Аэродинамика самолета, страница 5

Сжимаемость в данном случае не учитывается. При учетесжимаемости вносятся соответствующие поправки.Для наглядности закона Бернулли можно провести опыт. Взять два листка бумаги, держапараллельно друг другу на небольшом расстоянии, подуть в промежуток между ними.Рис. 11 Измерение скорости воздушного потокаЛисты сближаются.

Причиной их сближения является то, что с внешней стороны листов давлениеатмосферное, а в промежутке между ними вследствие наличия скоростного напора воздуха давлениеАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА17уменьшилось и стало меньше атмосферного. Под действием разности давлений листки бумаги прогибаютсявовнутрь.АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТРУБЫЭкспериментальная установка для исследования явлений и процессов, сопровождающих обтеканиетел потоком газа называется аэродинамической трубой.

Принцип действия аэродинамических труб основанна принципе относительности Галилея: вместо движения тела в неподвижной среде изучается обтеканиенеподвижного тела потоком газа В аэродинамических трубах экспериментально определяются действующиена ЛА аэродинамические силы и моменты исследуются распределения давления и температуры по егоповерхности, наблюдается картина обтекания тела, изучается аэроупругость и т д.Аэродинамические трубы зависимости от диапазона чисел Маха М разделяются на дозвуковые(М=0,15-0,7), трансзвуковые (М=0,7-1 3), сверхзвуковые (М=1,3-5) и гиперзвуковые (М=5-25), попринципу действия - на компрессорные (непрерывного действия), в которых поток воздуха создаетсяспец компрессором, и баллонные с повышенным давлением, по компоновке контура - на замкнутые инезамкнутые.Компрессорные трубы имеют высокий кпд, они удобны в работе, но требуют создания уникальныхкомпрессоров с большими расходами газа и большой мощности.

Баллонные аэродинамические трубы посравнению с компрессорными менее экономичны, поскольку при дросселировании газа часть энергиитеряется. Кроме того, продолжительность работы баллонных аэродинамических труб ограничена запасомгаза в баллонах и составляет для различных аэродинамических труб от десятков секунд до несколько минут.Широкое распространение баллонных аэродинамических труб обусловлено тем, что они проще поконструкции а мощности компрессоров, необходимые для наполнения баллонов, относительно малы. Ваэродинамических трубах с замкнутым контуром используется значительная часть кинетической энергии,оставшейся в газовом потоке после его прохождения через рабочую область, что повышает КПД трубы. Приэтом, однако, приходится увеличивать общие размеры установки.В дозвуковых аэродинамических трубах исследуются аэродинамические характеристикидозвуковых самолетов вертолетов а также характеристики сверхзвуковых самолетов на взлетно-посадочныхрежимах.

Кроме того, они используются для изучения обтекания автомобилей и др. наземных транспортныхсредств, зданий, монументов, мостов и др. объектов На рис показана схема дозвуковой аэродинамическойтрубы с замкнутым контуром.Рис. 12 Схема дозвуковой компрессорной аэродинамической трубы.1- хонейкомб 2 - сетки 3 - форкамера 4 - конфузор 5 - направление потока 6 - рабочая часть с моделью7 - диффузор, 8 - колено с поворотными лопатками, 9 - компрессор 10 - воздухоохладительРис. 13 Схема баллонной трансзвуковой эжекторной аэродинамической трубы1 - хонейкомб 2 - сетки 3 - форкамера 4 конфузор 5 перфорированная рабочая часть с моделью 6эжектор 7 диффузор 8 колено с направляющими лопатками 9 выброс воздуха 10 - подвод воздуха отбаллоновАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА18Рис.

14 Схема сверхзвуковой баллонной аэродинамической трубы1 - баллон со сжатым воздухом 2 - трубопровод 3 - регулирующий дроссель 4 - выравнивающие сетки 5 хонейкомб 6 - детурбулизирующие сетки 7 - форкамера 8 - конфузор 9 - сверхзвуковое сопло 10 - рабочаячасть с моделью 11 - сверхзвуковой диффузор 12 - дозвуковой диффузор 13 - выброс в атмосферуРис. 15 Схема баллонной гиперзвуковой аэродинамической трубы1 - баллон с высоким давлением 2 - трубопровод 3 - регулирующий дроссель 4 - подогреватель 5 форкамера с хонейкомбом и сетками 6 - гиперзвуковое осесимметричное сопло 7 - рабочая часть смоделью 8 - гиперзвуковой осесимметричный диффузор 9 - воздухоохладитель 10 - направление потока11 - подвод воздуха в эжекторы 12 - эжекторы 13 - затворы 14 - вакуумная емкость 15 - дозвуковойдиффузорАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА19АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫОБТЕКАНИЕ ТЕЛ ВОЗДУШНЫМ ПОТОКОМПри обтекании твердого тела воздушный поток подвергается деформации, что приводит кизменению скорости, давления, температуры и плотности в струйках потока.

Таким образом, околоповерхности обтекаемого тела создается область переменных скоростей и давлений воздуха. Наличиеразличных по величине давлений у поверхности твердого тела приводит к возникновениюаэродинамических сил и моментов. Распределение этих сил зависит от характера обтекания тела, егоположения в потоке, конфигурации тела. Для изучения физической картины обтекания твердых телприменяются различные способы показа видимой картины обтекания тела. Видимую картину обтекания телвоздушным потоком принято называть аэродинамическим спектром.Для получения аэродинамических спектров применяют такие приборы, как дымканалы (Рис. 16),используют шелковинки, оптические меры исследования (для сверхзвуковых потоков) и др.Рис. 16 Дымканал1 - источник дыма; 2 - струйки дыма; 3 - обтекаемое тело; 4 - вентиляторВ дымканале аэродинамический спектр создается струйками дыма, выпускаемыми из специальногодымаря в поток воздуха, обтекающий тело.Сущность способа с использованием шелковинок состоит в том, что в интересующих местах наповерхность обтекаемого тела наклеиваются специальные шелковинки, которые при обдуве теларасполагаются вдоль обтекающих тело струек.

По положению шелковинок судят о характере движенияпотока вблизи поверхности тела.Рассмотрим аэродинамические спектры некоторых тел.Плоская пластинка (Рис. 17), помещенная в поток под углом 90°, создает довольно резкоеизменение направления движения потока, обтекающего ее: торможение потока перед ней, поджатие струеку ее краев и образование непосредственно за краем пластинки разрежения и больших вихрей, которыезаполняют всю область за пластинкой. Позади пластинки можно наблюдать хорошо заметную спутнуюструю. Перед пластинкой давление будет больше чем в невозмущенном потоке, а за пластинкой вследствиеразрежения давление уменьшится.Рис. 17 Аэродинамический спектр плоской пластинки и шараСимметричное удобообтекаемое (каплеобразное) тело имеет более плавный характер обтеканиякак в передней, так и в хвостовой частях.В сечении А - В (наибольшая величина поперечного сечения аэродинамический спектр показываетнаибольшую деформацию струек, наибольшее их поджатие.

В хвостовой части образуются небольшиезавихрения потока, которые создают спутную струю и уносятся потоком, постепенно затухая (Рис. 18).Рис. 18 Аэродинамический спектр удобообтекаемого телаАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА20Удобообтекаемое несимметричное тело по характеру обтекания близко к удобообтекаемомусимметричному, и отличается величиной деформации струек в верхней и нижней частях тела (см. Рис. 19).Рис. 19 Аэродинамический спектр удобообтекаемого несимметричного тела (профиля крыла)Наибольшая деформация струек наблюдается там, где тело имеет наибольшую величинуискривления поверхности тела (точка К). В районе этой точки струйки поджимаются, поперечное сечениеих уменьшается.

Нижняя, менее искривленная поверхность мало влияет на характер обтекания. Здесь имеетместо так называемое несимметричное обтекание. При обтекании воздушным потоком симметричных (инесимметричных) удобообтекаемых тел, помещенных под некоторым углом α к вектору скоростиневозмущенного потока (Рис. 20), также будем иметь картину несимметричного обтекания и получимаэродинамический спектр, аналогичный тому, что получается при обтекании несимметричногоудобообтекаемого тела (см. Рис.

19).Рис. 20 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела (профиля крыла), помещенного в поток подуглом αНа верхней поверхности тела, в месте наибольшего поджатия струек, согласно законунеразрывности струй будет наблюдать местное увеличение скорости потока и, следовательно, уменьшениедавления. На нижней поверхности деформация потока будет меньше и, следовательно, меньше изменениескорости и давления.Нетрудно заметить, что степень деформации струек в потоке будет зависеть от конфигурации тела иего положения в потоке.

Зная спектр обтекания тела, можно для каждой его точки подсчитать величинудавления воздуха и таким образом судить о величинах и характере действия аэродинамических сил. Так какна различные точки поверхности обтекаемого тела (профиля крыла) действуют разные по величине силыдавления, результирующая их будет отлична от нуля. Это различие давлений в разных точках поверхностидвижущегося крыла является основным фактором, обусловливающим появление аэродинамических сил.Величины давлений на поверхность для различных тел определяют в лабораториях путем продувкив аэродинамических трубах. Полученные значения давлений для каждой точки наносят на специальныеграфики (Рис.