ВВЕДЕНИЕ Несовершенства поверхности уже давно признаны источником сопротивления, и в высококонкурентной области проектирования самолетов важно прогнозировать их вклад в сопротивление самолета с максимально возможной точностью. Измерения локальных приращений сопротивления проведены в потоках с нулевым градиентом давления для различных выступов, малых по отношению к толщине пограничного слоя. Самая обширная коллекция этих данных собрана Годе Винтером и Джонсоном на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях (около 1970–1973 годов) и Паллистером и Хаттоном на околозвуковых скоростях (около 1974 года). Их работа была рассмотрена в Ссылке 1, и большая часть данных была собрана @, сопоставлена с другими соответствующими данными и опубликована в Элементах данных ESDU [Ссылки 2–5]. Можно использовать эти данные в качестве локальных приращений сопротивления даже при наличии градиентов давления ?C, не принимая во внимание влияние локального градиента давления на выступе ?C, если только этот градиент давления не является сильно неблагоприятным и близким к отрыву [см. ссылку 6]. Для присоединенных потоков или потоков с небольшими участками отрыва на задней кромке градиент давления в потоке за выступом увеличивает локальное приращение сопротивления нароста. В этом Меморандуме описаны три процедуры определения увеличения сопротивления изолированных выступов из-за градиентов давления @, например, на аэродинамических крыльях @ на высоких дозвуковых скоростях. Два из них требуют некоторых знаний о характеристиках аэродинамического профиля без выступлений (так называемый «чистый аэродинамический профиль»). Эти методы были разработаны и, как правило, предназначены для использования с изолированными двумерными разрастаниями@, например, вызванными кожными суставами@ планочных и лоскутных суставов. Три процедуры@, представленные в порядке возрастания сложности@, таковы: (i) Метод 1: Быстрое определение значений коэффициента увеличения сопротивления при нарастании для типичных распределений давления на трансзвуковых крыльях. (ii) Метод 2: Расчет коэффициента увеличения сопротивления с использованием метода Нэша и Брэдшоу [ссылка 7], адаптированного к сжимаемому потоку. Для использования этого метода необходимы знания распределения давления и толщины импульса пограничного слоя на чистом аэродинамическом профиле или поверхности в месте нарастания и на задней кромке. Метод применим только для течений без ударных волн. iii) Метод 3: Представление изолированного нароста@ как приращения толщины импульса пограничного слоя@ в вязкостном/невязком методе расчета.
ESDU 87004 A-1989 История
1989ESDU 87004 A-1989 РАСЧЕТ УВЕЛИЧЕНИЯ ПРЕВЫШЕНИЯ СОПРОТИВЛЕНИЯ ЗА СЧЕТ ГРАДИЕНТОВ ДАВЛЕНИЯ ПРИ ВЫСОКИХ ДОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЬХ