Chang_t3_1973ru (1014104), страница 34
Текст из файла (страница 34)
При некотором зкаав— чении коэффициента подъемной си- лы отсос может производиться на О.с части поверхности, на которой градиент скорости в первом приближении больше, чем максимальный грао,а 02 диент на крыловом профиле при максимальной подъемной силе без отсоса 1511. Выигрыш в подъемной силе и уменьшение сонротивления благоо 0 1о и 20 даря отсосу при дозвуковых скоростях показаны на фиг. 17 и 18. Увеличение Со при постоянном угле атаки может привести к увеличению Сь, но лишь до тех пор, пока полностью не исчезнет отрыв; при дальнейшем увеличении Со рост подъемной силы незначителен или же прекращается совсем. На фиг.
18 представлены коэффициент сопротивления крыла Со и сумма коэффициентов сопротивления крыла и эквивалентного сопротивления мощности, требуемой для отсоса, (Со + Со ), вычисленные для истребителя «Вампир». С увеличением С уменьшается С Рм, но величина Ср + Ср„возрастает,поэтомуиеобходимооцекивать эффективность отсоса. При заданном коэффициенте подъемной силы иаменение толщины пористого материала вдоль хорды на чет- ХтПРАВЛБНИБ ОТРЫВОМ ПОТОКА 219 32 23 2О 16 Ю 12 ПОО1 о аоооз цих йоооа пили сн О 2 3 4 М Ф в г.
19. Сравнение оптвынльного коэффициента сопротннлення профвлн с отоооом с конффнцвентои тренин ва пластине прв ламинарном н турбулентном пограничных слоях [83). т — ламннарный слой; а — нроймль е отеооам; а — турбулентный слой. «В в г. 18. Изменение Со н аанксвыостн от СО длн крыла с пористой поверхностью [самолет «Вампире) [28). изменении угла атаки наблюдался значительный гистерезис. Это увеличение коэффициента подъемной силы сравнимо с соответствующим увеличением для профиля. Отсос пограничного слоя является также очень полезным средством улучшения характеристик сверхзвукового крыла.
Опыты Грота [531 с двояковыпуклым крыловым профилем толщиной 5% при числе Рейнольдса. вычисленном по длине хорды, 12,5 10«, и числах Маха 2,23 и 2,77 показали, что можно получить увеличение подъемной силы При малом сопротивлении. Путем отсоса пограничного слоя на теле вращения [оживало— цилиндр) можно сохранить ламинарный пограничный слой при числе Рейнольдса, вычисленном по длине, 4,7.10« — 10,7 40«, и числах Маха 2,5 — 3,5. В процессе испытаний температура поверхности модели была равна равновесной температуре тепло- верть снижает мощность, требуемую для отсоса на профиле МАСА 0010 51, следовательно, снижается и расход отсасываемого газа [51[. На дозвуковом крыле с удлинением 4,6 и углом стреловидности 40' Поплтон !52[ получил увеличение коэффициента подъемной силы Сь с 0,94 до максимальной величины 1,18 при коэффициенте расхода отсасываемого газа Со — — 0,0013, хотя при 1) ООО 220 ГЛАВА Х11 изолированной стенки, так что стабилизирующее (дестабилизирующее) влияние охлаждения (нагревания) стенки не накладывалось на влияние отсоса пограничного слоя.
На поверхность о,в Ог ОС ОВ ОВ 1О и/с Вез сасаса Ф и г. 20. Применение распределенного атсаеа при фиисправаином числе Маха (20]. Рз — ПОЛНОЕ ДаВЛЕНИЕ В Исзавмуипипап ПатОКЕ. отсоса не падали ударные волны, благодаря чему удавалось избежать их взаимодействия с ламинарным пограничным слоем. Уменьшение сопротивления при сверхзвуковых скоростях вследствие отсоса пограничного слоя наглядно видно на фиг.
19. Коэффициент сопротивления по результатам измерений на крыле с отсосом при Вес = 12,5 10з в 1,5 раза больше коэффициента сопротивления трения при ламинарном режиме течения в пограничном слое и составляет только около 27% соответствующего 221 РПРАВЛВНИВ ОТРЫВОМ ПОТОКА коэффициента при турбулентном режиме течения. Картина скачков при отсосе представлена на фиг. 20. Слабые скачки отходят от каждой щели, и если замыкающий скачок перемещается назад, протяженность области отрыва уменьшается.
Скачки усиливаются при более интенсивном отсосе и частично исчезают, когда отбое ослабляется. Наклон скачков хорошо согласуется с местными числами Маха, а влияние скачков на сопротивление давления оценивается прнра- анмееамат Ее«маеенаем еакмничннм аем Ф к г. 2«. Пример комбмннрованпого отсоса н адуев (самолет «Фейрчнйлде) 1544. 1 — номбвннроаанвая система отсоса а адуев; 1 — стабвлнаатор с упраалевнем лограннчвого слоя; а — камера со сжатым воадухом; « — камера сгоравня; « — горячий таа н струйному яасосу; « — аакрылон со адуаом; 1 — жела для отсоса на кромке; «вЂ” аакрылок с отсосом; 9 — аакрьглок нлн элерон со адуаом; 10 — аакрылок с отсссам; 11 — »лероя со вдуаом; 1« — турбономпрессор; 1« — трубопровод сжатого воздуха; 1« — струйные насосы; 1« — многосопловой струйный насос.
щением сопротивления отсоса на 10 — 15%. Как видно из фнг. 20, статическое давление на верхней стороне профиля уменьшается, следовательно, подъемная сила сверхзвукового крыла увеличивается за счет отсоса пограничного слоя. Так как устранение пограничного слоя из пристенной области путем отсоса и увеличение его анергии путем вдува являются эффективными средствами управления отрывом, комбинация зтнх двух средств является практическим решением проблемы улучшения характеристик крыла самолета, в особенности при посадке и взлете. Немецкие самолеты «Арадо-232» и «Дорнье-24» были снабжены указанными двумя системами управления обтеканием крыла (в области за задним лонжероном). Позднее на самолете ГЛАВА Х11 ХС-$23П был получен Сг,„,„, = 4,8.
На легком самолете «Цессна», построенном в США, были осуществлены отсос и вдув. Для такого способа управления пограничным слоем нет удовлетворительного метода расчета, позтому проектирование было основано на экспериментальных данных. Крылья имеют верхнее положение, так как влияние земли уменьшает приращение подъемной силы при интенсивном отсосе и адуве. Отсос и вдув могут быть распределены по размаху нли по хорде, но распределение по размаху зффективнее других способов, во всяком случае, для дозвукового транспортного самолета. Пример комбинированной системы вдува и отсоса показан на фиг.
2$. Увеличение Сь„,„, путем управления пограничным слоем позволяет выбирать оптимальную площадь крыла для крейсерского режи»1а при соответствующем увеличении скорости и дальности, однако, зти преимущества утрачивают смысл, если мощность, требуемая для отсоса, слив«ком велика. Для атой цели подходит струйный насос, а ротационные насосы непригодны. Воздух, отсасываемый в одном месте по размаху, вдувается в другом месте. Согласование расходов отсасываемого н вдуваемого воздуха достигается соответствующим выбором ширины щелей для вдува и отношения площадей отсоса и вдува 1541. 1.« снижение тзплопззадлчи в овллстях о. »ыва и злделживание отзыва охлаждением Путем вдува газа в область отрыва ламинарного течения можно уменьшить теплопередачу.
Так как при атом требуется умеренный расход газа, такой способ имеет практическое значение. Чепмен 1551 вычислил коэффициент восстановления в отрывном течении как функцию массы вдуваемого газа при значениях числа Прандтля Рг =- 4; 0,72 и 0,5 (фиг. 22). Безразмерный расход массы определяется в виде ~ = у./)/х., где ту, — преобразованная функция тока $, = ф/1/Г,и,1С; ри =- р, (дф/ду), ри = — р, (дф/дх), х, . х/1, х — координата, параллельная разделяющей линии тока ф = 0 в слое смешения.
Из фиг. 22 видно, что при Рг = — 4 вдув не влияет на козффнциент восстановления, который одинаков как для свободного слоя смешения, так и для ламинарного пограничного слоя. Прн О ((2 Де 06 б(6 1,О 12 -51 Ф и г. 22. Влияние вдува на коэффициент восстановления 1521. свободный слой смешения: — — — пограничный свой (ба); — 51 Оя(/Р к Ы)У Ве/С безРазмерный расход вдуваемого гааа; ш( — расход вдуваемого гааа (плотность х скорость х площадь); Ь вЂ” ширина двумерного течения; ! — длина свобоцного слоя смешения; С вЂ” коэффициент пропорциональности меищу вяакостью и температурой; г = = (Ьон — Ье)(и,,/2) — кавффнциент восстановления, где Ьом — удельная знтальпяя для теплоиаалированной стенки.
1,0 О И з Ф в 0,4 ц2 о о,2 ае ОЯ О,в 1.0 5,2 54 Ф и г. 23. Влияние вдува ка теплоцгредачу в случае Ь = Ь = 1 (в случае М -ь 1 значение Ь может быть любым) 155!. (Ом) тепловой поток (О ) г тепловой поток при отсутствии вдува Ок' — суммарный тепловой поток 55 б н стенке между точками отрыва и присоединения; — $1 — — — (ш;,'о„к ы) угнщс — осзраз.- мсряый расход вдуваемого газа. 224 ГЛАВА ХП Рг ( 1 вдув вызывает уменьшение коэффициента восстановления как для слоя смешения, так и для пограничного слоя.
Пунктирной кривой на фиг. 22 представлены значения Г, вычисленные Лоу [561. Если в область отрыва вдувается газ с расходом риду = )ггр,и,[А,)С ) дь = — ьа)' р,и,[А,[С, ОО Фа (индекс д относится к застойной области), то в области присоединения не происходит возвратного течения и тепловой поток равен нулю (фиг. 23) [551. Ра овеем,галелненныв -4— нзнаним газом Ф и г. 24.
Конус со вдувая [551. Чтобы оценить требуемый расход вдуваемого газа лз;, рассмотрим конус с углом при вершине 30' (фиг. 24), радиусом основания 0,3 м, движущийся со скоростью, соответствующей числу Маха 20, на высоте 30 км; одна треть объема конуса первоначально занята жидким воздухом илн жидким водородом. Конус пролетит с постоянной скоростью расстояние около 1,4 10е диаметров, или 800 км, при нулевом теплообмене до полного расхода запаса жидкого газа. Практический эффект зависит от числа Рейнольдса, до которого свободный слой смешения может остаться ламинарным.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
