Прикладная гидрогазодинамика Сергель О.С. (1014106), страница 73
Текст из файла (страница 73)
Это интересное явление объясняется тем, что при Ке,в точка перехода Т совпадает с точкой отрыва 5 ламинарного пограничного слоя, т. е, ламииариый пограничный слой турбулизуется перед его отрывом, Турбулентный пограничный слой обладает большей сопротивляемостью отрыву. Поэтому точка отрыва, теперь уже турбулентного пограничного слоя, резко, кризисным образом, перемещается по потоку и устанавливается при угле ср=120 ...!40' в области болыпего ир1их>0. Обтекание шара улучшается, кормовая поверхность шара, на которую действует пониженное давление, уменьшается н С, уменьшается за счет уменьшения сопротивления давления (сопротивление трения увеличивается за счет появления турбулентного пограничного слоя).
При Ке >Ке снова наступает зона автомодельности по числу Ке , тто соответствует постоянному положению линии отрыва турбулентного пограничного слоя, В области 2,5 10а с Ке ~2 1Оа можно снизить С„с 0,47 до 0,1, если искусственно турбулизовать ламинарный пограничный слой, например, установив перед точкой отрыва о иа поверхности шара турбулизующее колечко из тонкой проволоки. Измерение интенсивности турбулентности в потоках методом ш а р а, Положение точки Т перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный зависит от степени тур- 881 булентностн з набегюощего потока и шероховатости поверхности шаРа.
Зависимость Ке кр 1(Я ) нРн гнДРавлнческн глаДком шаРе представлена иа рис. 18.7. Эта строго выполняющаяся зависимость используется для определения степени турбулентности потока по измерению С„шара. Прн этом, за йе„кр принимают значение числа Ке, прн котором С„„я 0,3. ха ООО ОО7 О О7 Оз аг 1О 1,1 17 О7 ад Ог 1О 11 17 Рнс.
18.9. Схсыа обтскания крыхового профиля яри околозвуковых скоростях и зависимость С я С„от числа м Плохообтекаемые тела широко используются в качестве параппотоз, тормозных щитков самолетов, стабилизаторов пламени в форсажных камерах сгорания ТРД и в различного рода турбулиэаторах потоков.
Влияние сжимаемостн газа илн числа М на величину С, н С,. Волновое сопротивление. Рассмотрим течение идеального газа при р = сопя( между верхней поверхностью профиля и отвердевшей поверхностью тока (рис. 18.8). с1велнченне числа М в этом случае соответствует увеличению нол- я — 1 ного давления невозмущеиного потока р„=р (1+ — М ~" '. При увеличении М от 0 до 0,3 сжимаемость газа практически ие проваляется, скорость в любых сечениях струйки, например 1 н 2, изменяется в одинаковой степени, коэффициент давления р,= рг — р %" — атг (' 8 г г х г — — —, т. е. остается постоянным н С, н о П „ 27„ ~ З, /' 2— 2 2 С„г сохраняют неизменное значение (рис. 18.9), Прп О,З~М ~М,о сжимаемость жидкости проявляется в том, что максимальная скорость течения, например в минимальном се- чении 2 увеличивается в большее число раз, чем увеличивается )Г' .
Это объясняется уменьшением плотности прн ускорении газа. Такое увеличение скорости вызывает соответственное уменьшение давления рнер ' н увеличение С„. Теоретические расчеты и опыты показывают, что С„профиля " области 0,3<М <М „,-р следует рассчитывать по формуле" С =С 1Р'1-М', (18. 11) где Сн„— коэффициент подъемной силы данного профиля при заданном угле атаки в потоке несжимаемой жидкости (М «0,3). При кризисе М„=М,рк 1 скорость в минимальном сечении 2 достигает скорости звука, а давление — критического минимального значения —,' =~ — ~ -'=п(1). При дальнейшем увеличении 1.+ 1 М >Мир отношение рт,р/р е не изменяется, поэтому рт„.р -.- р':т (1) увеличивается и С„уменьшается.
Коэффициент лобового сопротивления С„нрофиля в области 0,3«М «Мщ, сохраняет неизменное значение вследствие сохранения неизменной картины течения н картины распределения давления по профилю (при обтекании профиля идеальным газом С,=О). Область обтекания профиля М„н«М «1 качественно отлична от области М «М„р. При М >М,р, за минимальным сечением 2, поток, становясь сверхзвуковым, продолжает ускоряться в расширяющемся канале, а давление — падать. Сверхзвуковая область замыкается скачком уплотнения.
Связанное с этим понижение статического давления на кормовую часть профиля (см. и. 15,6) вызывает резкое увеличение лобового сопротивления давления (см. рис. 18.8), которое в связи с причиной возникновения называется волновым сопротивлением. Увеличение Сз яродолжается и прн М >1 за счет образования перед профилем головной ударной волны. Прн дальнейшем увеличении числа М, когда угол от полуклина сверхзвукового профиля становится меньше оз „(см. рис.
12.7), отошедшая ударная волна превращается в присоединенные косые скачки уплотнения и С, начинает снижаться вместе с уменьшением угла косых скачков н волновых потерь. При увеличении М >3 ... 5 углы головных косых скачков уплотнения изменяются незначительно (см, рис. 12.7) н С, перестает зависеть от числа М .
Область М„р«М =1 называется областью волновоео кризиса сопрогивленил нли звуковым барьером, так как в ней происходит пити-, десятикратное увеличение Сз прн незначительном увеличении М , " Число М =Мтр<! иазиваетси число М невозмупгепного потока при котором скорость потока в некотором сечении около профиля достигает значении местной скорости звука. Стреловидное крыло — это крыло, передняя кромка которого образует с поперечной осью самолета угол стреловндности д (см.
рис. 18.8, б). Поток, обтекающий стреловидное крыло, можно представить как сумму двух потоков: 1) тангенциального )р'!=У' з!пт, текущего вдоль крыла н ие влияющего на распределение давления по профилю (если пренебречь влиянием вязкости); 2) нормального к крылу )Р'„=)Р' сов т, определяющего распределение давления по профилю.
Следовательно, эффективное число М„, определяющее характер обтекания профиля М„= )р'„/а =М соз у тем меньше числа М, чем больше угол стреловидиости. Результаты опытов показывают, что увеличение угла стреловндности приводит к 88 ца !2а з е ! увеличению М,р, существенному снижению максимального значения С„и смещенпю его Рее. !В.!О.Косте имшаРа э область более высоких чи- сел М . Поэтому вес современные сверхзвуковые самолеты имеют стреловидные крылья. В действительности, таигенциальная составля!ощая потока взаимодействует с пограничнь!и слоем„ снося его вдоль крыла. Это уменьшает положительный эффект стреловицности.
Для устранения этого вредного влияния вязкости на поверхности крыла устанавливаются ребра, препятствующие перетеканию пограничного слоя. Уменьшение удлинения ! =1/д крыла приводит к увеличению М„р н к снижению С, (см. рис. 18.8, б) за счет уменьшения разрежения около верхней поверхности крыла. Последнее объясняется усилением эффекта перетекания воздуха (см. ниже) и использованием относительно более тонких профилей.
Звуковой барьер э авиации был преодолен за счет двух технических достижений: 1) замены поршневых авиационных двигателсй рсактивнымн, что обеспечило получение потребных тяг прн малом весе силовой установки; 2) резкого снижения лобового сопротивления крыла и летательного аппарата за счет улучшения их газодинамических характеристик. Влияние сжнмаемостн на обтекание плохообт е к а е и ы х т е л. В качестве примера рассмотрим обтекание шара.
Лля шара Мкрж0,6 (рис. 18.10). При М 'М р сжимаемость газа проявляется в увеличении абсолютных значений е(р/Их~~О. Это приводит к стабилизации ламинарного пограничного слоя и затягиванию кризиса сопротивления на болыпне числа Керр, например, Йе,рж4,57 10' при М =О,Ь вместо Яе„р=3,2.10е при М =0 (см. рнс. 5.2). Прн М >М„р на поверхности шара образуется зона сверхзвуковой скорости, замыкающаяся скачком уплотнения, который, независимо от режима течения в пограничном слое, вызывает его отрыв. В связи с этим, при М„р«М «1 кризис сопротивления шара со снижением С„(см. рис.
5,2) совсем не возникает (С„не зависит отКе ), Прн увеличении числа М в области М„э с.М «1 наблюдается резкое увеличение сопротивления шара, совпадающее с появлением ударных волн. Точка отрыва пограничного слоя смещается по направлению к передней критической точке (рнс. 18.10) н образуется турбулентный след большего диаметра с пониженным давлением на кормовую поверхность шара. Прн М >1 перед шаром устанавливается отошедшая криволинейная ударная волна н С„. продолжает повышаться и достигает величины С„ь,~ж1„05 прн М вЂ” 1,7. Как показывают эксперименты, точка отрыва пограничного слоя смещается на корму на угол 9=110', зона пониженного давления сокращается и в связи с этим наблюдается незначительное снижение С„. Прн обтекании затупленного тела сверхзвуковым потоком отошедшая ударная волна ни при каких числах М не может трансформироваться в присоединенную, как это имеет место при заостренных телах. 18 8, КРЫЛО КОНЕЧНОГО РАЗМАХА.
ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ Пусть крыло конечного размаха 1 установлено в потоке идеальной жидкости под положительным углом атаки а н имеет циркуляцию скорости Г, направленную по часовой стрелке и положительную подъемную силу (рис. 18.11, а). В этом случае давление жидкости на яижней поверхности крыла больше, чем на верхней р„э,а> >р,, Концевые эффекты крыла конечного размаха состоят в том, что возникает самопроизвольный поперечный ток жидкости из области большего давления в область меньшего: на нижней поверхности крыла — от оси симметрии к торцам; затем вокруг торцов; на верхней поверхности — от торцов к оси симметрии.
Взаимодействие этого тока с иевозмущеииым потоком приводит к образованию около торцов вихревых шнуров н вихревой пелены за задяей кромкой. Вихревые шнуры вызывают отклонение невозмугценного потока вниз, уменьшая действительный угол атаки по сравнению с геометрическим, что и является причиной появления индуктивного сопротивления.
При отрицательном угле атаки изменяются на обратные направления циркуляции скорости, подъемной силы (р «р,), поперечного тока и направление отклонения потока. Индуктивное сопротивление сохраняется. Только при установке крыла яа угол нулевой подъемной силы (Г=О; Н„=О, р =р,) поперечные токи прекращаются, пропадают вихри н индуктивное сопротивление, Ддя того, чтобы определить подъемную силу и индуктивное сопротивление крыла конечного размаха, используют вихревую модель крыла.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
