3 (1014110), страница 11

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 11)

5.35. Схемы скачков (а) и спектр течения (б) е местной снерхвнуканой еонепрн ламинарном и турбулентном режимах пограничного слон. М = зуют наклонный скачок. С увеличением числа йе (при г=сопз1) по мере выравнивания поля скоростей в пограничном слое кривизна линий тока перед скачком уменьшается и при развившемся турбулентном профиле скоростей первый скачок исчезает; остается один, но бо-- лее мощный'скачок небольшой кривизны. Отрыв потока в местной сверхзвуковой зоне проис- и ходит не во всех случаях. Иногда в зависимости от ра- р ел ределения скорости во внешнем течении отрыв им ет е окальныи характер н на некотором расстоянии за 27Б Рнс 5-ЗБ Схема отрыва пограничного слоя перед скачком уплотне- 277 скачками восстанавливается нормальное обтекание поверхности дозвуковым потоком. В дифф)зерном течении за скачкамн отрыв обычно развивается и переходят в кормовую область за телом. На рис.

5-36 приведена схема образования отрыва в сверхзвуковой области. Точка перехода ламннарного слоя в турбулентный (точка Т), как правило, располагается вблизи точки отрыва а. Перейдем теперь к краткому рассмотрению схемы взаимодействия пограничного слоя при сверхзвуковых скоростях с волнами разрежения и скачками уплотнения. Так как в реальном сверхзвуковом тече- Л,у 7 нии всегда образуются л <7 скачки уплотнения и волны разрежения, то одной из важных задач теории -лт у пограничного слоя при М > 1 является изучение взаимодействия скачков и волн с пограничным слоем. Опытные данные позволяют заключить, что условия взаимодействия скачка с пограничным слоем могут быть различными в зависимости от интенсивности скачка, распределения скоростей внешнего потока и режима течения в слое.

Принципиальные схемы взаимодействия скачков и волн разрежения с пограничным слоем приведены на рис 5-37. При небольшой интенсивности скачка (рис 5-37,а) перед ним вблизи точки его ладейия происходит «разбухание» слоя. В результате перед скачком образуется оистема слабых воли уплотнения, создающих отраженный скачок СР, Обтекание утолщенной дозвуковой части слоя сопровождается образованием ода~бой волны разрежения и второго отраженного скачка ГЕ. При значительной интенсивности падающего скачка (рис.

5-37„6) повышение давлений перед скачком вблизи точки падения может привести к местному отрыву потока. При падении на стенку волны разрежения толщина пограничного слоя перед волной может убывать. == — -и-и а) ' См. гл. 3 н 5. 278 Таким образом, мы видим, что действительные схемы отражения скачков и волн разрежения от стенки, обтекаемой вязкой жидкостью, существенно отличаются от схем, рассмотренных в гл. 3 и 4, для идеальной жидкости. Основное отличие заключается в том, что скачки (волны разрежения) через дозвуковую часть слоя изменяют поле потока перед точкой падения, а деформируемый при этом пограничный слой создает новые волновые образования.

Однако основное свойство твердой стенки, отражающей скачки (волны) с тем же знаком, сохраняется и в вязком потоке. Рис. 5-37. Схемы взаимоде6ствин скачков с погра- ничным слоем при сверхзвуковых скоростях. 5-!3. СОПРОТИВЛЕНИЕ ТЕЛ ПРИ ДОЗВУКОВЫХ И СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ На тело, обтекаемое потоком газа, действуют силы давления и касательные силы трения. Результирующая этих сил является полной аэродинамической силой. При изучении плоского обтекания аэродинамическую силу принято представлять двумя составляющими: Р„н Р„ (рис. 5-38).

Как известно', составляющую Р„, направление которой совпадает с направлением скорости набегающего потока, называют силой л о б о в о г о с оп р о т и в л е н и я, а составляющую Ри, нормальную Рис. 538. Силы„действуххпие на обтекаемое тело. к вектору скорости набегающего потока, принято называть подъем ной силой нли силой Жуковского. Имея в ~виду происхождение силы Р, лобовое сопротивление подразделяют на соп р оти вленяе т р ен и я и сопротивление давления. Такое разделение, несмотря на некоторую условность, практически весьма удобно при расчете сопротивления. Тело, помещенное в поток, создает возмущение, в результате которого в области, прилегающей к телу, меняются параметры течения.

Распределение давлений у поверхности тела зависит от его формы и ориентировки в потоке, а также от скорости невозмущенного потока. Распределение сил трения на поверхности тела также зависит ог этих факторов. Распределение давлений по поверхности тела характеризуется коэффициентом давления. Рассмотрим распределение давлений по крыловым профилям различной формы при различных небольших углах атаки (рис.

5-39) для небольших скоростей'. На верхней и нижней поверхностях вблизи носика профиля происходит интенсивное ускорение потока с соответствующим снижением давления. Эти участки профиля я|вляются конфуэорными. Снижение давления на верхней поверхности профиля пв Юу жм-4' рв хв ав вв ва уввх ув ' в ав ав вв ва дйтя рв -йв рв +хв Рис. 5 39.

Распределение давлений по двум профилям различной толщины при разных углах атаки для небольших дозвуковых скоростей. н-угол атаки; он †нозффннне подъемной снлм. происходит более интенсивно, чем на нижней. За точками минимума на нижней и верхней поверхностях поток замедляется. Эта область течения у крыла является диффузорной.

Заметим, что диффузорный участок на ' Обычно принято картину распределення давлений строить по хорде профиля, причем отрипательные значения козффипиеита давления (разрежения) откладываются вверх, а положительные — вниз. 280 верхней поверхности характеризуется более высокими значениями градиента давления.

На задней кромке профиля, где происходит слияние струй, сбегающих с верхней и нижней поверхностей профиля,,полное давление не восстанавливается, так как в пограничном слое имеют место необратимые потери (рис. 5-38). При увеличени угла атаки картина давлений на профиле существенно меняется. Значительные диффузорные участки появляются иа нижней поверхности у носика, Как мы видели,:при сходе с задней кромки профиля образуется вихревой след, насыщенный вихрями, зарождающимися в пограничном слое. Структура вихревого следа меняется с удалением от профиля. Вихри, зарождающиеся в пограничном слое, развиваются при срыве с профиля и затем на значительном расстоянии за телом затухают в результате взаимодействия с внешним, потоком.

При этом энергия вихрей преобразуется в тепло. Образование вихрей приводит к снижению давления в области задней кромки и за профилем в следе. При известном распределении, давления по контуру крыла можно найти проекцию сил давления на направление вектора скорости с . Легко видеть, что Р = ~ Р, его (х, а) с)з, где гтз — элемент поверхности профиля. Сила Р , обусловленная разностью давлений в точках х' обтекаемого тела и направленная против его движения, является силой сопротивления давлений. Кроме силы Р„, на профиль действует результирующая касательных сил трения Р„''. Таким образом, полное лобовое сопротивление тела в плоском потоке является суммой сопротивления давления и сопротивления трения: Р = Р„'+Р,". Необходимо особо подчеркнуть, что сопротивление давления и сопротивление трения имеют одну и ту же при- 28! чину — вязкость жидкости.

Профильным сопротивлением называют сопротивление цилиндрического крыла при его безотрывном об текании безграничным плоским потоком. Для оценки силового взаимодействия между потоком и обтекаемым телом вводятся безразмерные коэффициенты сил, которые называются аэродинамическими коэф.фициентами. Так, сопротивление тела характеризуется коэффициентом лобового сопротивления 2Р 2Р с— р г йМ Р, где Р— характерная площадь' тела; Р— статическое давление невозмущенного потока.

ю Коэффициентом подъемной силы по аналогии называют величину 2Р„2Р с,= л я р с~~Р кме Р Р Как уже указывалось, силы, действующие на обтекаемое тело, а следовательно, и аэродинамические коэффициенты с, и ия зависят' от формы тела, режима его обтекания и ориентировки тела а потоке, При малых скоростях, когда сжимаемость практически не сказывается, основное влияние на коэффициент сопротивления оказывают форма тела, угол атаки и число Ке. Существование такой зависимости, подтверждаемое многочисленными опытами, вытекает из физической природы сопротивления давления и сопротивления трения.

Действительно, в зависимости от формы тела меняется характер возмущения, создаваемого телом в потоке. При этом изменяются распределение параметров течения по обводу тела и, следовательно, обе составляющие силы Р„. Сопротивление трения меняется в связи с изменением структуры пограничного слоя и режима течения в нем.

Аналогичная перестройка спектра обтекания про- ' В форнулы для с„и с„крыловых профилей вводится площадь крыла, равная произведению хорды профиля на длину крыла. 282 исходит при изменении ориентировки тела в потоке. В этом случае точно так же меняются полное сопротивление тела и его составляющие. Отсюда также следует, что в полном балансе сопротивлений тела удельный вес сопротивления давления и сопротивления трения может быть различным в зависимости от указанных ,параметров. Так, профили хорошо обтекаемои формы при малых скоростях имеют сравнительно небольшое профильное сопротивление, причем основным является сопротивление трения.

Характеристики

Список файлов книги