Chang_t2_1973ru (1014103), страница 34
Текст из файла (страница 34)
В., ТЬе В1юй Воду Нурегзошс %а)се, ОАЯЬ ТесЬ. Нер), № 451, )л1у 1964. 3 е й б е р г, Б л е й х, Расчет гиперзвукового следа методом коиечиых разиостей, Раеетнаа техника и космонавтика,,% 8 (!964). Е е ! Ь с г 9 8. 1., Р 1 е 1 й з А. К,, Воипйагу Ьауег апй %а1се Са1си1а!%аз )ог 8)епйес Сопев ад)Ь 81!8Ы Хояе Н!кпМпя, ГАЯЬ ТесЬ. Верх, № 556, Яер). 1965.
Глава 1Х ОТРЫВ ПОТОКА С ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ Обозначении Аг— ив с„— с,„— с;= К = Ь— М— ив г— г— гв г1— и*— лс р относительная площадь плоского среза носовой части тела, %; Радиус иглы; коэффициент нормальной силы; коэффициент продольного момевта; (Ре — Р)Яер и' — коэффициент давления; еег или 1Я; расстояние в направлении х от начала пограничного слоя до точки на теле, где его толщина или радиус равны д длина иглы; расстояние в направлении х от начала пограничного слоя до начала области отрыва (застойной области); число Маха; параметр степенного профиля скорости; радиус; расстояние по нормали к клину; расстояние вдоль поверхности тела, измеренное от критической точки; длина исходной модели; расстояние вдоль оси модели, измеренное от носка; толщина; г = 2 (г,lгз) — 1; скорость на разделяющей линим тока; положение центра давления, измеренное в длинах тела от его носка; тс(тпе толщина пограничного слоя; отклонение потока эа скачком уплотнения; толщина потери вмпульса пограничного слоя; Угол наклона скачка уплотнения относительно вектора скорости перед скачком; угловая координата на сферической носовой части; угол отрыва; пРиРащение статического давления в скачке уплотнения; коэффициент восстаиовленин давления; угол скачка уплотнения.
ГЛАВА 1Х 1Г"Ядокоы поверхность конуса, хорда; присоединение; отрыв; полное значение; значение перед областью отрыва; условие за скачком уплотнения на передней кромке или за областью отрыва; значение после присоединения. с— В— 5— О— 1— Е ОТРЫВ ПОТОКА С ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ ПРИ ДОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ В данном разделе рассматривается механизм и критерии отрыва потока с передней кромки при дозвуковых скоростях, а также сход вихрей с передней кромки. 1) Можае говорить только об умонысвккк суммаркого теплового потока, тзк кзк в области прзооолввоввя возможвм «пккв» теплового потока.— Прим. род.
Отрыв потока с передней кромки может оказать влияние иа весь режим обтекания поверхности. Как н в других случаях отрыва потока, вязкий поток отрывается на передней кромке под действием положительного градиента давления. Прн достаточно больших углах атаки крылового профиля положительный градиент давления на передней кромке с малым радиусом закругления оказывается достаточно большим, чтобы вызвать отрыв. При больших числах Маха отрыв потока с передней кромки вависит от интенсивности скачка уплотнения, образующегося около передней кромки.
Даже при малых углах атаки тонкого крыла с болыпой стреловидностью и с заостренной передней кромкой поток отрывается от передней кромки с образованием вихрей над верхней поверхностью крыла, оказывая влияние на аэродинамические характеристики, в особенности в условиях валета и посадки, а также под действием порывов ветра и взрывных волн в атмосфере.
Другим интересным явлением считается отрыв потока с острия иглы, установленной перед тупой носовой частью тела при сверхзвуковых скоростях. Такая игла может способствовать уменьшению сопротивления и теплопередачи к летательным аппаратам, развивающим большие скорости 1). Она может быть также использована как эффективное средство управления. Вначале рассмотрим отрыв потока с передней кромки при дозвуковых, а затем при сверхзвуковых скоростях потока. от~ыв потока с пвгвднкн кгомки 201 1.1.
МЕХАНИЗМ ОТРЫВА С ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ На основе наблюдений отрыва с передних кромок крыльвв были равработавь1 различные теорин отрыва потока с передней кромки. Крзбтрн (1) на примере крылового профиля ВАЕ 101 с относительной толщиной 10% заметил, что существуют следующие трн типа отрыва потока. 1) Отрыв с задней кромки. При возрастании угла атаки точка отрыва турбулентного слоя движется вверх по потоку от задней кромки. 2) Отрыв с передней кромки. Поток внезапно отрывается вблизи передней кромки. 3) Отрыв лотова с тонково профиля.
Вблизи передней кромки отрывается ламннарный поток и присоединяется как турбулентный поток. Прн возрастании угла атаки точка присоединения движется вниз ко потоку. Отрыв турбулентного потока (тип 1) рас,сматрнвался в гл. (У. Отрьш с присоединением (тип 3) рассматривался в гл. УП. Явление отрыва с передней кромки (тип 2) изучается в данном разделе. При отрыве потока етого типа ламинарный слой может оторваться от верхней поверхности профиля вблизи передней кромки прн некотороы угле атаки. Хотя Крэбтри (1) не наблюдал присоединения на профиле ВАЕ 101, в общем случае присоединение возможно ниже по потоку с образованием пузыря на верхней поверхности. Как указывалось выше, существуют пузыри двух видов: короткие и длинные, в зависимости от их протяженности.
Короткий пузырь представляет наибольший интерес при исследовании отрыва с передней кромки, поскольку прн внезапном разрушении короткого пузыря происходит отрыв с передней кромки с последующим срывом потока, вызывающим резное падение подъемной силы и внезапное повышение сопротивления, Поскольку такой срыв крайне нежелателен с точки зрения азродииамвческих характеристик крыльев, необходимо повять физическую природу отрыва потока атого типа.
В точке присоединения турбулентного патока сразу за короткнм пузырем на профиле Р)АСА 64 А006 кривая распределения формпарзметра ев' = бв16 кмеет пнк, указывающий на существование зоны зарождающегося турбулентного отрыва сразу за короткнм пузырем, что может послужить ключом к теории, объясняющей механизм отрыва с передней кромки. Поэтому Уоллис (2) постулировал, что картина течения, вялю шющзя короткий пузьгрь, неустойчива, вследствие етого поток отрывается в точке ламинарного отрыва с образованием длинного пузыря.
Но постулат Уоллиса не подтверждается другими наблюдениями. 'Гак нак теория Уоллиса основана на исследовании конкретного кры- 202 глава гх лового профиля, она не поддается обобщению. Итак, ввиду того что область непосредственно эа коротким пузырем является переходной от области смешения к обычному турбулентному пограничному слою и так как профили скорости в этих областях не принадлежат к обычному типу, трудно дать истолкование значения Н в этой области [41. Кроме того, примеры отрывов потока с крыловых профилей, приведенные Ыаккаллохом н Голтом [31, не согласуются с теорией Уоллиса, так как зарождающегося турбулентного отрыва непосредственно ва точкой присоединения в конце короткого пузыря ими не наблюдалось. Макгрегор [4] также пе обнаружил тенденции к отрыву присоединяющегося пограничного слоя на профиле.
1.1.1. Теория Могерееори Теория Макгрегора [41 отрыва с передней кромки основана на балансе энергии установившегося вихря за коротким пузырем. Предполагается, что разрушение короткого пуаыря соответствует тому состоянию, при котором кинетическая энергии, поступающая нз оторвавшегося пограничного слоя, недостаточна длн поддеряеання вихревого движения вследствие диссипации знергни путем диффузии. Таким образом, эта теория не охватывает проблему в целом, а только некоторую ее часть, хотя предположения Макгрегора, связанные с условиями равновесия циркуляционного течения в задней части пузыря, являются достаточно убедительными и, по-видимому, правильными И). 1.1.2.
Теория Кребтри В теории отрыва с передней кромки Крэбтри И1 используется коэффициент восстановления давления и в свяаи с тем, что последние достижения сделали возможным более точно вычислить а, комбинируя результаты измерений Голта [31 и Макгрегора [41 в широком интервале углов атаки н чисел Рейнольдса в области отрыва с коротким пузырем. По определению с = (Се„— С )/(4 — Сез) = (Рв Ре)/(/ РМ где Ср — коэффициент давления в области присоединения Ср — — (р — р )/('/ерие ). Индексы Я и /[ соответствуют условиям при отрыве я присоединении. В момент разрушения короткого пузыря либо вследствие возрастания угла атаки, либо вследствие уменьшения числа Рейнольдса прн постоянном угле атаки коэффициент восстановления давления в области турбулентного смешения достигает мак- ОТРЫВ ПОТОКА С ПИРКДНВИ КРОМКИ симального значения 0,35. Это происходит во всех случаях обтвкания профиля, и значение О = 0,35 является обоснованным для процесса турбулентного смешения, вызывающего присоединение в пузыре, что подтверждается экспериментально [5).
Протяженность оторвавшегося ламинарного слоя в передней части пузыря (нли з области, где давление постоянно) определяется выражением (Оее )и — — (и,бе7Т) и, а коэффициент восстановления давления, при котором происходит присоединение турбулентного пограничного слоя, зависит от протяженности О 1 2 3 Л 6 З У Расстояние а)аае еааеркяасти ам лареэяей яраиио, ск Ф и г. 1.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
