Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава (Аронин Г.С., 1962 - Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава), страница 9

Напишем уравнение Бер. нулли (1.03) для малых чисел М: т Р+ 1 Рмест + Решив это уравнение относительно р „, и подставив значение последнего в равенство Р .б=р -,— Р, найдем 1,2 Из полученной формулы видно, что: — избыточное давление порик. кЮ Обтекание крыла дозвуковым ло„н ельно а,„' где )т ~ )т потоком: и отрицательно прн р, „,>(у; а — спектр обтекание (пограничный слой не покааанх б — распрелелепке Лаелениа ~картина — избыточное давление пропорционально скоростному напору набегающего потока.

На картинах распределения давления принято откладывать избыточные давления не в кг/мз, а в долях скоростного напора — так называемые коэффициенты давления: Риала 2 (2.01) Подставив выражение для Р„,б в формулу (2.01), получим 2 Р= 1 (2.02) Следовательно, если нет влияния сжимае мости и в я з к ости (при малых числах М и вне пограничного слбя), коэффициент давления в любой точке зависит только от отношения местной скорости к скорости набегаюшего потока.

Если изменить форму обтекаемого тела или его ориентировку относительно потока (например, угол атаки), не изменяя скорости Р, то местные скорости во всех точках изменятся, а стало быть, изменятся и коэффициенты давления. Но если, не меняя формы и ориентировки тела, увеличить скорость потока, то пропорционально ей увеличатся и все местные ско. 42 рости, т. е. отношения (/„„,/(/' не изменятся, следовательно, не изменятся и коэффициенты давления. Иначе говоря, избыточныедавления при этом возрастут прямо пропорционально квадрату скорости. Коэффициенты давления не изменятся и в том случае, если изменить размеры тела, но сохранить полное геометрическое подобие.

Значит, картина распределения коэффициентов давления, полученная для небольшой модели, пригодна и для большого самолета. Пропорциональность между р,б и скоростным напором, т. е. постоянство коэффициентов давления, с изменением скорости нарушается прн таких числах М, когда становится заметным l влияние сжнмаемости воз- у духа. Например, перед лобовой частью крыла, где поток подторможен, избыточ. нос давление положительно и плотность воздуха за счет сжимаемости повышается, а уплотнение воздуха усиливает его напор на поверх- рве.

МЗ. Копффннненты давления на по- ность крыла. И наоборот, н пертностн профиля прп дознукопон оотетех точках, где местная ско- каннн: рость выше скорости набе- / — при очень малмх числах м /слабое проявление сжимаемостн вози/ха); Р-при больших числах М ГаЮШЕГО пОтОКа, уМЕиьшЕ /заметмое проявлейне сжнмаемосен «озлуха/ ние плотности заставляет воздух двигаться быстрее, поэтому разрежение становится более сильным, чем при отсутствии сжимаемости воздуха. Следовательно, з а с ч е т и р о я в л е н и я с ж и м а е м о с т и воздуха картина распределения давлений изменяется: а б с о л ю т н ы е в е л и ч и н ы к о э ф ф и ц и е н т о в д а вл е н и я в о з р а с т а ю т (рис. 2.03). Чем больше полетное число М, тем сильнее проявляется сжимаемость воздуха, а значит, сильнее изменяются и коэффициенты давления.

Это изменение имеет чисто количественный характер до тех пор, пока скорости полета остаются докритическими. Превышение критического числа М приводит к качественному изменению картины давлений. $3. Критическое число М. Волновой кризис и его влияние на распределение давлений При некоторой скорости набегаюшего потока (скорости полета) наибольшая из местных скоростей обтекания крыла становится равной местной скорости звука. Эта скорость полета называется критической скоростью, а соответствуюшее ей полетное число М вЂ” критическим числом М, Если, например, на вы- соте 12 000 м, где скорость звука а=1063 км(час, критическая скорость Ркр —— 800 км~час, то 1'ар 800 р а 1063 Величина критического числа М зависит от того, насколько сильно наибольшая местная скорость обтекания крыла превышает скорость полета.

Чем значительнее это превышение, тем меньше критическое число М. Но так как величины местных скоростей зависят от ге о и етрической формы крыла и его ори енти ров ки относительно набега ющего потока, то, следовательно, от них же з а в и с и т и в ел н ч и н а М„р. скачек Глламненер Рве. й04.

Волновой кризис крыла Из последней формулы не следует делать вывод, будто М„р зависит еше и от величины скорости звука. Если, например, лететь с данным углом атаки при пониженной температуре воздуха, которой соответствует и меньшая скорость звука, то и местная скорость, равная звуковой, возникнет при меньшей скорости полета (будет меньше критическая скорость полета), но отношение этой скорости полета к скорости звука, т.

е. М,р, будет таким же, как и при более высокой температуре воздуха. Если полетное число М больше критического, наступает режим смешанного обтекания; наряду с дозвуковыми и звуковыми имеются и сверхзвуковые местные скорости обтекания. Сверхзвуковой поток возникает там, где струйки потока расширяются, т. е. в основном над той частью поверхности тела, которая наклонена назад (рис. 2.04). Здесь проявляется известная нам первая особенность сверхзвукового потока. Поскольку скорость полета меньше скорости звука, образовавшийся сверхзвуковой поток должен затормозиться и снова превратиться в дозвуковой. Исходя из второй особенности сверхзвукового хзв копая область потока потока, мы можем утверждать, что сверхз у должна завершиться с .

у качком плотнения. р этой области скачок С ответственно ограниченн р р енным азмерам т " о уплотнения имеет небольшу р не бывает слышно на земле «хлопкйз от самол звуковой скоростью. ис. 2.04) часто возникает косой скаПеред прямым скачком (рис.. част переходе его из чок вследствие утолщени р я пог аничного слоя при лпй. Распределение давлений по крылу: Рис.

и; Л вЂ” о, и рвзвившемс а мои волновом иризиее у — ори дозвувавом обееивни; Е26). Если весь поламинарного в тур ул б лентное состояние (Рис. . ). скачков при волновом криграничный слой турбулентный, то косых ска зйсе не наблюдается. р ет критическую, тем М б ь полета превышает больше размеры св р у е хзв ковой зоны.

При числах ковую зону, становится превысит скорость звука то чок, замыкающий сверхзвуко у Кр роме этих скачков, возни вникает головной скачок ке пе едняя часть тела о бтекается дозвупрямом головном скачке п р и снова становится то ый далее ускоряется и ковым потоком, котор бтекание смешанное. сверхзвуковым, Значит, т, и в этом случае о с ределением давле- ~~~~~~~~ кризис хар ктер у кте из ется иным ра п ния, чем обтекание чист д о озвуковое (рис.

све хзв ковым потоком, возни икает доба веча- мм которое было бы при дозвуковом обн аз ежение получается и за текании. Добавочное разр мы знаем, с " кои э вязано с потерей механической э 45 Таким образом, характерной чертой распределения давления при волновом кризисе является понижение давления в области задней части крыла, приводящее, в частности, к росту лобового сопрозивления. Помимо перераспределения давлений, которое в итоге влияет иа г>еличины аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет, при волновом кризисе нередко наблюдаются вибрации самолета. Они появляются вследствие двух причин: во-первых, скачок уплотнения, как правило, не стоит на одном месте, а непрерывно колеблется в продольном направлении, в связи с чем толчками изменяется величина аэродинамической силы крыла; во.вторых, при волновом кризисе наблюдается срыв потока с крыла, связанный с воздействием скачка уплотнения на пограничный слой.

$4. Распределение давлений при сверхзвуковом обтекании Полностью сверхзвуковое обтекание крыла может быть лишь при сверхзвуковом полете и при условии, что перед крылом пе возникает прямой скачок, так как лишь за косым скачком поток может остаться сверхзвуковым. Для этого необходимо, чтобы передняя кромка крыла была острой и число 14 в поста~очной мере превышало единицу (см. таблицу в $10, гл.

1). Профили с острой передней кромкой могут иметь различную форму (рис. 2.0б). Рассмотрим обтекание сверхзвуковым потоком крыла ромбовиднод го профиля (рис. 2.07). Пусть угол атаки а мал, так что обе передние Ряс. аов. ПроФили крыльев с ас- грани — 1 — 2 н 1 — 3 — обращены к тпб" "еред"ей крбмкб": набегающему потоку. Встреча пол — реабеелллыл; 6 — чечееллеебреелаб; е — лрефлль лелле цлелееееееге тока с этими граиями приведЕт К образованию ударных волн — косых скачков уплотнения 1 и П. При этом скачок П является более мощным: он сильнее отклоняет и тормозит поток, чем скачок 1. Будь грань 1 — 2 параллельна набегающему потоку, скачка 1 не получилось бы вовсе. Наличие скачков 1 и П говорит о толк что поверхности 1 — 2 и 1 — 3 испытывают положительное избыточное давление, причем поверхность 1 — 3 — большее (рис.