Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Часть I (1976) (1245221), страница 7
Текст из файла (страница 7)
/ — стенка, Я вЂ” граннца слоя 2Т потока называют внешн и и с воб од н ы и т еч ен и е и При исследовании внешнего течения влиянием сил вязкости пренебрегают. Поэтому такое течение считают также н е в яз к и и Скорость в пограничном слое по мере удаления от стенки увеличивается, асимптотическн приближаясь к теоретическому значению, соответствующему обтеканию невязкой килкостью, т е.
к значению скорасгн во внешнем потоке на границе слоя Как уже отмечалось, в непосредственной близости стенка препятствует перечешиваиию, и, следовательно, можно предположить, по пристенная часть пограничного слоя будет находиться в режиме, близком к ламинарному. Этот тонкий участок квазиламинарного пограничного слоя называется в я з к и и и о д с л о е м (иногда эгот участок называют также л а ин нарны и и од сл о е и). Более поздние исследования показали, что в вязком подслое обнаруживаются пульсации, проникающие из турбулентного ядра, однако корреляция между ними отсутствует 1коэффициент Й (1.1.5) равен нулю1 Поэтому согласно формуле (1 1,9) дополнительные касательные напряжения ие возни- 0 Ег» у кают Основная часть пограничного слоя, р асположенна я вне вязкого подслоя, называется т у р б у л е н тн ы и я д р о и.
Изучение движения в таком слое связано с одновременным исследованием течения жидкости в турбулентном ядре и вязком (ламинарном) подслое. и Иамененне скорости по сечению ~Ь л пограничного слоя характеризуется тем, что, постепенно возрастая по мере удаления от стенки, она асимптотически приближается к значению скорости во внешнем потоке Однако для практических целей удобно выделить ту часть пограничного слоя, в которой это изменение протекает достаточно быстро и скорость па границе этого слоя мало отличается от ее значения во внешнем потоке. Расстояние от стенки до этой границьг представляет собой условно т о л щ и и у п о г р а н и ч н о г о с л о я б (рис- 1-1.5) Обычно эту толщину определяют как расстояние от контура тела до той точки пограничного слоя, где скорость отличается от ее значения во внешнем потоке не более чеи на адни процент Введение понятия а пограничном слое позволило осуществить эффективные исследования процессов трения и теплообмена, так как ввиду малости его толщины по сравнению с размерами обтекаемого тел мого тела оказалось возможным упростить дифференциальные уравнения, описывающие движение газа в этой области потока, что облегчает ях интегрирование.
ммчгл о$сЬ-1алрЬ.гп — Самолет своими рукями21 $1.2. РЕЗУЛЬТИРУЮЩЕЕ СИЛОЕОИ ВОЗДЕЯСТВИа Составляющие аэродинамических сил и моментов. Силы от нормального и касательного напряжений, непрерывно распределенные по поверхности обтекаемого тела, могут быть приведены к одном~ главному вектору Р аэродинамических сил и главному вектору М ' момента этих сил ~рис. 1.2 1) относительно какой-лноо точки приведения, называемой центром моментов. Таким центром может быть, вообще говоря, произвольная точка тела.
В частности, Рис. 1.2! Схеыа действующих на аетатеаьный аппарат аародинаинческнх сна н ыоменто» о скоростаои (х, у, г1 н еааааннай 1х,, ц, . ~1 системах координат при продувке моделей ,четательных аппаратов в аэродинамических трубах момент находится относительно одной из точек крепления этой модели, которая может совпадать с носком корпуса, передней кромкой крыла и др. При исследовании реальных случаев '„ движения таких аппаратов в атмосфере аэродинамический момеитможет определяться относительно их центра масс нлн другой точки, являющейся центром вращения.
В инженериои практике имеют дело не с векторами Р и ЛХ, а с их проекциями на оси какой-либо системы координат. Рассмотрим наиболее часто встречающиеся в аэродинамике с к о р о с т н у ю и связанную ортогональные системы координат 1рис. 1,2.1). В скоростиои системе обычно задают аэродинамические силы и моменты, так как исследование многих задач динамики полета связано с применением осей координат именно такой системы. В частности, уравнения движения центра масс летательного аппарата удобно записывать в проекциях на эти оси. Продольная ось Ох ско-, 2В М вмяв оЫ>-1алрь.гп — Самолет своими рукамит1 ростнай системы иапривлена всегда по вектору скорости движения центра масс аппарата, вертикальная ось Оу расположена в плоскости симметрии и направлена вверх (положительное направление), ось Ог направлена вдоль размаха правого крыла (правая система координат) В обращенном движении продольная ась совпадает с направлением скорости потока, а ась Оа расположена вдоль размаха левого крыла так, чтобы сохранялась правая система координат.
Такую систему координат называют и от очной. Аэродинамические расчеты могут осуществляться в с в я з а ни о й системе координат. Кроме того, в этой системе обычно исследуется вращательное движение летательного аппарата, так как соответствующие уравнения записываются именно в связанных осях. В этой системе, жестко связанной с летательным аппаратам, ось бх1 направлена вдоль главной продольной аси инерции, вертикальная ось Оу1 расположена в вертикальной плоскости симметрии, горизонтальная ось Оз', направлена вдоль размаха правого крыла и абразуег правую систему координат. Положительное направление оси Ох1 от хвостовой части к носку соответствует случаю пеобращенного движения (рис 1.2 1).
В обеих системах координат — скоростной (поточной) и связанной — их начало располагается в центре масс летательного аппарата. Проекции вектора 7 на оси скоростной системы координат называются соответственно силой л обо во го сопротивленияеиия Х, подъемной силой «' и боковой силой 2, Соответствующие проекции того же вектора на оси связанной системы координат называются продольной (осевой) (Х1 или Я), нормальной (У1 или й) и поперечной 2, силами Проекции вектора М в той и другой системах координат имеют одно и то же название, а именно.
составляющие относительно прадальной оси называются моментом креи а (соответствующие обозначения в скоростной системе М~, в связанной М Д, составляющие относительна вертикальной оси — и о м е и т о м р ы с к а и и я (М~, Мд~), составляющие относительно поперечной оси — мо и енто мм тангажа (М„М,д В соответствии са сказанным векторы аэродинамических сил и момента в скоростной и связанной системах координат: Р= Х'+ «'У+ 2~=ХА+ «' Ать' Л« =М„с+Л4ду+ М,А= М .ф,+ М~,/1+ М„А,, (1.2.2) где ю д 41, у, А; ю1,,~„А,— единичные векторы по асям соответственно скоростной и связанной систем координат. Положительным моментом относительно оси будем считать момент, который стремится повернуть летательный аппарат против часовой стрелки (если вести наблю ен ветттвии с и б юдение за движением с конца вектора момента).
В сооттвии с принятым расположением осей координат на ис. 1.2.1 а рис. ительныи момент увеличивает угол атаки, отрицательный— уменьшает. мм я л оКЬ-1алрь.гп — Самолет своими руками?! ил и моментов зависят при ~~'1нчпиа И ЫПРжж Д ИЛ нне ействия сил ела некоторои высо данной "1 скорости полета на р ости У или, если р ассматривается о ра- его ( осительно направления т соат- услов и Р р Р ое асполо кение систем коорди ветствующее взаимное распоп определяется углами а та. Такое асположение ставля- 1.21) П авый из ни~ пред Р Р ения В (рис . р у осью Ох, и проек ет ~М~й ° майклу Х] О, второи — между вектором Р и ил Х< А' еже ния летательного р аппн ата в проРнс. .
1.22. Определение положени етранстне я система коор- П чении полета исп у ольз ется земная ри изу й оп еделяется положение движущедии ат, от носительно которо р . Н чало координат этой системы (рис. гася тела в пространстве. На ижно связана с землеи, совпадает с какои- и вчем ..), с ек 6 ч ой з~мн~й иоверж~ости, при е иащ~~ли~~ по рад у у и остью ось уо а а оси Охо и го сов нап авлении земного эллипсоида, а этом ось Охр о ычн б о ориентируется в напр о системе кооржение оси ее соот О й полета, а располо совместить с центром дииат, истемы координат сов г а.„иеск~ ю систему рди с ой к меридиану в с р ована ио касательн ось О,Ао ориентирова но о а ось О ае параллельна Р е летат .
сального яом направлении, По отношению к этой 1 системе к аыит1 ъмм~.чоКЬ-1алрь.га — Самолет своими рук Х=Х1 сов (х1х)+1'1 сов (у1х)+ К1 соя (е1х); (1.2.З) М„.=М„1 сов (х1х)+М„1 сок (у1х)+М»1 сов (а1х), (1.2.3 ) ю~ где сов (х,х), соя (у,х), сов (.е1х) — косинусы углов соответственно между осью Ох и осями Ох„Оу, и Ое1.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
