Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава (Аронин Г.С., 1962 - Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава), страница 8

Поэтому по всей толщине пограничного слоя давление такое же, как в основном потоке. Иначе говоря, пограничный слой без изменений передает давление от основного потока к поверхности тела. Когда поток тормозится без трения, полученный при этом прирост давления можно снова обратить на разгон потока: потеря кинетической энергии потока прн торможении обратима. Иное дело— торможение потока силами трения: здесь нет повышения давле. ЗБ Прк обтекании тел инертность и вязкость воздуха проявляются одновременно.

Силы, возккквюшке за счет инертности, яропорпкональвы скоростному напору )га — илк просто величине р )уз. 2 Силы внутреннего трения определяются формулой (1.!5). Если считать, что Л р составляет определенную долю от р, з ау — от какого-либо характерного размера Ь [хорда крыла. длина фюзеляжа к т. п.), )г то силы трения окажутся яролорпкокальнымк и — .

Значит, роль инертности ь по сравнению с ролью вязкости яря обтекании тел можно характеризовать вели- )т чкной атвошсякя р)га: р †. Это отношение называется числом Рейвольдса ь ' к обозначается Ре: ния и кинетическая энергия потока необратимо теряется, превращаясь в тепло. Аналогичное явление происходит и при ударе, который испытывает воздушный поток, пересекая фронт скачка уплотнения. Правда, здесь в отличие от пограничного слоя сверхзвуковой поток тормозится противодавлением во фронте скачка. Каждая частица потока внезапно встречается с действием этого противодавления и теряет некоторую скорость. Но если бы противодавление нарастало постепенно или хотя бы в несколько приемов, то эта частица по мере торможения сжималась бы, уменьшаясь в размерах, ввиду чего испытывала бы меньшее суммарное торможение.

Следовательно, при плавном повышении давления в потоке его скорость снижается меньше, чем при скачкообразном повышении давления на ту же вел и ч и ну. Отсюда следует и такой вывод: при торможении потока скачком прирост давления меньше, чем при безударном уменьшении скорости потока на такую же величину.

Таким образом, в скачке часть кинетической энергии потока теряется необратимо, Она превращается в бесполезную тепловую энергию. Чем мощнее, интенсивнее скачок уплотнения, тем больше и вызываемая им потеря механической энергии потока. Но мы знаем, что в одном и том же сверхзвуковом потоке могут формироваться скачки различной интенсивности, располагающиеся под различными углами к направлению потока.

Наиболее интенсивным является прямой скачок, значит, он вызывает и наибольшие потери. Отсюда можно сделать вывод, что необходимо стремиться к созданию таких условий, чтобы при обтека ни и самолета сверхзвуковым потоком образовывались не прями ы е, а к о с ы е с к а ч к и. Подчеркнем, что последовательное торможение несколькими скачками ' более выгодно, чем торможение одним прямым скачком.

Это обстоятельство используется, например, при конструировании входных устройств воздушно-реактивных двигателей для сверхзвуковых самолетов. $16. Кинетический нагрев При торможении движущегося воздуха его температура возрастает. При' этом безразлично, с каким процессом связано торможение: с повышением давления или трением. О том, что температура газа при адиабатическом сжатии повышается, нам уже известно из $ 4 данной главы, где дано объяснение этого явления с точки зрения молекулярной теории. Нетрудно пояснить и процесс нагревания за счет внутреннего трения. Вернемся к рис. 1.21.

«Быст- ' Длв этого, разумеетсв, все скачки, кроме последнего, должны быть косыми, по~ому что после примого скачка уже не будет сверхзвукового потока, а значит, и скачков. рые» частицы из слоя 1, попадая в слой 2, теряют здесь часть своей кинетической энергии, отдают ее молекулам слоя 2.

Следовательно, средняя скорость молекулярного дан>кения в слое 2 возрастает, что и означает повышение температуры. И так от слоя к слою. По-видимому, наибольшая температура получится в точках полной остановки воздушного потока, у самой поверхности тела. Это правильно и в случае торможения давлением, так как по закону Бернулли полной остановке потока соответствует максимальное повышение давления. лао зоо заа чоа Рис. И27. Изменение температуры обшивки самолета в длительном полете в зависимости от числа М [без учета излучения и поглошения тепла самолетом) В сущности нагрев воздуха при торможении есть проявление закона сохранения энергии; кинетическая энергия беспорядочного движения молекул растет за счет уменьшения кинетической энергии у п о р я д о ч е н и о г о движения воздуха. Как известно, кинетическая энергия пропорциональна квадрату скорости, а абсол>отная температура — средней кинетической энергии беспорядочного движения молекул.

Поэтому при рост т емпературы при полном торможении пропорционален квадрату скорости потока. Так, для воздушного по- тока Рз 2ООО ' (1.17) где ЛТ„, — кинетический прирост температуры воздуха, получаемый при пол ном тор м о>к е н ни потока, имеющего скорость 1>, Например, при У = 500 лт/аатс >аТ„, = = 125 . 500~ о Формула (1.!7) справедлива при отсутствии теплообмена.

Вдействительности же между заторможенными частицами воздуха и остальным потоком есть теплообмен. Поэтому фактический прирост температуры в пограничном слое у самой поверхности тела на 10 — !5% меньше, чем получающийся по формуле (!.17). Кроме того, поглощение тепла телом, обтекаемым потоком, дополнительно снижает прирост температуры.

Следует также отметить, что здесь речь идет о температуре ие самого тела, а заторможенного воздуха, находящегося у поверхности тела. Все же кинетический нагрев летательных аппаратов при больших скоростях полета может быть очень сильным, особенно в длительном полете (рис. !.27). Высокие температуры совершенно недопустимы в кабинах самолетов. Кроме этого, кинетический нагрев самолета может привести к быстрому испарению топлива из баков, нарушению работы электронного и другого оборудования. При температуре 250'С (полет в стратосфере со скоростью 3000 км(час) прочность обычного дюралюминия уменьшается более чем в три раза, а обычное органическое стекло не выдерживает температуры и 100'С.

Поэтому освоение больших сверхзвуковых скоростей требует кзк осуществления защиты от нагрева экипажа и оборудования самолета, так и применения новых теплостойких материалов для обшивки и остекления самолета. Необходимо иметь в виду, что в кратковременном полете на большой скорости самолет не успевает сильно нагреться, На очень больших высотах, где масса нагретого воздуха в пограничном слое чрезвычайно мала, нагрев может продолжаться десятки минут. Да и в длительном полете иа этих высотах температура кинетического нагрева будет значительно ниже, чем иа малых высотах прн той же скорости полета, так как здесь значительную роль играет излучение тепла, не имеющее существенного значения при большом притоке тепла на малых высотах. Так, на высоте 40 км в длительном полете при М=4 температура обшивки самолета достигает примерно 300' С, в то время как на высоте !! км при той же скорости полета температура нагрева равна почти 550'С, Таким образом, температура обшивки самолета на весьма больших высотах значительно ниже температуры прилегающего к ней заторможенного воздуха.

гллвл г ПОДЪЕМНАЯ СИЛА И ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ Действующие на самолет нли какую-либо его часть силы давления воздуха, направленные под прямым углом к поверхности, и силы трения, касательные к поверхности, создают равнодействующую — п о л н у ю а э р о д и н а м и ч е с к у ю с и л у самолета или данной его части (крыла, фюзеляжа и др.) — Й„г. Для удобства изучения движения самолета прнняторавнодейст- Вуюшую Раэр рассыатпи У ярм вать как геометрическую сумму двух составляющих (рис. 2.01): одна из них, У, перпендикулярная к направлению полета (или потока, набегающего спереди), назыо вается подъемной силой, а другая, Я, направленная против движен и я (или вдоль потока),— силой лобового сои р от и в л е н и я или просто солротивлением.

Каждую из этих сил можно рассматривать как алгебраическую сумму двух слагаемых: силы давления и силы трения. Для подьемной силы практически можно пренебречь вторым слагаемым и считать, что она является только силой давления. Сопротивление же нужно рассматривать как сумму со противления да вления и сопротивления трения. Величины подъемной силы и сопротивления давления зависят от распределения давления воздуха по поверхности самолета. Распределение давления в свою очередь обусловливается характером об.

текания самолета воздушным потоком. 40 5 1. Характерные режимы обтекания Режим обтекания тела воздушным потоком определяется формой тела, его ориентировкой относительно потока, скоростью потока и состоянием воздушной среды. По характеру движения основного потока около тела различают б е з о т р ы в н о е (плавное) и с р ы в н о е обтекание. По величинам местных чисел М основного воздушного потока около тела различают дозвуковое, смешанное и с в е р х з в у к о в о е обтекание.

При дозвуковом обтекании все местные числа М меньше, а при сверхзвуковом больше единицы. При смешанном обтекании имеются области как дозвукового, так и сверхзвукового потока. Скорости полета самолета, при которых обтекание еще дозвуковое, называют д о к р и т и ч е с к и м и. Смешанное обтекание происходит при больших дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях полета. Эту область скоростей полета называют тр а нс зв у козой или околозвуковой. Для современных сверхзвуковых самолетов траисзаукоаая область скоростей соответствует примерно полетным числам М от 0,75 — 0,85 до 1,2 — 1,4. В отдельных случаях смешанное обтекание может быть и при ббльших полетных числах М. Совокупность явлений, наблюдаемых при возникновении смешанного режима обтекания, называется в о л н о в ы м к р и з и с о м.

Он наступает после превышения критической скорости полета (или соответствующего ей критического полетного числа М). Ниже рассматриваются названные режимы обтекания и соответствующие им распределения давления применительно к крылу, являющемуся важнейшей частью самолета. При этом имеется в виду безотрывное обтекание (случаи срыва потока будут разобраны особо). $2, Дозвуковое обтекание крыла На рис. 2.02 показаны спектр обтекания крыла дозвуковым потоком (а) и распределение давления при этом (б). Каждая стрелка обозначает в определенном масштабе величину избыточного да ален и я, т.

е. разности между местным давлением и давлением в невозмущенном потоке: Раза = Рмеез Р Перед крылом и за ним, где скорость основного потока пони- жена (это видно по увеличению проходного сечения струек), избыточное давление в соответствии с законом Бернулли положительно и наибольшей величины достигает в точке полного торможения потока (так называемая яр и т и ч е с к а я то ч к а ). Верхняя и нижняя выпуклости крыла, наоборот, уменьшают сечение струек: здесь местная скорость превышает скорость Невозмущенного потока, что 41 создает отрицательное избыточное давление, или разрежение. Чем больше выпуклость, тем сильнее разрежение.