Т. Карман - Аэродинамика. Избранные темы в их историческом развитии (1161639), страница 11
Текст из файла (страница 11)
Вмеето Гяаг»а П Рнс. 22. Картины неаозмущенного течения на Йюю» потянем гняпе» чем иа рнс. 21. Вверху: камера а состоянии покоя отшкнтельио иеяоамущеииой жичкостн. Винту: камера дянжсеня г ачродннамнческой поверхностью. (Ич кннгк 1.. Ргап411 апй О.С. Т1ег1епя. ЛррМ4 Нного. он»1 Асгогнес1»анин ~соруг1д1»г 1И4, Ь!п1гес1 Евя1пеег1пй Тгпксеея, 1пс.. Мс11ган-11111 Воок Со., 1пс.$, с разре- ин иия.1 тиого иа острой кромке сотлаотс»я них1гь, и ва и им слепу щт 1»аярын или вих1н»вой слой. Но мы должны помнить, что, в соотвсчттвии с основным принципом механики, вращение, илн.
точнее. момент ксщнчества Теория подеелеиой силы движения, не может быть создано в системе без противодействия. Например, если мы попытаемся привести во вращение тело, такое как колесо, то мы испытаем противодействие, стремящееся вращать нас в противоположном направлении. о|ли в случае с вертолетом с одним несущим винтом, вращающимся в одном направлении, нам необходимо устройство, чтобы предотвратить приведение во вращение тела летательного аппарата в противоположном направлении. Подобным образом, если процесс приведения в движение профиля крыла создает вихрь, т.е. вращение части жидкости, то в остальной жидкости создается вращение в противоположном направлении.
Это вращательное движение жидкости проявляется как циркуляция вокруг профиля крыла. Способом, .аналогичным тому, что мы видели в случае теннисного мяча, циркуляция создает более высокую скорость (более низкое давление) па верхней и более низкую скорость (более высокое давление) на нижней поверхности крыла, Таким способом создается положительная под ьемная сила.
Ясно, что эта точка зрения изменяет вско физическую картину относительно подьемной силы. В прежние времена инстинктивное впечатление состояло в том, что воздух сталкивается с наклонной поверхностью крыла,, и поэтому самолет поддерживается воздухом внизу. Теперь мы видим., что крыло самолета, по крайней мере, частично подвепеивает или всасывает воздух, проходящий вдоль его верхней поверхности. Фактически, влияние яа общую подьемную силу отрицательного давления или всасывания, созданного на верхней поверхности, больше., чем влияние положительного давления на нижней поверхности.
Вернемся к процессу развития циркуляции. Мы видели, что внхрь создается вблизи задней кромки: он остается позади., в то время как крыло продолжает движение. л1ы называем этот вихрь начальным вихрем. Его ясно можно различить на фотографиях (рис. 22). Одновременно, как мы уже говорили ранее, создается циркуляция вокруг профиля крыла, и пока вихревая область оставляет крыло в вихревом слое, циркуляция возраствет.
Однако резонно предположить, что когда начальный вихрь унесен па большое расстояние, то циркуляция достигает своего максимального значения, так как больше не существует разности скоростей между течениями, осшвляющими верхнюю и нижнюю поверхности. Это предположение независимо друг от друга выдвинули Кутта и Жуковский. Оно называется условием Кутта — Жуковского или условием плавного потока на задней кромке. Это заметный мо- Глава П Рис. 23. Коэффициент подъемной силы Сь аэродинамической поверхности МАСА 4412 в зависимости от угла атаки о. Теория циркуляции подъемной силы сравнивается с экспериментальным результатом. мент в теории подъемной силы, потому что он определяет величину циркуляции.
Посредством этой гипотезы вся задача подъемнон силы становится чисто математической: следует только определить величину циркуляции так, чтобы скорость течения, оставляющего верхнюю поверхность задней кромки, равнялась скорости течения, оставляющего нижнюю поверхность. Правило, сформулированное таким образом, применяют к крыльям с нулевым углом при вершине па задней кромке. Если касательные к верхней и нижней поверхности образуют ограниченный угол, го задняя кромка является точкой остановки потока, т.
е. скорость, рассчитанная с обеих сторон, пулевая. Условие Кутпэ — Жуковского предсшвляется приемлемой гипотезой, во-первых, потому что на него указывает визуальное наблюдение и, во-вторых, потому что подъемная сила, рассчитанная посредством этого условия, находится в удовлстворитсльпом соотвстсгвии с нзмсрс- Теория подвемвой силы Рис. 24. Распределение давления вдоль хорды аэродинамической поверхности КАСА 4412 при угле атаки а = 6,4'. Р— давление на поверхности относительно давления потока, разделенное иа динамическое давление потока, а Х вЂ” расстояние вдоль хорды в процентном етпошеиии хорды.
Теория циркуляции подъемной силы сравнивается с экспериментальным результатом. ниями. Сравнение между теорией и экспериментом показано на рис. 23, где коэффициент подъемной силы представлен в зависимости от угла атаки а для типичиого профиля крыла. Коэффициент подъемной силы Сь — безразмерная величива, получеиная делепием подъемной силы на единицу ширины на длину хорды Й и па динамическое давление трЕ, где р — плотность жидкости, а, У вЂ” скорость полета или 1 гз 2 скорость невозмущснного потока относительно крыла. Кривая, полученная с помощью вычислений, вполне соответствует измеренным значениям при условии, что угол атаки небольшой. На рис, 24 также сравнивается рассчитанное распределение давления д,ля того же профиля крьща с измеренным результатом, где построен график разницы между давлением, действующим на поверхности 1как верхней, так и нижней), и давлением, преобладающим в иевозмущенном течении, разделенным па динамическое давление.
И снова неоспоримое совпадение теории и эксперимента. 54 Глава П Здесь я хочу обратить внимание, что результат этой теории, которую мы называем теорией циркуляции подъемной силы, значительно отличается от теории Ньютона. В теории Ньютона предполагается, что отклоняемая воздушная масса — это количество возлуха, который непосредственно сталкивается с поверхностью тела. Если хорда плоской пластины Л, а угол атаки и, то масса воздуха, которая отклоняется на единицу ширины пластины, пропорциональна А в1по (рис.
Э, стр. 20). Однако в соответствии с теорией циркуляции, она пропорциональна 3, 141. Например, если о составляет 5', при этом сйпо меньше 0,1, то результат Ньютона ошибочен более, чем на множитель 30. Сравнение между результатом Ньютона и теорией циркуляции также можно увидеть на рис. 14 (стр. 35), где построен график зависимости безразмерной перпендикулярной силы (т.е. составляющей силы, перпендикулярной пластине; тогда как подъемная сила является составлякяцей, перпендикулярной направлению относительного потока) от ггла атаки. Ограничение теории крыла: срыв потока На рис. 23 показано, что полезность теории обусловлена ограниченной областью значений утла атаки, включающей относительно малые углы, положительные и отрицательные.
Вне этой области значений измеренная подъемная сила падает намного ниже значений, предсказанных теорией. Физическое обьяснение этого несоответствия, подтвержденного визуальными наблюдениями, следующее. Как уже говорилось, подьемная сила, действующая на крыло, возникаег баагодаря разности в давлении мегкду верхней и нижней поверхностью. Эту разницу в давлении можно сохранить, только если течение удерживается у поверхности. Действительно,при малых углах атаки течение испытывает незначительные препятсгвия, но удерживается у поверхности. Однако когда угол увеличивается, воздух встречает всё возрастающие препятствия, чтобы сохранить соприкосновение, особенно на верхней поверхности, где ему приходится прокладывать себе дорогу вопреки возрастающему давлению, и он отрывается от поверхности до того, как достигнет задней кромки.
Этот отрыв приводит, во-первых,к значительно меньшему значению циркуляции по сравнению с тем, которое задает условие Кутта жуковского, и, во-вторых, к фактическому снижения> циркуляции с увеличивающим углом атаки, Таким образом, Теория водоемной силы существует определенный критический угол атаки для каждого профиля крыла, сверх которого подъемная сила больше не возрастает с углом, а начинает уменьшаться. В таком слу.чае о крыле говорят, что оно находится под закритическ м углом атаки. Это явление имеет большое значение, <яюкольку оно определяет максимальную нагрузку, которую может выдерживать крыло при заданной скорости, и, в частности, безопасную посадочную скорость самолета.
По-видимому, иногда срыв потока случается и у птиц. Срыв потока у птиц можно вызвать, если у человека есть некоторые знания по аэродинамике. Я часто пытался проделать это с чайками на берегу озера Копстанс (Сопя<васе). Я держал в руке хлеб, и когда птицы пытались достать его, я медленно отдергивал руку. Тогда птицы пытались умеиыпить скорость, чтобы достать его, что требовало увеличения коэффициента подъемной силы. Очевидно, что несколько раз птицы превьппали критический угол своих крыльев и падали. Разница между птицей и самолетом заключается в том, что птица может легко создать дополнительную подъемнукь силу, энергично взмахивая крыльями. Явление срыва потока в основном зависит от вязких воздействий, которыми пренебрегают в теории циркуляции подъемной силы. У нас все еще нет надежной т< ории, предсказывающей угол, при котором происходит срыв потока, или картину потока вокруг крыла, когда оно находится под закритическим углом атаки. Однако мы знаем некоторые средства, которые эффективны не для полного предотвращения срыва потока, а для его отсрочки, Такие средства называются угьпройствами для увеличения по<<еемной силы.
Одно из таких устройств паз возле передней кромки, изобретение Густава Лахььана и сэра Фредерика Хендли-Пейджа. Паз предотвращает отрыв потока от окрестности передней кромки, который является самым опасным видом отрыва. Вместо неповоротного паза в крыле можно также установить подвижное крылышко впереди передней кромки. Крыльшько перемтцается вперед автоматически отрицательным давлением при высоких утлах атаки и создает паз, который при нормальяом полете остается закрытым. Лахман, немецкий летчик во время Первой мировой войны, который позже получил докторскую степень в Ахенском университете, защитив диссертацию по теории паза< рассказал мне, что мысль о лазе зародилась у него, пока он лежал в военном госпитале ног ье серьезной аварии, вызванной срывом Глава П потока. Хендли-Пейщж в Англии независимо пришел к тому же изобретению.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
