Механика жидкости и газа. Избранное. Под общей ред. А.Н. Крайко. (1014100), страница 94
Текст из файла (страница 94)
И. Гооеооео, А. И. Зубкоо - 1 %. Получение более равномерного поля скоростей требует проведения весьма трудоемких работ по доводке сопла трубы. Поэтому сначала в данной работе было исследовано все поле скоростей аэродинамической трубы дифференциальным методом и определены участки с минимальной неравномерностью. Неравномерность этих участков поля составляет бр' < 0.15%, а линейные размеры около 40мм. При проведении исследований модели всегда устанавливались только на этих участках. Центры этих участков не лежат на горизонтальной оси симметрии у = О. На рис. 2 для примера приведено поле скорости бр' = 1(я) (в процентах) при у = 24 мм.
Второй причиной является конденсация водяных паров в сопле аэродинамической трубы,вызывак>щая изменение поля скоростей. Поэтому влагосодержание контролировалось и во всех экспериментах соответствовало точке росы не выше минус 35' С. Третья причина . - возможные геометрические ошибки при установке жестких сменных сопел аэродинамической трубы. Поэтому при проведении работы перемонтажа сопел не проводилось. Четвертая причина ††значител изменение положения критической точки относительно сопла трубы при изменении угла атаки, что приводит к ее перемещению в другую точку поля скоростей. Во избежание этого модель при изменении угла атаки а перемещалась и вдоль оси з так, что критическая Рис.
2 точка на, модели находилась в одной и той же точке поля скоростей. Пятая причина — ошибка Ьг в расположении дренажной точки на модели, соответствующей точке торможения г „„на расчетном угле атаки. Диаметр дренажного отверстия 0.5 мм, а ошибка ~ Ьг~ не превышала 0.2.мм. Шестая причина ошибка Ьа при установке угла атаки. В наших экспериментах ~Ьо~ < 0'15'. Заметим, что как ошибка Ьг, так и ошибка Ьа приводят к тому, что действительная точка торможения на модели не будет совпадать с дренажной точкой, и, следовательно, измеренное давление будет меньше р „„. Влияние двух последних причин сводилось к тохнически возможному минимуму за счет высокой точности изготовления моделей и установки угла атаки.
Седьмая причина - различие в величине гидравлического сопротивления измерительных трасс от крыла и насадка до Ц-образного 9.2) Экстремальность энтроигги на критической линии тока 503 манометра,. Вследствие этой разницы при колебании давления в ресивере даже в небольших пределах показания манометра при дифференциальных измерениях неустойчивы. Для устранения этого явления гидравлические сопротивления обеих трасс подбирались одинаковыми путем динамической тарировки.
Таким образом обеспечивалось отсутствие колебаний спиртового столба в манометре. Восьмая причина отклонение с„критической линии тока от своего первоначального направления на участке от точки пересечения с ударной волной до критической точки (рис. 1). Величина этого отклонения, к сожалению, точно неизвестна. Но оценки показывают, что она примерно на порядок меньше расстояния от тела до отошедшей ударной волны [3, 5, 6]. В нашем случае при Мг = 3 и угле атаки )90' — о) < 45' величина отклонения с, < 2мм.
Исключить эту ошибку можно, если каждую модель крыла испытывать дважды— при угле атаки сг < 90' и о > 90', чтобы отклонение критической линии тока с, было разных знаков. Певятая причина собственно ошибки при отсчете показаний манометра. Однако при дифференциальных измерениях на наклонном спиртовом манометре в рассматриваемом случае разница давлений отсчитывается весьма точно. действительно, даже при г5рггг = 0.1%о от ро величина спиртового столба составляет 250 мм, а точность отсчета 1.5 мм. Предварительное исследование поля скоростей и распределения давления в окрестности критической точки позволило оценить при измеРении г5рггг величины ожидаемых ошибок бР = ЬРгоь,)Р' вследствие указанных выше причин.
Приведем некоторые результаты: %ь 0.008 Отклонение с1е = 0.5мм В установке модели в трубе В положении дренажной точки г5г = 0.2 мм 0.016 0.018 при )90' — о) = 5' г.'1о = 0*15г 0.005 при )90' — и) = 35' В установке угла атаки г11г = 1.5 мм с, <2мм 0.001 прн Ьр„,„„= 0 001 ро < 0.030 Показаний манометра Критической линии тока Суммарная ожидаемая ошибка бр = Ебр < 0.073%. Методика проведения эксперимента была следующая.
Сначала измерялась разность (Ьрта ) дд. между давлением в критической точке крыла и насадком при угле атаки о = 90'. Затем измерялась разность (г)ьрт.„) йдо. при сг р 90'. Как указыгьалось выше, эксггерименты проводились как при гз < 90', так и при о > 90'. Исходя из этих данных,. была получена зависимость гоРг ак — (г3ргоа )с кдд' (3Р оо )с:=дд' .г ()90 сг[). Таким способом практически исключается ошибка в определении Ьр из-за неравномерности поля скоростей. Изменением же поля скоростей 504 А.
И. Гооеовев, А. И. Зубков Рис. 3 в трубе от эксперимента к эксперименту из-за различного содержания водяных паров можно заведомо пренебречь, так как точка росы была не выше минус 35' С. Кроме того, запаса воздуха в баллонах было вполне достаточно для проведения серии из трех экспериментов (а = = 90', о < 90' и о > 90') без дополнительного наполнения баллонов, так что влагосодержание было практически одинаковое. После проведения исследований на круглом крыле диаметром 70 аьн с насадком, имеющим диаметр 14мм, были проведены эксперименты на поворотной державке. Схема такого эксперимента показана на рис. 3. На поворотной державке были укреплены два одинаковых круглых крыла диаметром 45 аьн.
Одно из них устанавливалось на угол атаки ее = 90', а второе - - на угол а ~ 90". Расстояние между их критическими точками равно 26. Разница между давлениями в их критических точках измерялась на том же наклонном спиртовом манометре. давление в критической точке крыла, установленного на угол атаки се = 90', естественно, равно Р„'. После запуска трубы и регистрации разности давлений в положении 1 (крыло, установленное при а < 90', расположено в трубе прн я < О), поворотная державка переводилась в положение 2 путем поворота на 180' вокруг продольной оси я. При этом критические точки крыла а ~ 90' и крыла о = 90' менялись местами (рис.
3). После проведения измерений в положении 2 труба останавливалась. Разность давлений Ьйл измеренная манометром, определялась разностью давлений (еар ах) — 90., в этих точках поля скоростей трубы и собственно разностью давлений (Ьр,аа ) 9190. в критических точках крыльев при а = 90' и ее ~ 90'. Соответственно для положений 1 и 2 можно записать следующие соотношения: '~51 (1~ршах)о=до' + 1шрааах)ойдо' а~52 (шршах)о=до' + (7~Рта )ойдо'. Отсюда (езр о ) Фдо = (л1+ лз)!2.
9.2) Экстремальность энтропии на критической линии тона 505 0.4 о.г 20' 40' ) 90' — а ) Рис. 4 Из этой формулы следует, что искомая разница является полусуммой показаний манометра в двух положениях. Сушественным преимушеством рассмотренного способа дифференциальных измерений на поворотной державке является то, что при этом исключается влияние неравномерности поля скоростей и влажности воздуха.
Кроме того, сравнивается давление в критических точках двух совершенно одинаковых крыльев, но установленных соответственно при о = 90' и о ф 90'. Приведем типы исследованных моделей и их положения 1 и 2 в трубе, .согласно рис. 3. В положении 3 крыло располагалось в трубе при з ( О, т.е, там же, где и в положении 1, но при о > 90', положение 4 получалось поворотом поворотной державки из положения 3 на 180'. Тип модели Положение Расстояние Обозначение на рис. 4 Крыло диаметром 70 ма + насалок диаметром 14 жм Эксперименты в аэродинамичес- кой трубе А-3 1+ 2 197 а 3+ 4 197 бо Контрольные эксперименты Полученные результаты приведены на рис.
4, где построена зависимостгк ра,„— ро = Д)90' — се)). Видно, что при о = 90' эта разность равна нулю. При о ф 90' давление в критической точке превышает давление р' за прямым скачком. При угле )90' — о) = 25 —: 30' разница Лва крыла диаметром 45 жж на поворотной державке Лва крыла диаметром 45 жж на поворотной державке в трубе мм (: < 1 4- 2 100 1 + 2 140 3 -~- 4 140 506 А. И. Главалвв, А.
И. Зубков давлений (р,„в — р') достигает максимума, а затем при дальнейшем увеличении угла !90' — о( уменьшается. Максимальное превышение давления в критической точке при о ~ 90' составляет около 0.3% от р'. Для проверки полученных результатов были проведены контрольные эксперименты в другой аэродинамической трубе на той же поворотной державке и по той же методике. Эти данные также приведены на рис. 4. Хотя неравномерность поля скоростей в этой трубе была около 1.5 Уо от ра, полученные контрольные результаты хорошо совпадают с результатами основных экспериментов на трубе А-3. Это свидетельствует о пригодности рассмотренного в данной работе способа дифференциальных измерений в сочетании с поворотной державкой для проведения подобного рода исследований. Факт превышения давления р' давлением в критической точке крыла при угле атаки о ф 90' свидетельствует о том, что критическая линия тока пересекает ударную волну не по нормали.
Таким образом, экспериментально установлено, что энтропия на критической линии тока нс экстремальна. Линия тока с максимальной энтропией На,ав не попадает на поверхность тела, а проходит мимо. Различие в характере обтекания крыла в отношении взаимного расположения критической линии тока и линии тока с максимальной энтропией о'„,в„показано на рис. 3 (соответственно сплошной и штриховой линией). Литература 1. Маид!вт К.Ь. ТЬе са1си!айоп оЕ 1Ьв йон йеЫ Ьаблтавв а Ыггпв Ъог1у апг! 1Ье Ъок каче. Нурегвои!с Е1ок. Еопг!огп Вигвегтгоггв, 1960.
Р. 219-237. 2. Уад!!а-Ъаитт К., Ретт»' А. ТЬеогейса! !паев!!Яаг!еп о11Ье Яок йе1г! аЬоиг Ъ!шн-повей Ьотйев ш вирегвошс Я!8!»1 О' 3. Аегоиаип Вой 1958. Ч. 25. 1». 761 -770. 3. Ув!дат! Гг./. А ГЬеогу о1 авушгггеспс Ьурегвошс Ыииг-Ъог!у йока (/ А1АА Литва!. 1963. У. 1. №г 5. 4. Галинский С.М» Телевик Г.Ф. Сверхзвуковое обтекание тел различной формы с отошедшей ударной волной 77 Изв. АН СССР. Механика и машиностроение. 1964. № 5.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
