В некоторых случаях комбинация крыла с фюзеляжем может иметь не большее, а даже меньшее лобовое сопротивление при больших числах, чем лобовое сопротивление крыла, взятого в отдельности. Такой случай приведен, из которой видно, что при среднем расположении крыла и при числах, больших М=0,75, фюзеляж с крылом имеет меньшее лобовое сопротивление, чем изолированное крыло. В то же время в случае низкого расположения крыла сопротивление комбинации превышает сопротивление изолированного крыла. Объясняется это, х одной стороны, более благоприятной интерференцией крыла и фюзеляжа в схеме среднеплана, а с другой стороны, тем, что центральная часть стреловидного крыла, как уже было упомянуто, работает практически как нестреловидное крыло и, следовательно, имеет меньшее значение числа, чем наружная часть крыла, и большее лобовое сопротивление при числах М, превышающих критическое. Фюзеляж, заполняя центральную часть крыла, ослабляет этот дефект стреловидного крыла при условии минимальной интерференции; в результате лобовое сопротивление комбинации при фюзеляжа оказывается меньше сопротивления изолированного крыла.
|
Интерференция (взаимное влияние) фюзеляжа, гондол двигателей и крыла складывается из двух частей. С одной стороны,-часть площади крыла, занятая гондолами двигателей и фюзеляжем, не участвует в обтекании; это обстоятельство понижает лобовое сопротивление комбинации (крыло + фюзеляж + гондолы двигателей) по сравнению с суммой их сопротивлений. С другой стороны, условия обтекания на стыке поверхностей крыла и фюзеляжа (гондол двигателей) ухудшаются вследствие наложения полей скоростей, создаваемых крылом и фюзеляжем (гондолами двигателей), и вследствие утолщения пограничного слоя в этих местах и тенденций к отрыву потока. Это приводит к увеличению лобового сопротивления комбинации (крыло + фюзеляж + гондолы двигателей) по) сравнению с суммой их лобовых сопротивлений. Явления, связанные с интерференцией крыла и фюзеляжа, а также крыла и гондол двигателей, вообще говоря, сложны и многообразны, и анализ их в настоящее время трудно облечь в точные математические формы.
При расчете коэффициента фюзеляжа пограничный слой фюзеляжа принимают обычно полностью турбулентным, так как надстройки в передней части фюзеляжа, обычно применяемые обводы фюзеляжа и, в случае самолетов с одним двигателем и с воздушными винтами — обдувка фюзеляжа струей винта значительно сокращают протяженность участка, занятого ламинарным пограничным слоем, поэтому практически его можно считать равным нулю. Конечно, если применяются специальные «ламинаризированные» фюзеляжи, форма обводов которых обеспечивает наличие существенного участка ламинарного пограничного слоя, излагаемый метод расчета неприменим; в этом случае такого фюзеляжа следует определять путем специального расчета, который в учебнике не приводится. При заданной площади миделя фюзеляжа и при увеличении его длины смоченная поверхность фюзеляжа будет возрастать приблизительно пропорционально длине фюзеляжа, как это видно из формулы. Хотя коэффициенты будут несколько уменьшаться с возрастанием .длины фюзеляжа, но если удлинение фюзеляжа превышает это уменьшение не может компенсировать увеличение смоченной поверхности.
|
При полете со скоростью давление на поверхности скользящей крыла бесконечного размаха получается соответствующим меньшей так называемой эффективной скорости. Критическое число у скользящего крыла получается поэтому большим, чем у прямого крыла при одинаковом угле атаки; волновой кризис на скользящем крыле получается при большем числе набегающего потока, а волновое сопротивление получается меньшим. Стреловидное крыло в значительной мере работает в условиях, близких к условиям скользящего крыла; эти условия заметно нарушаются, только у середины и у концов крыла («серединный» и «концевой» эффект на стреловидном крыле). В первом приближении часть коэффициента волнового сопротивления, непосредственно не зависящую от су, можно определять по формуле, построенной в предположении», что одна часть стреловидного крыла работает как скользящее крыло, а другая — как прямое крыло. Коэффициент— коэффициент волнового сопротивления той части крыла, которая условно принимается работающей как прямое крыло, определяют для фактического числа М полета, для действительного значения су и для относительной толщины профиля с в сечении, параллельном плоскости симметрии.
Понятие эквивалентного крыла вводится для упрощения расчета и устранения необходимости производить расчет для нескольких сечений крыла с последующим интегрированием для определения среднего по всему крылу значения коэффициента профильного сопротивления. Полную величину коэффициента лобового сопротивления крыла можно получить, если сложить коэффициент волнового сопротивления и коэффициент профильного сопротивления, учитывающий сопротивление трения и сопротивление давления (без волнового сопротивления). Для дозвуковых скоростей полета следует учесть еще коэффициент индуктивного сопротивления, определяемый по правилам, изложенным выше; для сверхзвуковых скоростей полета индуктивное сопротивление прямого крыла невелико и в первом приближении его можно не учитывать. При полете на закритических, числах М волновое сопротивление значительно превышает (если только числа не слишком велики) профильное сопротивление.
|
|