ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Сопряжение крыла и фюзеляжа из "Конструирование и расчет самолета на прочность " У современных самолетов, имеющих минимальную площадь пассивного сопротивления, особое значение имеет интерференционное сопротивление, вызванное влиянием частей самолета друг на друга. [c.278] Сопряжение крыла с фюзеляжем при некоторых схемах самолета является основным источником этого сопротивления, ухудшающего аэродинамические свойства аппарата в целом. [c.278] Фюзеляж искажает поле скоростей крыла. Сечение последнего, расположенное вблизи фюзеляжа, имеет обтекание, отличное от более удаленных. Это искажение наиболее слабо у высокоплана. Сторона разрежения крыла, наиболее чувствительная к изменению поля скоростей, в этом случае затрагивается. [c.278] Фюзеляж, находящийся под крылом, оказывает сравнительно небольшое влияние на распределение циркуляции по размаху. [c.278] Совершенно иначе влияет фюзеляж на крыло в случае низкопланного расположения последнего. Поле скоростей и вызванное им распределение давления на стороне разрежения крыла изменяются. Эффективный угол атаки сечений, прилегающих к фюзеляжу, увеличивается. Толщина пограничного слоя в этих сечениях быстро нарастает, и при дальнейшем повышении угла атаки сечения, прилегающие к фюзеляжу, оказываются работающими на срыв задолго до того, когда все крыло достигнет своего критического угла атаки. [c.278] Это обусловливает быстрое нарастание индуктивного сопротивления. Так например, самолет Мак-Доннэл имеет удлинение Х==6,25. Продувка, однако, при Су = 0,5 дает эффективное удлинение Х = 2,32. Совершенно очевидно, как это обстоятельство влияет на аэродинамические качества самолета. [c.278] Самолет испытывался с работающим мотором. [c.279] На фиг. 2 4 даны эскизы большого зализа. [c.279] Самолет в первоначальном состоянии. . [c.279] Малый зализ обтекатель. [c.279] Загнутое ребро обтекания. . [c.279] выработанный на основании этих продувок самолета Нортон , изображен на фиг. З, . На фиг. 4 показан зализ, давший неудовлетворительные результаты, так как постепенный переход в зоне нарастания разрежения увеличивает лобовое сопротивление. [c.279] Действие кольца NA A на срыв потока в сопряжении крыла с фюзеляжем объясняется следующим. Струя воздуха, вырывающаяся из кольцевой щели между фюзеляжем и обтекателем, обладая известным запасом кинетической энергии, создает дополнительное разрежение в плоскости стыка фюзеляжа с крылом. [c.280] На фиг. даны границы срыва на крыло самолета Месершмидт 23 на разных скоростях с выключенным мотором. Эффект струи винта ясно виден. Он объясняется так же, как и эффект обтекателя NA A. [c.280] На фиг. 4 )J4 даны границы срыва того же самолета, но при наличии зализа. На всех режимах срыва потока на зализе не было. [c.280] Для сравнения на фиг. 614 приводится спектр потока того же самолета при моторном полете на полном газе. [c.280] Вернуться к основной статье