Формы профиля крыла
В соответствии с опытными данными аэродинамики большой коэффициент подъемной силы при средних скоростях получается при наличии сильно выпуклых профилей с утолщенным носиком. Согласно исследованиям максимальное качество крыла при сверхзвуковых скоростях получается у крыла в виде плоской бесконечно тонкой пластинки; следовательно, профиль крыла представляет собой геометрическую прямую. Таким образом оба эти идеальных профиля совершенно непохожи один на другой, так что, по-видимому, надежд на благоприятное решение нашей задачи мало. Однако профиль, представляющий собой идеальную прямую, получить не удается по причинам конструктивного характера; как предельное отношение для профиля можно взять 20; при этом отношении внутри крыла можно поместить лонжероны. Если для полученного таким образом профиля конечной толщины мы выберем нижнюю сторону плоской, а верхнюю сторону выпуклой, то профиль получает некоторую среднюю кривизну, которая вполне будет удовлетворять требованиям скоростей ниже скорости звука. С другой стороны, тонкие пластинки обладают плохим качеством при скоростях ниже скорости звука. Но уже малейшая выпуклость обеспечивает такие коэффициенты подъемной силы, которые не очень отличаются от хороших профилей при этих скоростях. Таким образом мы в грубых чертах наметили путь, по которому должно быть развитие формы профиля крыла. Учитывая дальнейшие требования (острая кромка носика профиля, по возможности небольшой угол между входными касательными), приходим в конце концов, руководствуясь и конструктивными соображениями, к форме профиля. Пренебрегая требованиями придания выпуклости профилю в средней его части, что необходимо в области скоростей ниже скоростей звука, мы, по аналогии с наиболее рациональной формой фюзеляжа, приходим в конце концов к клинообразной призме с тупой задней частью. Это и будет практически наилучшей формой крыла при сверхзвуковых скоростях. Однако при этой форме профиля высоту лонжерона пришлось бы, пожалуй, уменьшить. Но мы считаем неправильным незначительного улучшения качества крыла при скоростях взлета и посадки, условия которых пока еще даже не вполне выяснены, жертвовать хотя бы незначительными улучшениями при крейсерском полете. Таким образом наш профиль представляет собой по существу треугольник, высота которого составляет '/» длины большей его стороны и вершина которого находится на 2/3 длины этой стороны. Относящийся к этой высоте тупой угол округлен дугой радиуса 5d. Имеющие в отношении газодинамики существенное значение входящий и исходящий углы равняются. В дальнейшем займемся исследованием аэро- и газодинамических свойств этого профиля для сверхзвуковых скоростей, предложенного в главных чертах Циолковским из Калуги. Исследуем профиль для определения коэффициентов при всех могущих нас интересовать скоростях, а следовательно, от v~0 до г = 8000 м/сек, причем исследования будем делать таким образом: для диапазона скоростей ниже скорости звука —путем продувок в аэродинамических трубах; при скоростях по способу Майер-Лккерет; в областях свыше с=5а —при помощи предельных формул. Результаты наших исследований представим в виде диаграмм. Исследование профилей, рассчитанных для сверхзвуковых скоростей, при скоростях ниже скорости звука. Для продувок профиля применялась деревянная модель размерами 900X180X9 мм. Как мы видим, оптимальный коэффициент планирования получается при угле атаки 3° и составляет примерно в 5.5. Довольно плохое качество профиля при скоростях ниже скорости звука не имеет большого значения в данном случае, так как путь, проходимый при указанных скоростях, очень короток, а силы, имеющиеся в распоряжении при взлете, очень далеким, кроме того, неудовлетворительное качество профиля является даже благоприятным при посадке. Наибольший измеренный нами коэффициент подъемной силы составлял 0,82 при угле атаки а—15°. Этот коэффициент можем считать вполне достаточным. Исследование сверхзвукового профиля области сверхзвуковых скоростей. Это исследование мы провели систематически для всех скоростей по методу Аккерета-Мейера. Так как можно вообразить себе весь профиль верхних и нижних сторон состоящим из плоских пластинок, то при расчетах можно пользоваться теми методами. Так как в дальнейшем всегда будем пользоваться лишь компонентами верхней и нижней стороны профиля (как для подъемной силы, так и для лобового сопротивления), то здесь уже нельзя применять формулы А—В, но необходимо производить расчет основных потоков; преимуществом этого метода является его большая точность. Здесь csp и ci обозначают коэффициенты сил действия воздуха на верхнюю и нижнюю сторону профиля (перпендикулярно к пластинке), а следовательно, где через Р1 и Р2 обозначены полные силы действия воздуха, а через удельное разрежение и удельное избыточное давление по сравнению с данным атмосферным давлением. Из обеих диаграмм мы видим, что при очень высоких сверхзвуковых скоростях силы давления воздуха в зонах избыточного давления (нижняя сторона профиля) будут больше, нежели в зонах пониженного давления (верхняя сторона профиля). На диаграмме нанесены такие скорости, при которых угол Маха равняется углу атаки, а следовательно, предположения Мейера частично не будут уже выполняться. На диаграмме приведены значения ср полных сил давлений воздуха (на верхней и нижней стороне профиля) перпендикулярно к плоской пластинке. Эти значения имеют непосредственного значения для производимых нами исследований профиля. Обозначим по порядку три поверхности, а именно: нижнюю сторону, переднюю часть верхней стороны и заднюю часть верхней стороны через F, Fj и Fs и тогда при определенной скорости va и при определенном угле атаки а (последний всегда относится к нижней стороне) мы получим; Углы, к которым относятся отдельные с и cj, взяты в скобки. При применении формул для углов атаки меньших, чем а=4°17, следует учитывать, что знак меняется. Исследование сверхзвукового профиля при скоростях, значительно превышающих скорость звука. При обычных углах атаки, а именно: максимальном о=9° и при скоростях выше a/sin a пользование способом Аккерета представляет уже значительные .неудобства и не дает надежных результатов, так как он не учитывает ожидаемых на верхней стороне профиля явлений отрыва струй и прилегания волны Маха к поверхности крыла с нижней стороны. В области этих высоких сверхзвуковых скоростей расчеты снова производятся приближенно при помощи формул для предельных значений. Так как углы атаки верхней стороны в них не встречаются, то коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления будут разны. Формулы эти, конечно, будут справедливы только для а>4°17. Характеристики сверхзвукового профиля. Свойства сверхзвукового профиля в грубых чертах определяются его полярами. Для того чтобы при исследовании траектории полета получить простое математическое выражение ожидаемой подъемной силы, мы пользуемся, вплоть до сверхзвуковых скоростей коэффициентом подъемной силы, полученным нами при продувках в аэродинамической трубе, а именно в то время как для больших скоростей следует ужо пользоваться формулой предельных значений. Это значение является одновременно и нижним пределом области чисто сверхзвуковых скоростей. Повторяем еще раз, что при всех наших исследованиях мы не учитываем сопротивления трения.
Форма контура крыла
Разобранные нами теоретические зависимости сверхзвукового крыла, по-видимому, представляют значительную свободу при выборе контура крыла, так как концевые сопротивления при сверхзвуковых скоростях не оказывают никакого влияния. Косвенно, однако, зависимости эти требуют, чтобы размах крыла был незначителен, поскольку требуется возможно тонкий профиль крыла, который, по причинам конструктивного характера, возможно выполнить только при малом удлинении крыла. Ввиду тех принципиальных требований, которые ставятся в отношении свойств крыла при взлете и посадке, следует при выборе контура крыла учитывать еще и качество крыла в области скоростей ниже скорости звука. Как известно, для этого требуются по возможности удлиненные крылья. Фактически рациональнее всего придерживаться обычного удлинения крыла, выбираемого для самолетов, передвигающихся со скоростями ниже скорости звука, а именно, так как при этом неизвестные нам пока потерн подъемной силы на концах при сверхзвуковых скоростях, по всей вероятности, не будут слишком велики. Что касается геометрической формы контура, рекомендуется выбирать форму, приближающуюся к прямоугольнику, до тех пор, пока опытным путем не будет выявлена лучшая форма. Стрельчатая, V-образная форма и т. п. должны разбираться нами с точки зрения устойчивости, т. е. в данном случае нам бы пришлось рассматривать вопрос с точки зрения безопасности, в то время как до сих пор мы главным образом имели в виду эффективность. Поэтому пока эти формы здесь рассматриваться не будут. В конструктивном отношении такие крылья должны, конечно, быть многолонжеронными. Теоретические положения1 для точного расчета подобных крыльев имеются.