Срывные режимы обтекания летательного аппарата

Лекция №24

Тема 9. Срывные режимы обтекания летательного аппарата

9.1. Типы отрыва потока на профиле

Как известно, при обтекании профиля на малых углах атаки коэффициент подъёмной силы с_уа линейно зависит от α. Но начиная с некоторого α=α_нс эта линейность нарушается. Причиной этого является срыв потока. При этом подъёмная сила и аэродинамическое качество уменьшается, сопротивление увеличивается и моментные характеристики ухудшаются.

При изучении характеристик пограничного слоя рассматривалась физическая картина отрыва потока с верхней поверхности профиля. Физической причиной срыва потока на профиле является взаимодействие положительного градиента давления по хорде профиля с пограничным слоем. Это взаимодействие определяется:

1.-геометрической формой крыла (формой профиля, формой крыла в плане),

2.-состоянием поверхности,

3.-углом атаки,

Рекомендуемые материалы

4.-состоянием пограничного слоя (числом  Re),

5.-числом М потока.

Влияние числа Rе на коэффициент подъемной силы

         В пределах плавного обтекания профиля число без срыва потока Rе мало влияет на силы давления. Поэтому в данном диапазоне углов атаки коэффициент С_уа, определяемый разностью давлений на верхней и нижней поверхностях профиля, практически не зависит от числа Rе. Наоборот, на углах атаки _нс и выше с нарушением плавности обтекания за счет влияния вязкости среды влияние чисел Rе сказывается заметно. При этом в зависимости от толщины профиля может быть два типа отрыва.

         1. Отрыв первого типа, присущий толстым и сильно изогнутым профилям, начинается у задней кромки и распространяется с увеличением a к передней. В этом случае с увеличением числа Rе растут a_кр и с_{уамакс.} за счет уменьшения толщины пограничного слоя, и соответственно, повышения устойчивости потока к отрыву. Однако, при этом срыв развивается более резко с четким выражением пика С_{уамакс.}

                            Рис.9.1                                                          Рис.9.2

         Уменьшение толщины пограничного слоя с увеличением чисел Rе происходит в соответствии с выражениями, известными из 1 части дисциплины

,

         2.Отрыв второго типа, присущий тонким профилям ( < 0.08) или пластинам, начинается у передней кромки в неустойчивой к отрыву части ламинарного пограничного слоя и при увеличении a распространяется к задней кромке. Срыв обуславливается резким пиком разрежения у передней кромки и продолжается до точки, где пограничный слой переходит в турбулентный. Число Rе мало влияет на отрыв второго типа.

Рис.9.3

         Замечание: 1. развитие срыва второго типа уменьшает крутизну зависимости С_уа (a) и даже может образовывать площадки на ней

Рис.9.4

         2. у очень тонких профилей () при больших числах Rе отрыв ламинарного пограничного слоя начинается очень близко от передней кромки, отделившийся слой быстро турбулизируется и присоединяется, образуя короткую зону отделения. С увеличением a она сокращается, а затем разрушается, вызывая внезапный срыв со всей поверхности.

         Зависимость С_{уамакс.}= f(Rе) для профилей различной толщины имеет вид, показанный на рис.

                При определенных значениях чисел Rе (в зависимости от толщины профиля) наступает так называемая автомодельность по числам Rе.

         Определение: автомодельностью по числам Rе называется явление, когда вследствие установившегося турбулетного характера течения по всему профилю с ростом скорости и числа Rе параметры a_кр. и С _{уа.макс.} не изменяются.

Рис.9.5

Скольжение влияет на характер отрыва на самолетах со стреловидными крыльями в большей степени, чем с прямыми. Это объясняется тем, что при скольжении изменяется эффективная стреловидность консолей у идущей впереди консоли угол стреловидности уменьшается, а у идущей сзади -увеличивается. А чем стреловидность больше, тем на меньших углах атаки начинается срыв, так как при этом возрастают с_уа на концах крыла с большей стреловидностью и набухает пограничный слой из-за перетеканий.

Вывод: с увеличением угла скольжения β углы атаки, при которых начинается срыв потока, уменьшаются, особенно у стреловидных крыльев.

Если профиль крыла толстый и на нем реализуется отрыв первого типа, то с увеличением чисел Re отрыв затягивается на большие углы атаки и с_уамакс увеличивается.

У тонких профилей увеличение чисел Re может вызвать смену отрыва с длиной зоной на срыв в короткой зоне, т.е. с_уамакс увеличивается.

На тонком крыле с острой передней кромкой число Re практически не влияет на отрыв потока.

Рис.9.6                                                                    Рис.9.7

У толстых профилей с отрывом первого типа увеличением числа М приводит к увеличению положительного градиента давления, появлению волнового срыва и уменьшению с_уамакс. При этом, чем толще профиль, тем более плавным является распределение давления по хорде и меньше положительные градиенты давления. Поэтому при малых М срыв происходит на больших α и с_уамакс больше. Однако, при увеличении числа М раньше начинается волновой срыв и с_уамакс интенсивно падает.

Рис.9.8

У тонких профилей со срывом у передней кромки в длинной зоне увеличение числа М сначало не приводит к изменению с_уамакс, Затем происходит смена типа отрыва (в короткой зоне) и с_уамакс увеличивается. С возникновением скачков уплотнения и волнового срыва с_уамакс уменьшается.

Рис.9.9

Различной является интенсивность уменьшения с_уамакс при увеличении числа М при различной стреловидности крыла. На малых М чем больше стреловидность, тем раньше начинается концевой срыв, тем меньше с_уамакс. С другой стороны, чем больше стреловидность, тем больше число М_кр, тем позднее и с меньшей интенсивностью развивается волновой срыв.

Рис.9.10

9.2. Срыв потока на крыле конечного размаха

У крыльев конечного размаха отрыв потока развивает не одновременно по всему размаху, а на части его. Место отрыва зависит от формы крыла в плане.

У прямоугольных крыльев в следствии перетекания потока с нижней поверхности на верхнюю через боковые кромки наибольшее разряжение имеет место в корневых сечениях. Поэтому срыв начинается в этих сечениях.

Рис.9.10

Особенности обтекания стреловидного крыла приводят к наличию корневого и концевого эффекта. В корневых сечениях струйки сначала расширяются, а затем сужаются, в концевых сечениях наблюдается обратная картина.

Рис.9.11

В связи с этим величина коэффициента подъемной силы в корневых сечениях уменьшается,а в концевых увеличивается.

Срыв потока на стреловидном крыле начинается в концевых сечениях.Величина с_уанс уменьшается к концевым сечениям стреловидного крыла в результате возростания положительного градиента давления,перетекания пограничного слоя (увеличение его толщины) и уменьшения чисел Re за счет уменьшения величины хорды в случае наличия сужения.

Рис.9.12

На треугольных крыльях наблюдается аналогичная картина, но к концевым сечениям с_уа увеличивается, а с_уанс уменьшается более интенсивно.

На крыле сложной формы в плане проявляются особенности обтекания крыльев большой и малой стреловидности. Поэтому срыв на таких крыльях начинается в районе стыка “наплыва” с консольной частью и с увеличением угла атаки быстро распространяется на всю консольную часть.

Рис.9.13

9.3. Аэродинамическая тряска самолета. Максимальное и допустимое значения коэффициента подъемной силы

Одним из характерных последствий срыва потока с крыла является аэродинамическая тряска, т.е. беспорядочные колебания конструкции при срывном обтекании. Сущность явления заключается в следующем.

Отрыв потока сопровождается интенсивным вихреобразованием. Вихри отделяются от поверхностного крыла и сносятся потоком, в результате аэродинамические нагрузки периодически изменяются. Поскольку конструкция не является абсолютно жесткой, то нестационарные аэродинамические нагрузки приводят к колебаниям её частей, которые воспринимаются как тряска.

Чаще всего тряска возникает из-за колебания элеронов, которые имеют различную причину на докритических и закритических числах М. На М<М_кр колебание элеронов, приводящие к тряске всего ЛА, возникают из-за срыва на передней кромке в районе элеронов или из-за концевого срыва на стреловидных крыльях.

На М>М_кр колебания элеронов происходят по причине или волнового срыва или перемещения скачков уплотнения, даже если срыва потока за ними нет. При наличии угла атаки, даже если профиль крыла симметричный и элерон находится в нейтральном положении, скачки появляются на верхней и нижней поверхности не одновременно.

Рис.9.14

За счет повышенного давления за скачком на элероне появляется аэродинамическая сила, стремящаяся повернуть элерон. При повороте элерона скачек с него перемещается на неподвижную часть крыла и элерон возвращается в исходное положение. И процесс вновь повторяется. Для ослабления волновой тряски на современных самолетах перед элеронами устанавливаются пластины, на которых фиксируются скачки.

Рис.9.15

Аналогично тряска может возникать и в результате колебаний других рулей (высоты, направления).

При наличии интерцепторов из-за нестационарной аэродинамической нагрузки на части крыла за интерцептором по причине срыва потока с интерцептора появляется дополнительный источник тряски.

Источником тряски может быть и горизонтальное оперение, если на расположенном перед ним не стреловидном крыле реализуется срыв в корневых сечениях. Вынужденные колебания горизонтального оперения из-за влияния срыва потока на крыле называются бафтингом.

Известно, что максимальное значение коэффициента подъемной силы с_уамакс достигается в том случае, когда прирост с_уа за счет увеличения угла атаки полностью компенсируется его падением за счет срыва потока. Тряска у большинства самолетов начинается при меньших с_уа, которые несколько превышают с_уанс. Поскольку развитие срыва значительно ухудшает аэродинамические характеристики, а большие значения с_уа могут быть ограничены по условиям прочности, то для конкретного ЛА на основе расчетов и экспериментов назначается допустимое значение коэффициента подъемной силы с_уадоп. Обычно с_уатр<c_уадоп<с_{уамакс.}

Люди также интересуются этой лекцией: 16 Налоговая выгода.

Рис.9.16