WWW.DOC.KNIGI-X.RU
БЕСПЛАТНАЯ  ИНТЕРНЕТ  БИБЛИОТЕКА - Различные документы
 

«УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XLIV 2013 №3 УДК 629.735.33.015.3.025.73.016.82 ИНЖЕНЕРНЫЙ МЕТОД ПЕРЕСЧЕТА МАКСИМАЛЬНОГО КОЭФФИЦИЕНТА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ МОДЕЛЕЙ НА НАТУРНЫЕ УСЛОВИЯ ПОЛЕТА Г. А. ФЕДОРЕНКО ...»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

Том XLIV 2013 №3

УДК 629.735.33.015.3.025.73.016.82

ИНЖЕНЕРНЫЙ МЕТОД ПЕРЕСЧЕТА

МАКСИМАЛЬНОГО КОЭФФИЦИЕНТА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ

МОДЕЛЕЙ НА НАТУРНЫЕ УСЛОВИЯ ПОЛЕТА

Г. А. ФЕДОРЕНКО Выполнен анализ экспериментальных исследований моделей несущих поверхностей — профилей, полукрыльев, компоновок самолетов, в аэродинамических трубах (АДТ) по влиянию числа Рейнольдса, начальной степени турбулентности потока и шероховатости поверхности моделей на величину коэффициента максимальной подъемной силы — c y a max. Показано, что в натурных условия полета коэффициент максимальной подъемной силы самолета, с одной стороны, не может превысить максимального предельного значения c y a max, полученного на аэродинамически гладкой модели в АДТ, а с другой — не может быть меньше минимального предельного значения c y a max(min), полученного при обтекании модели полностью турбулентным пограничным слоем. Приводится методика пересчета c y a max моделей на натурные условия полета.

Ключевые слова: максимальный коэффициент подъемной силы, влияние числа Рейнольдса, степень турбулентности внешнего потока, шероховатость поверхности модели, пересчет на натурные условия.

ВВЕДЕНИЕ Наряду с основными аэродинамическими критериями подобия — числами Маха и Рейнольдса, существуют и другие безразмерные параметры, такие как начальная степень турбулентности набегающего потока в аэродинамической трубе (АДТ) и относительная шероховатость модели hш = hш l (где hш — высота бугорков шероховатости, l — характерный размер обтекаемой поверхности), которые могут в определенных условиях играть роль критериев.



В обычных АДТ исследования моделей проводятся при числах Rе, существенно меньше натурных (за исключением труб переменного давления и натурных) в потоке с турбулентностью, на порядок ( ) превышающую атмосферную АДТ 0.4—0.6%, атм 0.02—0.05%, на моделях с существенно более гладкой по сравнению с самолетами ( hш мод 5—6 мкм, hш с-та 50). Различие этих параповерхностью метров влияет на величину расхождений аэродинамических характеристик (АДХ) модели в АДТ и самоле

–  –  –

вует на состояние пограничного слоя модели, изменяя положение линии перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный [1].

При безотрывном обтекании тел ламинарно-турбулентный переход (ЛТП) практически не оказывает влияния на распределение давления по поверхности тела, а, следовательно, на величину производной c (при = 0) и угол атаки при нулевой подъемной силе 0 (при c ya = 0).

ya Однако при сравнительно небольших углах атаки и, особенно, при малых числах Re ламинарный пограничный слой отрывается. С увеличением угла атаки изменяются размеры и положение зон отрыва на обтекаемой поверхности, что кардинальным образом влияет на распределение давления по поверхности обтекаемого тела и его АДХ. Это в конечном итоге оказывает определяющее влияние на величину расхождения не только АДХ самолета и его геометрически подобных моделей, но и на величину расхождения АДХ моделей самолета, испытываемых в разных АДТ.

При испытаниях моделей в АДТ критерий подобия по числу М удовлетворяется всегда.

Удовлетворить двум основным критериям подобия — числам М и Re, удается в ограниченной области режимов полета (М, Н ) в АДТ с переменной плотностью воздуха или в натурных АДТ (например, на взлетно-посадочных режимах). Одновременное моделирование по трем критериям подобия — числам М, Rе и степени турбулентности, также в ограниченной области режимов полета (М, Н ), возможно, например, в криогенных АДТ: европейской трансзвуковой аэродинамической трубе (ETW — European Transonic Wind-Tunnel) и национальной трансзвуковой аэродинамической трубе США (NTF — National Transonic Facility).

Что касается параметра шероховатости, то, за исключением некоторых крупных надстроек, моделирование состояния внешней поверхности самолетов на моделях (кроме испытаний натурных ЛА) невозможно из-за малости самих неровностей и масштаба моделей. Кроме того, такое моделирование не оправдано методически, поскольку состояние пограничного слоя (ламинарный, смешанный, турбулентный) и его относительные параметры на моделях и на самолете существенно отличаются.

Таким образом, даже в наиболее современных АДТ возможно лишь частичное моделирование условий полета и состояния поверхности натурного летательного аппарата.

Для устранения расхождений и создания единой базы АДХ самолета постоянно разрабатываются и совершенствуются методы пересчета АДХ, полученных при испытаниях моделей в условиях АДТ и приведенных к условиям безграничного потока, на натурные условия полета. Например, в [2] рассматривается влияние отличий чисел Rе в АДТ и в полете на АДХ пассажирских самолетов.

В данной работе на основе анализа и обобщения имеющихся экспериментальных материалов приводится инженерный метод пересчета максимального коэффициента подъемной силы c y a max, полученного при испытаниях моделей летательных аппаратов в АДТ, на натурные условия полета с учетом различий чисел Rе, внешней турбулентности потока и шероховатости поверхности модели и ЛА.

–  –  –

чении числа Rе (в данном примере 2 106 ) линия отрыва ламинарного пограничного слоя сливается с линией перехода в носовой части профиля, восстанавливается безотрывное обтекание верхней поверхности профиля до бльших углов атаки, а величины c y a max, кр и производная c a достигают наибольших значений. Поскольку при этом вся верхняя поверхность профиля обy текается турбулентным пограничным слоем, а положение отрыва на задней кромке практически не изменяется с дальнейшим ростом Re, то величины c y a max, кр и производная c a также пеy рестают зависеть от Rе при его увеличении (рис. 2).

Аналогичный характер экспериментальных зависимостей c y a max ( Re ) наблюдается для моделей профилей, крыльев и самолетов, например:

а) симметричных профилей NACA с относительными толщинами c = 9—18% [6] и несимметричных профилей NACA-631-12, NACA-641-12 с относительной толщиной 12% и кривизной 1.5% [8] (рис. 3);

б) симметричного профиля «D» с относительной толщиной c = 10% [7] и полукрыла ( пк = 30°; = 3.8 ) с этим же профилем, которое испытывалось на стенке АДТ S2 (Франция) [9] (рис. 4);

в) модели маневренного самолета ( c = 5% ) с отклоняемыми носками крыла (рис. 5).

Экспериментальные материалы (исключая рис. 3, а) представлены в относительных величинах c y a max ( Re ) = c y a max c y a max. Здесь c y a max — предельное значение максимального коэффициента подъемной силы, достигнутое в зависимости c y a max ( Re ).

–  –  –

Рис. 5. Влияние числа Re на c y a max модели маневренного самолета с отклоненными носками Приведенные данные показывают, что относительная кривизна профиля, переход от профиля к полукрылу (с удлинением 3.8 и стреловидностью передней кромки 30°) и отклонение носков на крыле модели маневренного самолета на 20° оказывают весьма слабое влияния на величину числа Re, при котором достигается предельное значение c y a max.

Следует отметить, что после достижения предельного значения c y a max при числе Re Re (разном для разных моделей, условий испытаний и поддерживающих устройств в АДТ) дальнейшее увеличение числа Рейнольдса до определенного значения Re не приводит к изменению величины c y a max. Однако при Re Re, как будет показано ниже, c y a max уменьшается вследствие влияния шероховатости. В некоторых случаях, зависящих от сочетания чисел Rе, степени турбулентности и относительной шероховатости поверхности модели hш, диапазон чисел Re —Re с постоянным значением c y a max может отсутствовать, т. е. Re Re, а величина c y a max начинает уменьшаться сразу после достижения Re.

Из приведенных экспериментальных материалов следует, что при характерных для обычных АДТ значениях турбулентности потока ( 0.3—0.4% ) и качестве отделки поверхности моделей (hш = 5— 6 мкм) с профилями умеренной относительной толщины и кривизны c 10—12% и f 0.02 предельные значения c y a max достигаются в диапазоне чисел Re = ( 2 3) 106.

1.2. ВЛИЯНИЕ НАЧАЛЬНОЙ ТУРБУЛЕНТНОСТИ В АДТ

И ШЕРОХОВАТОСТИ ПОВЕРХНОСТИ МОДЕЛИ





Увеличение степени турбулентности и шероховатости поверхности моделей способствуют турбулизации пограничного слоя, и качественно их влияние будет таким же, как и при увеличении числа Rе.

Влияние начальной турбулентности потока в АДТ. Утверждение о том, что влияние уровня турбулентности внешнего потока на ламинарно-турбулентный переход (ЛТП) аналогично влиянию числа Rе, базируется на известных экспериментальных зависимостях числа Рейнольдса пеот степени турбулентности потока и от числа Re при обтекании плоской пларехода Re x пер стины [10, 11]. Естественно, что для несущих поверхностей зависимость Re x пер от и от Reb будет количественно отличаться от аналогичной зависимости для плоской пластины.

В дальнейшем для анализа будет использован вывод, основанный на результатах исследований Е. У. Репика и Е. П. Соседко [12, 13]: степень турбулентности внешнего потока не приводит к увеличению коэффициента сопротивления турбулентного трения обтекаемой поверхности, если 4.7%.

Отсюда следует, что в условиях эксперимента в АДТ ( 0.6% ) степень турбулентности потока, приводя к преждевременному ЛТП, не увеличивает коэффициент сопротивления турбулентного трения по сравнению с турбулентным трением аэродинамически гладкой поверхности.

Влияние шероховатости поверхности. Шероховатость обтекаемой поверхности оказывает влияние на преждевременный переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный, если высота ее бугорков превышает некоторое допустимое значение, зависящее от числа Rе. При этом в отличие от степени турбулентности потока, шероховатость приводит к увеличению коэффициента сопротивления турбулентного трения и, следовательно, к более интенсивному росту толщины пограничного слоя, отрыву потока при меньших углах атаки и в конечном итоге изменению несущих свойств и сопротивления обтекаемых тел.

Влияние шероховатости зависит не только от ее высоты, но и от ряда других геометрических параметров, таких как размеры и форма бугорков неровностей, плотности и равномерности их распределения, места расположения на обтекаемой поверхности (на носовой или хвостовой части, по всей поверхности) и т. д.

В работе [4] приведены материалы совместного влияния числа Rе и шероховатости на c y a max симметричного профиля NACA 63-006 с относительной толщиной c = 0.06 и профиля ЦАГИ СР-16-12 с относительной толщиной c = 0.12 и кривизной f = 2.5%. Модель с геометрическим удлинением г = 1 имела большие концевые шайбы для увеличения эффективного удлиэфф 2.4). Равномерно распределенная шероховатость с высотой бугорков hш от 6 нения до 300 мкм наносилась на носовую часть профиля на длине от нуля до 10% хорды. Исследования проводились в АДТ Т-106 ЦАГИ на ленточной подвеске в диапазоне чисел ReТ-106 = (1.6 13) 106. Начальная степень турбулентности потока в АДТ = 0.32—0.4.

Несущие свойства профиля ЦАГИ СР-16-12, начиная с малых величин шероховатости (при Rе = const), снижаются, а с увеличением числа Rе (при hш = const) — увеличиваются, причем при некотором числе Re Re величина c y a max остается постоянной, зависит не от Rе, а только от степени шероховатости (рис. 6).

( c = 0.06 ) На симметричном профиле NACA 63-006 с малой относительной толщиной влияние шероховатости на c y a max проявляется по-разному в зависимости от числа Rе.

При относительно небольших числах Re = 2.35 106 на передней кромке гладкого тонкого профиля ( hш 6 мкм ) происходит ламинарный отрыв пограничного слоя, а шероховатость на передней кромке приводит к его турбулизации, уменьшению интенсивности отрыва и увеличению c y a max. При больших числах Re = 9.4 106 максимальные значения c y a max достигаются на гладком профиле, так как при этих числах Re пограничный слой более тонкий, и даже небольшая шероховатость приводит не только к турбулизации пограничного слоя, но и к более раннему отрыву и снижению c y a max (рис. 7).

–  –  –

Отсюда следует, что при больших числах Re существует допустимая величина шероховатости, зависящая от числа Re, которая не оказывает влияния на зависимость c y a max ( Re ), в том числе и на величину наибольшего предельного коэффициента максимальной подъемной силы при Re = Re. С увеличением шероховатости обтекаемой поверхности уменьшение c y a max ( Re ) начинается со сравнительно малых величин шероховатости и продолжается до определенного значения hш, после чего изменения величины приращений c y a max практически не изменяются (рис. 8). Отсюда следует существование наименьшего предельного значения c y a max (min), которое достигается при полной турбулизации потока при достаточно большой шероховатости и не зависит от числа Re. В данном примере испытаний моделей в АДТ эта величина составляет hш 80—100 микрон.

Из-за отсутствия подробных экспериментальных данных анализ по влиянию шероховатости на величину критического угла атаки кр не проводился. Из рассмотренных материалов испытаний [3, 4] следует, что при больших числах Re увеличение шероховатости до 80—100 мкм сопровождается уменьшением критического угла атаки на 2—3°. При дальнейшем увеличении шероховатости кр остается постоянным.

Такое же влияние шероховатости на c y max этого же профиля NACA 63-006 (закрепленного на стенках АДТ, эфф 164, г = 1.5) получено в малотурбулентной аэродинамической трубе ТДТ США НИЦ им. Лэнгли [4] при = 0.02—0.1% и в ~2.5 раза больших числах ReТДТ = 6 106 и 25 106 по сравнению с испытаниями в АДТ Т-106 (см. рис. 8).

Из приведенных данных следует, что величина предельного значения c y a max ( Re ) гладкой модели и величина приращений c y a max, связанные с влиянием шероховатости, не зависят от степени турбулентности потока. Однако уменьшение степени турбулентности ведет к существенному увеличению Re, при котором достигается c y a max (рис. 9).

Приведенный анализ позволяет сделать следующие выводы:

при допустимой величине шероховатости снижение уровня внешней турбулентности до натурных значений не влияет на величину максимального предельного значения c y a max ( Re ), однако существенно увеличивает число Re, при котором это предельное значение достигается;

Рис. 9. Влияние начальной турбулентности потока на c y a max профиля NACA 63-006 [3, 4]

при шероховатости, больше допустимой, величина максимального предельного значения c y max уменьшается, не зависит от степени турбулентности потока и от числа Re. При шероховатости, значительно превышающей допустимое значение hш hш доп, величина c y a max достигает минимального предельного значения c y a max ( min ).

В приведенном анализе рассмотрены основные особенности совместного влияния числа Re, начальной степени турбулентности и шероховатости носовой части поверхности hш на АДХ профиля. При обтекании моделей с другими видами шероховатости, плотностью распределения и местом размещения ее на обтекаемой поверхности количественные результаты могут быть несколько другими.

Большие трудности возникают при анализе результатов экспериментальных исследований и попытке выделить влияние рассмотренных параметров подобия в отдельности, если этот анализ требуется провести для чисел Re Re, при которых величина c y max не достигает предельного значения и зависит от сочетания перечисленных параметров подобия.

Для задачи пересчета несущих свойств самолетов на натурные условия (большие числа Re, малая степень турбулентности, обтекание самолета практически полностью турбулентным пограничным слоем) интерес представляют предельные максимальные значения c y a max. В этом случае при испытаниях моделей в диапазоне чисел Re Re влияние шероховатости на естественный переход пограничного слоя и на АДХ можно исключить, обеспечив шероховатость поверхности меньше допустимой, а влиянием турбулентности внешнего потока можно пренебречь, так как величина c y a max не зависит от.. Отсюда вытекают требования к чистоте поверхности моделей и к программе испытаний в АДТ.

1. Для получения c y a max максимальные значения чисел Re при испытаниях моделей в АДТ должны быть не меньше величины Re.

2. В этом диапазоне чисел Re чистота поверхности моделей должна удовлетворять требованиям допустимой шероховатости ( hмод hдоп 1).

1.3. ОЦЕНКА ДОПУСТИМОЙ ВЕЛИЧИНЫ ШЕРОХОВАТОСТИ

Величина бугорков шероховатости, не влияющая на ламинарно-турбулентный переход, значительно больше величины шероховатости, которая не приводит к увеличению турбулентного трения [14, 19]. Другими словами, если шероховатость при заданном числе Re не увеличивает cF сопротивление турбулентного трения аэродинамически гладкой поверхности, т. е. если ш = 1, cF0 то она не влияет и на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Здесь cFш — сопротивление турбулентного трения шероховатой поверхности; cF0 — сопротивление турбулентного трения аэродинамически гладкой поверхности.

Для расчета допустимой величины шероховатости в [15] приведена зависимость, базирующаяся на обработке экспериментальных данных:

–  –  –

на основе которой, при условии cFш cF0 = 1, можно определить допустимую величину шероховатости в зависимости от режима полета самолета или режима испытаний модели в аэродинамических трубах (М и Re):

–  –  –

Более простая для практического использования формула, дающая близкие результаты [16], получена путем степенной аппроксимации коэффициентов сопротивления турбулентного трения аэродинамически гладкой и шероховатой поверхностей:

–  –  –

Здесь эмпирическая формула для сопротивления турбулентного трения шероховатой поверхности соответствует обтеканию пластины на режиме «развитой шероховатости». При

cFш cF0 = 1 можно получить:

–  –  –

Следует также отметить и другое важное обстоятельство: теоретически при Re1 величина допустимой шероховатости стремится к нулю ( hдоп 0 ), т. е. с увеличением числа Re для исключения влияния шероховатости требуется все бльшая чистота поверхности исследуемых моделей.

В соответствии с техническими требованиями ЦАГИ поверхность моделей подвергается шлифовке, обеспечивающей шероховатость, не превышающую 5—6 мкм. Такая шероховатость является допустимой для моделей, испытываемых во всех АДТ ЦАГИ на стандартных режимах, и должна быть уменьшена до ~3 мкм при испытаниях на повышенных числах Re.

В криогенных АДТ ETW (Европа) и NTF (США), где исследования проводятся при весьма больших числах Рейнольдса — до Re 80 106, требуемая высота шероховатости составляет ~1 мкм, что соответствует среднеквадратичной величине неровностей Rq 0.2—0.25 мкм [17, 18]. Чтобы обеспечить такую чистоту, вводится технологическая операция полировки поверхности моделей.

2. ОЦЕНКА ВЕЛИЧИНЫ суа max (Re) В НАТУРНЫХ УСЛОВИЯХ ПОЛЕТА И МЕТОДИКА ПЕРЕСЧЕТА суа max НА НАТУРНЫЕ ЧИСЛА Re Если шероховатость поверхности модели является допустимой в диапазоне трубных чисел Re Re, то при натурных числах, когда Re Re, величина шероховатости превысит допустимую. Это может привести к увеличению коэффициента турбулентного трения и толщины пограничного слоя, преждевременному отрыву и уменьшению предельного коэффициента максимальной подъемной силы ЛА по сравнению с испытаниями модели в АДТ.

Для оценки влияния шероховатости поверхности на предельное значение коэффициента максимальной подъемной силы при Re Re целесообразно рассмотреть материалы экспериментальных исследований [4], приведенных на рис.

7 и 9 в виде:

–  –  –

Так в АДТ ЦАГИ Т-106 hмод 5—6 мкм; Re ( hмод ) (11—9 ) 106. В малотурбулентной АДТ США ТДТ hмод 2 мкм; Re ( hмод ) 25 106. Для рассматриваемых испытаний профиля NACA 63-006 величина Re примерно совпадает с величиной Rе, соответствующей достижению предельного значения коэффициента максимальной подъемной силы, т. е. в данном случае Re Re.

Рис. 10. Влияние шероховатости на c y a max профилей [3, 4, 17] Из рис. 7 следует, что c y a max существенно уменьшается, если шероховатость модели hмод

–  –  –

( ) числа Re, а от величины отношения hмод hдоп Re. Это аналогично влиянию шероховатости на сопротивление турбулентного трения, когда при hш hдоп 1 коэффициент сопротивления турбулентного трения шероховатой пластины зависит не от числа Re, а только от величины относительной шероховатости h l [19].

Если шероховатость модели hмод является допустимой при Re = Re, то отношение

–  –  –

меняется пропорционально ( h l ), следовательно, 1451 6 2.3).

Степень шероховатости внешней поверхности натурного ЛА существенно превышает шероховатость поверхности моделей в АДТ, натурные числа Re значительно больше трубных чисел, а допустимая величина шероховатости меньше. Поэтому отношение hЛА hдоп ( Re ЛА ) будет

–  –  –

рис. 11. С увеличением отношения Re Re величина c y a max сначала увеличивается до предельного значения при Re Re 1, а затем при Re Re 1 уменьшается, асимптотически приближаясь к некоторому минимальному значению.

Из проведенного анализа следует, что величина коэффициента максимальной подъемной силы натурного ЛА, с одной стороны, не может превысить максимального предельного значения c y max, полученного на аэродинамически гладкой модели в АДТ, а с другой — не может быть меньше минимального предельного значения c y max ( min ), полученного на модели с шероховатостью поверхности, превышающей допустимую величину больше, чем в 20—30 раз.

( ) Как следует из материалов обработки экспериментальных данных, величина c y a max cFш cF0 зависит от формы профиля, главным образом, от относительной толщины (см. рис. 10 и 12). Так, тонкому симметричному профилю NACA 63-006 с относительной толщиной 6% соответствует верхняя кривая на рис. 10. Профилю ЦАГИ СР-16-12 и NACA 631-012 с относительной толщиной 12% — нижняя кривая. При cFш cF0 2.5 для профилей с толщиной 12—18% величина c y a max может уменьшиться на ~30—35%.

Проблема состоит в том, что шероховатость натурного ЛА является в общем случае произвольной, а экспериментальные исследования по изучению влияния состояния внешней поверхности на АДХ моделей проводятся с равномерно распределенной шероховатостью, близкой к классической песочной. Для этого используют карборундовые или песчаные зерна различных размеров, закрепленные на тонком слое лака, наждачную бумагу с разной величиной зерен и т. п.

Для применения полученных результатов к расчету c y a max натурных летательных аппаратов необходимо определить такую высоту неровностей классической (песочной) равномерно распределенной шероховатости, которая по своему влиянию на АДХ была бы эквивалентна высоте шероховатости несущей поверхности реального ЛА. Это можно сделать, используя понятие «эквивалентного коэффициента турбулентного трения».

Эквивалентный коэффициент турбулентного трения при натурных числах Re определяется расчетом коэффициента сопротивления турбулентного трения для аэродинамически гладких консолей несущей поверхности ЛА — сF0 конс, с добавлением вредного сопротивления консолей, полученного при обследовании состояния внешней поверхности ЛА (или с использованием статистических данных):

–  –  –

(вредное) сопротивление консолей в натурных условиях полета для заданных высот и чисел М, отнесенное к площади базовой трапеции крыла Sбаз (или к другой площади, принятой в качестве характерной).

С другой стороны, эквивалентный коэффициент турбулентного трения шероховатой поверхности определяется относительной высотой бугорков шероховатости:

–  –  –

где bср — средняя хорда консолей несущей поверхности.

Из приведенного анализа следует простая методика пересчета предельного значения коэффициента максимальной подъемной силы на натурные числа Re.

1. В качестве исходных данных для пересчета используется экспериментальная зависимость c y a max ( Re ) в диапазоне чисел Re модели, достаточном для определения предельного значения c y max, по крайней мере, до Re = Re. В исследованном диапазоне чисел Re шероховатость поверхности модели не должна превышать допустимую величину (т. е. hмод hдоп 1). Величина l (выше которой начинается уменьшение c y max ) должна быть не меньше Re.

Re = 80 hмод Если Re Re, значит шероховатость модели превышает допустимую величину и, следовательно, полученный в эксперименте c y max не достигает предельного значения, соответствующего аэродинамически гладкой модели.

2. Для несущей поверхности ЛА рассчитывается величина отношения эквивалентного турбулентного трения консолей cFэкв конс к коэффициенту турбулентного трения аэродинамически гладких консолей cF0 конс для натурных чисел Rebср :

–  –  –

где Sбаз Sконс — отношение площади базовой трапеции крыла к площади консолей.

3. С помощью рис. 10 определяется относительная величина c y a max в зависимости от cFэкв конс cF0 конс.

4. Рассчитывается величина c y a max ЛА = c y a max c y a max мод.

–  –  –

с крыльями умеренной стреловидности ( пк 40—45° ) и относительной толщиной ~4—6% (в том числе с отклоненными простыми закрылками или носками крыла) предельные значения c y max достигаются в диапазоне чисел Re = ( 2 3) 106. Указанные величины чисел Rе реализуются при испытаниях моделей в промышленных АДТ ЦАГИ переменного давления Т-106, Т-109, Т-128.

2. Снижение уровня внешней турбулентности не влияет на величину предельного значения c y a max ( Re ), однако существенно увеличивает величину числа Re, при котором это предельное значение достигается за счет более позднего по числу Re перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный.

3. Превышение допустимой высоты шероховатости, величина которой зависит от числа Re, вызывает преждевременный переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный, увеличивает коэффициент сопротивления турбулентного трения, вызывает отрыв потока при меньших критических углах атаки и снижение величины c y a max.

4. Коэффициент максимальной подъемной силы натурного ЛА не может превысить величину предельного значения, полученного экспериментально на аэродинамически гладкой модели в АДТ, и не может быть меньше минимального предельного значения, полученного при обтекании модели полностью турбулентным пограничным слоем за счет шероховатости, значительно превышающей допустимую величину (h hдоп 20— 30 или cFш cF0 1.7).

5. Разработан инженерный метод пересчета коэффициентов максимальной подъемной силы, полученных при испытаниях моделей в АДТ, на натурные условия полета ЛА.

ЛИТЕРАТУРА

Похожие работы:

«КАТАЛОГ ТОВАРОВ В заботе о ваших животных www.vetos-farma.com.pl О фирме Н аша компания основана в 1990 году, в республике Польша, городе Белява. Предприятие специализируется на производстве...»

«26 сентября АУКЦИОН ПО ПРОДАЖЕ ПЛЕМЕННЫХ ЛОШАДЕЙ сентября 26 27 сентября 2013 года ОРГАНИЗАТОР АУКЦИОНА: OАО "Московский конный завод №1" ГЕНЕРАЛЬНЫЙ СПОНСОР: ОАО "Акрон" АУКЦИОННАЯ КОМИССИЯ: Председатель – Прохоров Ю.Б. Члены комиссии: Кузякин С.Ф. Тулупов И.В Су...»

«Бог – это "слово", а Слово – творит это "слово" То, что я вам сейчас расскажу, не написано ни в одной книге, ни сказано, никем ни в одной речи и ни в одном выступлении. Об этом никто не мыслит, и помыслить не может, эта информация прозвучит впервые и, услышав её, воспринимайте её, как хо...»

«ВЕТЕРИНАРНЫЕ НАУКИ УДК 618:618.19-002:636.22/.28 М.С. Данилов ЛЕЧЕНИЕ ДЕРМАТИТОВ СОСКОВ ВЫ МЕНИ У КОРОВ На основе пихтового масла и подорожника большого получена эффективная мазь для лечения заболеваний кожи сосков вымени у коров. Ключевые слова: коровы, воспаление кожи сосков, лечение, пихтовое масло, масляный экстракт подорожника, маз...»

«УДК 159.923 Вестник СПбГУ. Сер. 16. 2012. Вып. 4 О. Ю. Стрижицкая СУБЪЕКТИВНОЕ БЛАГОПОЛУЧИЕ ПОЖИЛЫХ ЖЕНЩИН С РАЗЛИЧНЫМ ПРОФЕССИОНАЛЬНЫМ ПРОШЛЫМ Старение является общей закономерностью, характеризующей современное мирово...»

«ОБОБЩЕНИЕ БОЕВОГО ОПЫТА И ДОВЕДЕНИЕ ЕГО ДО ВОЙСК КРАСНОЙ АРМИИ И СИЛ ФЛОТА Тяжелые поражения, которые Красная армия потерпела в приграничных сражениях, показали, что важнейшие теоретические положения и требования уставных документов, лежавшие в основе подготовки вооруженных сил в мирное время, не соответствуют фа...»

«Электронный журнал "Труды МАИ". Выпуск № 46 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 681.787 Интегрально-оптический модулятор на основе интерферометра Маха-Цендера с асимметричной топологией волноводов Вобликов Е.Д., Волынцев А.Б., Журавлев А.А., Кичанов А.В., Пономарев Р.С., Шевцов Д.И. Ан...»

«Аннотация рабочей программы дисциплины Челюстно-лицевая хирургия Специальность 31.05.03 Стоматология (очная форма обучения) Базовая часть Блока 1 Дисциплина Б1.Б.40 Место дисциплины в Базовая часть Блока 1 учебном плане Изучается в 7-10 семестрах; число зачетных единиц 3,0; количество часов всего648ч., аудиторныхч.:...»

«Социологические исследования, № 10, Октябрь 2007, C. 122-131 СУБЪЕКТИВНОСТЬ В КАЧЕСТВЕННОМ ИССЛЕДОВАНИИ: НОВЫЕ ПОДХОДЫ Автор: О. Б. САБИНСКАЯ САБИНСКАЯ Ольга Борисовна кандидат социологических наук, научный сотрудник Института социологии РАН. Качество социологического исследования в традиционн...»








 
2017 www.doc.knigi-x.ru - «Бесплатная электронная библиотека - различные документы»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.