Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Часть I (1976) (1245221), страница 50
Текст из файла (страница 50)
рость, которой соответствует критическое число Маха набегаю. щего ц о то к а М р, возникает в том месте профиля, где в случае обтека- ния несжимаемым патокам возникает с а м о е Ц большое разрежение, С. А, Хрнстиановнч установил связь между и н н н и а л ьиым коэффициентом давления О,О рч ж. соответствующим этому нанболыпему О,Ю разрежению, и числом М кр Таким образам, чтобы найти критическое Ц7 число Маха, необходимо какнм-либо путем, на. пример продувкой в малоскарастнай аэроднО5 намнческой трубе, определить величину наи- 0.5 большего разрежения рь~,р~„. Если в резуль- тате продувки найдено распределение дэвле- О,а ння с учетам сжнмаемостн для М .р~М >О. -3.5 -! 0 -1,5 р то определить величину р мы можно обратным пересчетам наибольшего разрежения ряс~ ~и на числа М =О. Рнс 7.2.3.
Кривая С А. Хри- Прсдполажим, что величина наибольшего стнановича длЯ опРеделеннЯ раэ же ня р известна. Так как в месте воэйнкновения звуковой скорости относительная скорость 3.=1. то по табл 72.1 можно найти соответствующее этой величине значение местной скорости фиктивного несжимаемого патока Л 0,7577. Теперь по уравнению Бернулли ра, 1 — 1Л/Л ) э можно найтй относительную скорость фнктнвнога набегающего потока: з пата вбл.
7.2.1 и значению Л определить критическую скорость сжимаемого патака 3. „р. Соответствующее критическое число Маха (1+1 й — 1 з — Чз — л Оэкв лака 2 2 сии (7.2.6) Г фнк зависимости критического числа Маха ат р~с ~!ц, построенный па раф к результатам указанного расчета, приведен на рнс. 723. При увеличении толщины профиля число М, р уменьшается Это объясняется тем, что такое увеличение приводит к большему поджатию струйки жидкости и увеличению местной скорости потока. Следовательно, звуковая скорость нз утолщенном профиле будет достигнута при меньшей скорости избегающего потока, т. е.
прк пониженном значении М =М р Этот нынад непосредственна следует из рнс. 7.2.3, в соответствии с которым уменьшенному коэффициенту Яцо юга прн повышенной местной скорости соответствуют и меньшие неличнны М . П н увеличении угла атаки число Н,„уменьшается, что также объясса Вр. няется балыпнм поджатием струек жидкости н связанным с этим увеличением местной дозвуковой скорости. АЭ~ЭФД~ИИМКЧЕФКНЕ НЭЗффН ТН Исследования С. А.
Хрнстианавичн позволили получить более точные соотношения дла коэффициентов падъемкой силы и момента, чем зависимости (7.114), найденные на основе формулы Прандтля — Глаузрта для коэффициента давления Эти соотношения имеют следуюшнй вид: (7.2.7) дн С=1+О,ОЗН'уН'„~. Сжнмаемасть изменяет положение центра давления профиля (координата этого центра хц л отсчитывается от передней кромки вдоль хорды).
Из (7.2.7) следует, что в сжимаемом потоке коэффициент центра давления сц.л = (сц.л)цсЕ, гД6 Сц х — хц~ф 6 = шл!' ср) (сц,л)цс — — глл цл/са цл. Из (7.2.8) следует, что центр давлении в сжимаемом потоке по сраниению с несжимаемой средой смещается к задней кромке. Это объясняется увеличением аэродинамической нагрузки на хвостовые участки профиля при повышенных скоростях обтекания и. как следствие, возникновением допалинтельнога стабилизирующего эффекта $7.3. ОБТЕКАНИЕ ЙРОФИЛЯ КРЫЛА НОТОНОМ СО СВЕИЙФИТИЧН КОЙ СКОРОСТЬЮ [М )М~~р) 261 тттттгл оЫ>-1а.зрЬ.гп — Самолет своими руками?1 Дозвуковое обтекание профили крыла мажет быть охарактеризовано двумя случаями.
И нервам случае местная скорость патака на поверхности нигде не превышает скорости звука. Это случай ч и с т о д о з в у к о в о г а о б т е к а и н я. Известно. чта прн такой скорости ни в одной тачке профиля ие могут возникнуть скачки уплотнения. а подъемная сила и сопротивление будут определяться с у мгам сжимаемости и в общем случае зависят от сил нормального давления и ~рения. Такое сопротивлешш, нключвющее н себя сопротивление от нормального "заражения (давления) и сопротивление трения.
называется п р оф ил ь ны м Ва втором случае, называемом снсрхкритпческим обтеканием, прн котором число Н набегающего потока больше критического, т е Н >Н цр, м~~~ная скорость н некоторых точках н окрестности профиля становится больше '"-нарости звука и возникает эона местных с верх зву кон ых скоростей. П б рафнля характеризуется тем, чта позади нега, как и исред Прн этом о текаиие и а е ней к анкой, местная скорость меньше скорости звука ..аз р латнеиня нс 73.1). Такие скачки, напоминающие па форме в к естнастн крыла ат сверхаву к бы нэ дв х скариот пе едб Х (Х-образные скачки уплотнения), состоят как ы нэ у укву нега крннолкиейнага (косого) скачка ЛВ и з д ЛВ за нега почти паямога (рнс 7.3,1, б) п- на ве хней, так Местные скачки упплотнения которые могут возникать как р не авлення н на нижней сторонах пра рафнля существенно изменяют распределен д — га соп атинлеи принодят к и яв паявлснйю дапалннтельнога — в а л н а в а г а с р Х .
Т м образам, полное сопротивление профиля Х буд т р б е складываться пня е. аким а Х . е. Х=Хе +Хе нлн с =с,ар+се,. на профильного Х р н волнового Х, т. е. =Хер — коэ игде с — суммарныи каэффи фф цнент сопротивления профиля; с р н с„— коэффпиеиты соответственна профильного н валиово ' р го сап атнвленин. ПРямпа сипчрк ъ~с и 1~И И еав 1 -бу р а7 Р~ О о, гете 7$ и' 1 0 0 к й» И,р 11 Рнс. 7.3.1. Обтекание профиля дозвуковым потоком со сверхкритнческой скоростью. а — асчетиея схема тек Об аНИН Лрк ИаЛНЧНН Иаетлогс ЛряМОГО СКаЧка ау ллотиекия; — рас р ; б — л елелеиие аеалення ло лро$иав а случае обрзоееиил местного Х-обрезного скачка улаотнеиие г- аг Х 1 1(' истой метод асчета волнового сопротивления, предложенный '1' П положим что на верхней эавалась местная сверхзвуковая аана, которая замыкается стороне профиля образовалась мест аха ящ ю через этот скачок.
Параметры газа в струйке иепасрсдсть 1Нь а после скачка Уь Рв ре, Ме Провевенна перед скачком будут ь Рь рь ь а и ем на достаточно большом удалении от профиля слева и пра дем на д ! — 1'. П вЂ” И н обозначим параметры газа вдоль левон пласконые поверхности †. — н о аэ . а влаль пРавой — ЧеРез Рз, Рз... Ре . Ото ай изменение количества книж- еПрнм р у. я тео ем . в соответствии с которой ольные поверхности равна импульсу ння массы г з р р а а п и я атеканнн через кантрольн и правую поверхности.
н силы Х вализбыточной силы, д й у е ств юшей на левую и пра афнль действует на поток, получим каната сопротивления, с которой профиль деист СО Ф> 1г2 ( 2 — ) )г1 ~1и1 1 (Р1 1Ъ ) Ид — Х„, (7.3.1) — О> ОО где Нт г(т — секундные расходы газа вдаль струйки: ГДЕ т1 Ит1 = Р Ъ'1 ЫУ1, Ит =Р2 У2 ФУ которые по условию постоянства расхода равны, т е, Р1о72м У1оа г2о72ю У2сю. (7.3. 2) ъгчгчтл оИз-1алрЬ.гп — Самолет своими руками71 Как показывают исследования, с известным приближеннеы можно считатт что для данного профили величина Н~ — 1 пропорциональна разности Н,— — М р Обозначая соответствующий коэффициент пропорциональности через А~ и включая его в общий коэффициент А, определяемый в виде А1 ( тато ~ ~ УЙ~~ (7.3.8) палучны нз (736') и (7.37') следующее выражение для коэффициента волнавога сопротивления см в = А (Ф*о — М~аэ)'- (7.3-9) Рис.
7.3.2. Сопротивление профиля в околоэвукавом режиме обтекания $ 7.4. ТОНИЯ ПЛАСТИНКА В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОНИ ГАЗА с пОстОянныМи тепЛОеМКОстяйй Рассмотрим простейший профиль крыла в виде бесконечно тонкой пластинки, установленной в сверхзвуковом потоке под углом атаки а. Схема обтекания такой пластинки показана на рис. 7.4Л. У ее пеРедней кромки сверхзвуковой поток разделяетси на две части — верхнюю (над пластинкой) и нижнюю (под иею), не влияющие друг на друга Поэтому сверхзвуковое обтекание каждой стороны можно исследовать независимо. Рассмотрим, верхнюю сторону пластинки Течение на этой стороне представляет собой плоский сверхзвуковой поток, обтекающий поверхность, котораи образует с направлением невозмущеииого те- 264 чтмчтл окЬ-1а зрЬ.гп — Саыолет своими рукаву! Коэффициент А в абщсы случае зависит от формы профиля, угла атаки н числа Н .
Однако с известным приближением ега можно принять настоянным. Продувки и аэродинамических труГх бах современных «рофилей, устзнав- т'(Н ) ленных иод небольшими углаын ата- ЦЦ -ю--4.— — Рв- кк, показали, что коэффициент А =1!. 1 При этом значении удовлетворитель- ные результаты расчетов па фарыу! ле (7,3.9) получаются, если рааность М. — Н.
ар не превышает 0,15. б,/ Иэ формулы (7.39) следует, что коэффнцяект волнового сопротивления возрастает пЬ мере увеличения М " 8 и Н . Это вызвано теы, что нрн увеличении скорости налета возникающие на профиле скачки становятся все более интенсивными н протяженными Для того чтобы при заданном М снизить с , необходимо обеспечить увеличение числа Н ,:р. что достигается в основном уменьшением толщины профиля. Яналагнчный эффект может иметь место прн уменьшении угла атаки. На рис. 7.3.2 показана экспериментальная кривая, характеризующая иэысисние коэффициента сопротивления к~* г ар + с а в околоэвукавом режиме обтекания. Для значения М (0.45 —:0,5 имеет место лишь профильное сопротивление.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
