Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава (Аронин Г.С., 1962 - Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава), страница 7

Чем больше противо- д давление р, на выходе из ! сопла,тем ближе к узкому сббабк 1критическому) сечению бббхтбббр ~7 располагается скачок. I Аналогично формиру- рс 6 ются скачки при обтекании самолета в условиях Рис. ПЮ. Работа сперхзвуконато сопла в нетак называемого волно- Рвскетньм !'са"виях: а — косые с.вккк в катане ав сов;саы; б — врвмаб скв- ВОГО Крнэпеа, КОтпрмй но внттрн со~сев рассматривается в следующей главе. В заключение подчеркнем, что скачки уплотнения могут наблюдаться тол ь ко в се ер х звуко в о и потоке. Если бы ударная волна и могла образоваться в дозвуковом потоке, то она, распространяясь быстрее звука, ие могла бы удержаться па одном месте, значит, скачок уплотнения в дозвуковом потоке не получился бы.

$ 11. Вязкость воздуха Вязкость присуща различным средам, Однако природа вязкости жидкости и газа различна, У жидкости вязкость обусловлена сцеплением молекул. Поэтому, например, при нагревании, когда силы сцепления ослабева!от, вязкость жидкости уменьшается !скажем, вязкость масла в двигателе), 31 Вязкость воздуха объясняется обменом молекулами между соседними слоями.

Выделим в воздушном потоке два параллельных направлению движения очень тонких слоя, расстояние между серединами которых равно Лу (рис. 1.21), причем средняя скорость одного из них больше средней скорости другого на величину ЛК Находясь в беспорядочном движении, молекулы нз слоя 1 попадают в слой 2 и, теряя там свой избыток скорости ЛГ, стремятся ускорить Рис. 1.21. Вознинновение внутреннего трения в воздухе движение слоя 2, а более «медленные» молекульг из слоя 2, попадая в слой 1, подтормаживают его движение. Такова природа внутреннего трения в воздухе.

Нагрев воздуха ускоряет беспорядочное диижение молекул и усиливает обмен ими между слоями, ввиду чего ттнутреннее трение возрастает, а не уменьшается, как в жидкости. Если поверхность, разделяющую слои 1 и 2, пересекают только беспорядочно движущиеся молекулы, а не целые струйки, то сила внутреннего трения между этими слоями, приходящаяся на 1 м' пазделяющей их поверхности, выражается следующей формулой: (1.15) ~де р — коз ф ф и ц и е н т в я з ко от и, зависящий только от температуры воздуха; при повышении температуры с 20 до 180'С он увеличивается более чем на 30о1о.

ар Отношение — называется гр а дне и том скор ости и ха- зу рактеризует интенсивность изменения скорости поперек направления движения. Чем резче нарастает скорость от слоя к слою, тем сильнее между ними трение. й 12. Пограничный слой При движении воздушного потока вдоль поверхности какого- либо тела вязкость воздуха проявляется вблизи поверхности, где образуется п о г р а н и ч н ы й с л о й — довольно тонкая часть потока, в которой частицы воздуха заторможены силами внутреннего 32 трения (рис. 1.22).

Вие пограничного слоя (в основном по. токе) нлияние вязкости практически отсутствует. Пограничный слой очень тонок — его толщина измеряется мил. лиметрами, причем она постепенно нарастает от передней части тела к задней. Позади тела пограничный слой переходит в ел едв приторможенную область потока, заполненную мелкими вихорьками, который по мере удаления постепенно размывается и исчезает. Погроло«нмо слое) дгносГаюи лолтсл Рнс. 1.22 Пограничный слой нл поверхности крыла (толщина слон сильно преувеличена) Внутри пограничного слоя не все частицы заторможены одинаково: чем ближе они к поверхности тела, тем меньше их скорость. Частицы воздуха на самой поверхности тела прилипают к ней и вовсе не имеют скорости. По характеру течения воздуха пограничные слои делятся на два типа: л а м и н а р н ы й и т у р б у л е н т н ы й.

В ламинарном пограничном слое отдельные струйки воздуха движутся все время ' параллельно поверхности тела, не приближаясь и пе удаляясь от нее (рис. 1.23, а). В турбулентном пограничном слое вместо такого упорядочен. — Г~) а — >„ ного движения наблюдается непрерывное перемешивание струек, приближение их к поверхности тела и 9 удаление от нее. В связи с Рпс, 1.23. тяпы пограничного слон.

этим, как показано нй а — аамамарама: Л вЂ” ттрбтаентмма рис. 1.23, б, распределение скоростей по толщине пограничного слоя оказывается иным, чем при ламинарном течении; «быстрые» струйки, попадающие при перемешивании из внешней части пограничного слоя к поверхности тела, повышают здесь скорость течения. Поэтому градиент скорости у поверхности тела в турбулентном пограничном слое больше, чем в ламинарном. Структура пограничного слоя зависит от ряда факторов; скорости потока, температуры и давления воздуха, состояния поверхно. сти тела, размеров тела, распределения давлений по его поверхности и др.

На некотором расстоянии от передней кромки пограничный слой переходит из ламинарного в турбулентное состояние (рис, 1.24) Чем больше скорость, тем ближе к передней кромке точка перехода. Турбулизации пограничного слоя способствуют шероховатость и различные неровности поверхности тела, а также пульсация (турбулентность) потока, набеКрбулеталлый гающего на тело, наприа~Руаачллта мер, в струе воздушного чаи винта. Исследования показали, Ллаалтаапа что на тех участках поверхности, где скорость вдоль Р*грлрее ...,.,' ., „ „ ° струек основного потока на— * растает (т.

е. давление согласно закону Бернулли падает), ламинарный погра- У:1оапугал ,„х „„-.О,д..зйс.„ яичный слой при наличии — других благоприятных условий (гладкая поверхность, отсутствие пульсации потоРнс. к24. положение точки перехода ка) может не турбулизиролзиинарпого пограничного слоя в турву. ваться даже прн очень боль леш ный на гладкой плоской пластинке в Вестуроулентном потоке воздуха при ших скоРостпх. В Резрльтаразных скоростях потока те тщательных наблюдений установлено, что даже при турбулентности пограничного слоя в непосредственной близости от поверхности тела всегда имеется л а м и н а р н ы й и о д ел о й, толщина которого выражается десятыми нли даже сотыми долями миллиметра.

Таким образом, какого бы типа пограничный слой ни был, движение воздуха у самой поверхности тела всегда ламинарное. Однако в ламинарном подслое турбулентного слоя градиент скорости значительно больше, чем в нижней части целиком ламинарного пограничного слоя, так как ламинарный подслой сверху соприкасается с турбулентным потоком (рис. 1,23,б), имеющим даже вблизи тела значительную скорость. Вследствие этого сил а т реп и я, пропорциональная градиенту скорости и имеющая поэтому наибольшее значение у самой поверхности тела, при турбулентном пограничном слое в несколько раз больше, чем при ламинарном, Поэтому иногда целесообразно принимать меры для предупреждения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный или по крайней мере для получения возможно более заднего положения точки этого перехода.

угалтаиериыа аппултлауилта алан Р 40лрпа ф !3. Взаимодействие между пограничным слоем и основным потоком Пограничный слой оказывает некоторое воздействие на основной поток. В свою очередь основной поток может влиять на пограничный слой. Можно назвать ряд важных явленит~ характеризующих это взаимодействие. 1. Заторможенный пограничный слой как бы увеличивает толшину обтекаемого тела, особенно в задней его части, уменыпая тем самым сечения струек основного потока, проходящих поблизости.

2. Если вдоль струек основного потока наблюдается нарастание давления, связанное с понижением скорости, или, что то же самое, Рис. К25. Отрыв пограничного своя (срыв потока) уменьшение разрежения, то это усиливает торможение частиц в пограничном слое, а сильное нарастание давления может в конце концов не только остановить частицы в пограничном слое, но и создать возвратное течение у поверхности, которое вызывает отрыв пограничного слоя, а следовательно, и срыв потока (рис. 1.25).

Срыв потока бывает с верхней поверхности крыла при достаточно больших углах атаки, с задней поверхности плохо обтекаемых тел (например, шара) и т. д. Ввиду того что средняя скорость в турбуленгном пограничном слое выше, чем в ламинарном (это видно из сравнения рис. 1.23,а и б), последний обладает меньшей кинетической энергией, потому более склонен к остановке и отрыву. Вот почему ламинарный пограничный слой, выгодный в отношении силы трения, может оказаться невыгодным в отношении срыва потока.

На некоторых современных самолетах применяются специальные т у р б у ли з ат о р ы, или завихрители потока. Это небольшие пластинки на поверхности крыла нли других частей самолета, вызывающие турбулизацию пограничного слоя и тем самым предотвращающие срыв потока и его последствия — тряску самолета, нарушение устойчивости и управляемости.

3. Переход пограничного слоя из ламииарного состояния в турбулентное в связи с беспорядочным турбулентным движением сопровождается увеличением его толщины. 3" 35 В сверхзвуковом потоке это утолщение пограничного слоя, создавая потоку своеобразное препятствие, вызывает образование косого скачка уплотнения 1рис. 1.26). $14. Число Рейиольдса Рис. 1.26. Возвякяовсггве косого скачка уплотнения прк переходе ламкиарного пограничного слоя в турбулентный: а — точка начала турбуаизавни п<гграиичвого слоя; б — «особ скачок упаотнания; в — обааств сваркзву«оваго потока сте = —.

р)'ь (1.16) Если, изменяя, например, скорость потока, одковрсмсияо изменять н р, Ь, р так, чтобы ле оставалось постоянным, то силы трения будут кзмсвяться ярояор. дяокалько силам давления. й 15. Потеря механической энергии при трении и ударах Мы видели, что в пограничном слое скорость меньше, чем в основном потоке. Не сопровождается ли в данном случае уменьшение скорости повышением давления в пограничном слое, как это следует из закона Бернулли? На этот вопрос приходится дать отрицательный ответ. Ведь закон Бернулли исходит из того, что ускорение или замедление потока осуществляется силами давления, а в пограничном слое поток тормозится силами трения.