебре­гая влиянием Re на сопротивление при увеличении су, можно ограничиться расчетом коэфицивнтов сопротивления по форму­ле ‘(88). Отбросив жеДс^,—Дс^ыод ври наличии поляры модели, по­луденной в аэродинамической трубе, и подсчитав схсаы при су, соот­ветствующем Ушях, мы вправе провести через точку этого О <■»« на — ■ шу расчетную поляру эквидистантно поляре модели (фиг. 229) до Су — 0,8—0,9. Если испытание модели в аэродинамической трубе не прово­дилось, то расчет поляры следует вести по формуле:

Коэфициент А перехода к Кф берется в зависимости от числа моторов и Су из фиг. 208. схр, схф, сх оп, ехт% лр. подсчитываются для режима Vmnx. Такое упрощение мы делаем їв силу’того, что значение переходного коэфициента А было ‘получено из обработки поляр моделей, испытанных при Re= 1 • 10е—2 • 10°, а следователь­но, все приведенные выше рассуждения о противоположных зна­ках ошибок остаются в силе.

Если бы мы располагали полярой модели, полученной не при Re, меньшем 2 • 10е, а при Re порядка 6 • 10е—8-10®, или значения­ми А, взятыми из обработки таких поляр, то предлагаемый метод расчета давал бы заниженные значения сх так как величина Асхр—Дс^мод имела бы не отрицательный, а для некоторых су даже положительный знак [138]. Поэтому, в частности, мы не должны класть в основу построения поляры самолета Поляру Крыла по испытаниям его в трубе переменной плотности NACA при Reэф = ‘=8,2*10®. Такая поляра при больших су будет давать явно зани­женные значення схсаи.

Следует вместе* с тем заметить, что величина А может коле­баться в зависимости от целого ряда причин (интерференция кры­ла с фюзеляжем, Су фюзеляжа, су оперения, сопротивление кры­ла и фюзеляжа). В частности, как вытекает из фиг. 203 и 203а, А у одномоторных самолетов в натуру оказалось несколько ниже его значения для модели одномоторного самолета. Правда, если взять среднее,4 из кривых фиг. 203, а, то при наивыгоднейшем’ угле атаки сх сач будет больше, чем при А, взятом из фит. 203 для модели не более, чем на 2—3%.

Поляра, построенная излаженным способом, вполне пригодна для расчета Уалх, но. при полете с малой скоростью на полной мощности мотора (подъем на полном газу, крутые виражи, взлет) ее следует исправить путем введения в су поправки на влияние обдувки винта [139] и внести добавочное сопротивление от пол­ностью открытых выходных отверстий. туннелей радиаторов или капота мотора. На этом вопросе мы останавливаться не будем, так как он выходит за рамки настоящей книги.

Мы изложили способ построения расчетной поляры для одной высоты полета. Возникает вопрос, не нужно ли ее перестраивать при значительном измерении высоты полета.

На этот вопрос — следует ответить отрицательно. При постоян­ном Су увеличение высоты сопровождается уменьшением р и уве­личением скорости полета. Ввиду этого уменьшение -— частично

компенсируется увеличением V.

Если посмотреть, как меняется Re самолета на режиме при различных высотах, то окажется, что при переходе от Утлх У земли к Ушах на расчетной высоте мотора Re увеличивается очень

немного, так как хотя — и уменьшается, но зйто возрастает Утях-

V

Заметное уменьшение Re происходит на режиме Vmpx на высотах, больших расчетной высоты мотора, так как при этом самолет на-

чинает лететь на. больших су и — Re уменьшается из-за уменьшения скорости и уменьшения плотности. Однако переход на большие су приводит к тому, что основным видом сопротивления становится с„. и ошибка в правильном учете сопротивления трения не так за­метно влияет на значение етсоы.

ЕСЛИ ВаЖНО ПОЛУЧИТЬ ВОЗМОЖНО ТОЧНОе Значение Схпм на •вблизи от потолка, то придется сделать полный расчет сх сам с учетом уменьшения значений Re. Такой расчет целесообразно де­лать только при наличии поляры, полученной из испытания моде­ли, для правильного определения разности &сх/1 — мод.

Расчет максимальной скорости полета. Имея расчетную по­ляру, дальнейшее определение максимальной скорости полета можно выполнить одним из общепринятых методов: мощностей, тяг, логарифмическим.

2 • 75/V„ (I ~ я*охл)’’l

Как мы указывали выше, если при аэродинамическом расчете еще нет данных для расчета радиатора и -систем всасывания и вы­хлопа, то допустимо потери на охлаждение учитывать снижением мощности мотора, вводя в расчет Л/„(1 —п£0хл)- При этом кохл сле­дует брать из фиг. 214. Тогда ттри винте изменяемого в — полете шага, обеспечивающем снятие с мотора полной мощности, Кшах можно определить по формуле:

сх сам в этом выражении подсчитывается по формуле (91), г берет­ся из расчета винта, Рд—по высотности мотора с учетом скорост­ного наддува.

Если потери на всасывании A/Vnr и выигрыш на выхлопе ^/VBUXJI подсчитать можно, то Ртах определяется по формуле

3 Го 7г кг Ґ 1 ь bNjSC + ^^ВЫХЛ

_ I/ 2 • 75Л/Нг] (^ 1 — ак0хп — ]ум1) )

. — Жг — я

‘ Рнсх сам *

Пример — расчета Ршах двух самолетов и форма, в которую удоб­но свести расчет, приведены в приложении IV.

Ряд расчетов Ртах современных самолетов, проведенных авто­ром методом, изложенным в настоящей книге, а также расчеты Ршах пяти немецких самолетов, выполненные инж. И. И. Машке — вич-е-мі, ни разу не дали ошибки в У™»*, превышающей +3%. В боль­шинстве случаев — ошибка была меньше.

Конспективно последовательность расчетов без их обоснова­ния изложена автором — — в работе «Расчет поляры Лилиенталя само­лета» [160].

Пользуясь изложенными в настоящей книге методами расчета Сх, удобно также проводить анализ лобового сопротивления уже построенного самолета.