Часть 2 (1161646), страница 18
Текст из файла (страница 18)
При этом отрыв, возникающий и развивающийся у выпуклой стенки канала, приводит к ускорению потока у противоположной — вогнутой стенки и как следствие этого к уменьшению потерь в этой области течения (кривая о). При некотором повышенном противодавлении на входе в канал возникает один прямой скачок вместо расчетной системы двух скачков.
Замена двух скачков одним скачком большей интенсивности вызывает увели. чение потерь и в центральной, и в пристеночной частях потока (кривая 4, рис. 10.71). Последнее обстоятельство является результатом взаимодействия скачка большей интенсивности с пограничным слоем. Экспериментальное исследование исходной сверхзвуковой ре- шетки (рис. 10.68) при углах атаки 1 та 0 проводилось Л. А. Сус- 5 1!.
РЕШЕТКА ПРИ ДОЗВУКОВОЙ ОСЕВОЙ СКОРОСТИ 97 ленниковым ') на рабочем колесе с цилиндрической формой проточной части и с высотой лопаток, составлявших всего 0,1 части диаметра. Для таких лопаток изменение параметров потока по радиусу столь незначительно, что им можно пренебречь и дг1= аул г 4г" Рис. 10.72. Мгновенные шлирен-фотографии обтекания вращающегося колеса с клпновидными лопатками (вращающаисн сверхзвуковая решетка) сверхзвуковым относительным потоком рассматривать рабочее колесо как вращающуюся решетку с постоянными по радиусу параметрами потока. Мгновенные фотографии течения в решетке, полученные на приборе Теплера — Фуко с помощью цилиндрической оптики, приведены на рис. 10.72. ') Оусленн иков Л. А.
0 применении оптических методов для научения течения в лопаточных венцах осевого коьшрессора ф~ Лопаточные машины и струйные аппараты, вып. 1.— Мл Машиностроение, 1966. ч Г. Н. Абрамович, ч. 2 98 ГЛ. Х. ЭЛЕМЕНТЫ ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ ПРОФИЛЕЙ 9 12. Некоторые сведения о пространственном обтекании единичного крыла и решетки крыльев В предыдущих параграфах рассматривалось обтекание крыла плоскопараллельным потоком жидкости. Такое течение может быть осуществлено только на крыле бесконечного размаха.
Остановимся теперь на основных вопросах теории крыла конечного размаха. Бесконечное крыло воздействует на обтекающий его поток жидкости, как бесконечная вихревая нить. Иначе Рис. г0.74, Схема П- образных вихрей лля крыла с переменной циркуляцией по раз- маху Рис. тоуз. Аэродинамическая схема крыла конечного размаха с П-образным вихрем постоянной циркуляции говоря, можно считать, что в крыло как бы помещен так называемый присоединенный вихрь. Как известно из гидродинамики, вихрь может оканчиваться только на границах потока или быть замкнутым.
Поэтому присоединенный вихрь не может внезапно оборваться на торцах крыла конечного размаха (рис. 10.73); его свободные концы, называемые вихревыми усами, выходят Из этих фотографий отчетливо видно, что перед решеткой имеется периодическая система ударных волн. Перед носком каждой лопатки устанавливается криволинейная ударная волна, одна из ветвей которой уходит вперед, возмущая поток перед решеткой, а другая ветвь падает на профиль соседней лопатки.
Форма и положение ударных волн зависят от угла атаки. При малых углах атаки ударная волна состоит из двух ветвей — одна расположена перед решеткой, а вторая входит в межлопаточный канал и представляет собой по существу косой скачок уплотнения. По мере увеличения угла атаки ударная волна выпрямляется, одновременно перемещаясь вверх по потоку. При наибольшем угле атаки ударная волна близка к прямому скачку, расположенному на заметном расстоянии от передней кромки профиля.
9 12. ПРОСТРАНСТВЕННОЕ ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА И РЕШЕТКИ 99 за пределы размаха 1 и, будучи подхвачены общим течением жидкости, вытягиваются по линиям тока в бесконечность. Если циркуляция вокруг крыла постоянна, то такое крыло конечного размаха можно заменить П-образным вихрем. В действительности циркуляция по крылу конечного размаха обычно изменяется, и з общем случае крыло можно заменить системой из бесконечного числа П-образных вихрей, образующих непрерывную вихревую пелену (рис.
10.74), которая, как показывают Рис. 10.75. Схема сворачива- Рис. 10.76. Скос потока за крылом ковечния вихревой пелены за кры- ного размаха лом в два вихревых уса исследования, неустойчива и за крылом сворачивается в два вихревых уса (рис. 10.75). У крыла прямоугольной формы вихревые усы сбегают главным образом с концов, поэтому такое крыло может быть заменено приближенно одним П-образным вихрем с постоянной циркуляцией. Опыты хорошо подтверждают описанную гидродинамическую схему крыла конечного размаха.
Принимая во внимание действие сбегающих с концов крыла вихрей, удается установить влияние размаха крыла на его аэродинамические свойства. Для этого определнется средняя по размаху крыла индуктивная скорость, вызываемая вихревыми усами и обычно называемая скоростью сноса потопа игте. Можно показать, что сз 5 сз ю = — — — ю = — — итн,' во= н 1 к= лд здесь величина )г = 1/о обозначает относительный размах, или удлинение крыла. Соответственно для угла скоса потока Ьа имеем следующую важную формулу теории крыла конечного размаха '): с„ Ла = —. яХ ') См.
подробное наложение теории крыла конечного раамаха в книге: 1О р ь е в Б, Н. Экспериментальная аэродинамика. Ч. 11.— Мл Оборонгиз, 1938, 7ч 100 ГЛ. Х. ЭЛЕМЕНТЫ ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ ПРОФИЛЕЙ Если крыло стоит в потоке под углом атаки а, то истинный угол атаки составляет (рис. $0.76) а, = сс — стсс. Для крыла бесконечного размаха (А = ) угол скоса равен нулю (гта = О), т. е. истинный угол атаки равен кажущемуся (а). Чем меньше относительный размах крыла А, тем больше угол скоса потока и, следовательно, меньше истинный угол атаки. В связи со скосом потока вектор подъемной силы крыла поворачивается на тот же угол гтсс, так как его направление всегда перпендикулярно к истинному направлению потока (рис.
10.76). Проекция подъемиой силы крыла конечного размаха ') на направление иевозмущеииого потока представляет собой силу так называемого индуктивного сопротивления: Л„~ = Лкз(пгта. Переходя к безразмерным величинам и учитывая малость угла скоса (згпгта= ста), получаем формулу для определения так называемого коэффициента индуктивноео сопротивления крыла конечного размаха я с„ е = с сти = —.
ля — к яХ' Таким образом, влияние копечного размаха крыла сказывается в появлении особого рода (иидуктивного) сопротивлепия даже в случае обтекания крыла идеальной жидкостью. Ввиду того что коэффициент подъемной силы пропорциоиален истинному углу атаки, выражение для коэффициента индуктивного сопротивления в дозвуковом потоке сжимаемого газа остается таким же, как в несжимаемой жидкости (при дозвуковой скорости вихри, сбегающие с концов крыла, по-прежиему оказывают влияние на поток вдоль всего размаха крыла). При сверхзвуковом же обтекании возмущающее действие концевого сечения крыла распространяется только внутри конуса слабых возмущений с вершиной в передней кромке концевого сечеиия.
Это приводит к существенному уменьшению индуктивного сопротивлепия, которое, вообще говоря, может быть сведено к нулю, если концы крыла срезать так, чтобы конусы возмущений, исходящие из передних кромок концевых сечений, ие заключали внутри себя элементов крыла. В этом случае при сверхзвуковой скорости полета все сечения крыла будут обтекаться так же, как крыло бесконечного размаха. ') Ввиду того что углы скоса малы, подъеыиая сияа при скосе потока почти ке иеэяется (с кв с ). у я)' в!2. ПРОСТРАНСТВЕННОЕ ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА И РЕШЕТКИ !Я Ранее при рассмотрении крыла бесконечного размаха предполагалось, что течение остается плоским и что направление скорости набегающего потока нормально к передней кромке кры= ла.
Рассмотрим теперь крыло бесконечного размаха, обдуваемое под углом к передней кромке или эквивалентное ему крыло, Рис. И!.77. Косое обтека- кке крыла перемещающееся в воздухе с некоторым скольжением, характеризуемым углом р (рис. 10.77). При этом по-прежнему будем считать, что хорда и профиль крыла постоянны вдоль размаха. Разложим полную скорость потока чг! на две составляющие: параллельно передней кромке и нормально к ней. Параллельная размаху крыла составляю- ау У щая скорости чт! соз р при обтекании крыла не изменяется и ае поэтому не влияет на распре- деление давления по крылу, , †,3=7'' которое определяется только --- 40 нормальной составляющей око- 4 рости чт! Мп р. Да Д7 ДВ !4У !Т Итак, скольжение крыла ркс, РЕ78. Канапке стреловкдпости бесконечного размаха не алия- крыла с дозвуковым профилем на ет на распределение давления зависимость прокзводкой ас„/аа от по его поверхности.
Следова- числа М! ( 1 тельно, числом Маха, определяющим характер обтекания врыла, является уже не число М! = и !/а!, а эффективное число Маха !а! в!ар Мгвэ = М МП Р. а Результаты эксперимента (рис. 10.78) действительно показывают, что при сохранении формы профиля крыла и его удлинения удается путем расположения крыла под углом р = 40' к набегающему потоку существенно увеличить значение Нс„/Йс в диапазоне чисел Маха 0,8 — 0,9. 'Таким образом, придавая крылу стреловидную форму, мож- но, например, затянуть момент возникновения волнового кри- 102 Гл.
х. элементы ГАЗОВОЙ динАмики пРОФилеЙ зиса у крыла с данным профилем на большие числа Мь Этот способ уменьшения сопротивления нашел широкое применение в практике современного самолетостроения. Заметим, что при появлении на стреловидном крыле местной сверхзвуковой зоны течения, замыкаемой скачком уплотнения, последний является косым скачком, фронт которого приблизительно параллелен передней скошенной кромке крыла. Поэтому волновое сопротивление стреловидного крыла меньше, чем у прямого крыла.
Наличие составляющей скорости вдоль размаха стреловидного крыла вызывает перемещение в этом же направлении поГраничного слоя. Это приводит к ухудшению обтекания и к уменьшению критического угла атаки у концевых профилей. На практике для устранения этого вредного влияния вязкости применяют «гребешки» вЂ” выступы, располагаемые вдоль хорды и препятствующие перетеканию пограничного слоя. Рассмотрим теперь некоторые вопросы пространственного течения жидкости в лопаточных машинах.
В тех лопаточных машинах, венцы которых работают в практически безграничном потоке (воздушные и водяные винты, ветряки), с концов их лопаток, так же как и в единичном крыле конечного удлинения, сбегают присоединенные вихри. В результате возникает дополнительное индуктивное сопротивление, вычисление которого по сравнению с единичным крылом осложняется наличием взаимной интерференции между сбегающими с конца каждой лопасти вихревыми усами '). Такого рода вихревые усы не могут возникнуть в турбомашинах других типов (осевые компрессоры и вентиляторы, осевые турбины), отличающихся тем, что их лопатки ограничены с торцов поверхностью кольцевого канала т).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
