Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 54

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

Текст из файла (страница 54)

Таким образом, переход через критическое число Рейнольдса сопровождается сдвигом вниз по потоку точки отрыва. В результате ширина и интенсивность вихревой области за телом уменьшаются и сопротивление от давления (вихревое сопротивление) резко снижается. При этом, несмотря на некоторое увеличение сопротивления, обусловленное турбулентным трением, полное сопротивление меньше, чем в случае ламинарного пограничного слоя. Это явление уменьшения лобового сопротивления неудобообтекаемых тел (тел, обтекание которых сопровождается интенсивным отрывом, а их сопротивление обусловлено в основном силами от давления и в меньшей степени трением) при возникновении турбулентного пограничного слоя называют кризисом сопротивления.

При дальнейшем (закризисном) увеличении чисел Рейнольдса сопротивление несколько возрастает, так как место отрыва перемещается вверх по потоку. Необходимо заметить, что указанный эффект «кризиса сопротивления» наблюдается лишь в случае неудобообтекаемых тел, таких, в частности, как цилиндр, сфера. Для у д о б о о б т е к а е м ы х т е л, например профилей крыльев, фюзеляжей самолетов, сужение зоны отрыва в кормовой части тела и некоторое уменьшение сопротивления Глава тринадцатая 298 давления перекрываются увеличением сопротивления трения вследствие образования турбулентного пограничного слоя в этой части тела. Рассмотрим, как влияет сжимаемость на положение точки отрыва и сопротивление.

Установлено, что для плоской пластинки с возрастанием числа Маха толщина пограничного слоя увеличивается и напряжение трения уменьшается. Это действительно и для криволинейных поверхностей [см. (13.7.1) и (13.7.2)]. Отсюда следует, что с ростом числа М„точка отрыва смещается против потока, т. е. к носку обтекаемого тела. В результате зона отрыва расширяется, а сопротивление давления и полное сопротивление возрастают. Из этого следует, что расчет обтекания и определение аэродинамического сопротивления связаны с нахождением точки отрыва пограничного слоя с обтекаемой поверхности.

Приближенное значение координатыточки отрываламинарного пограничного слоя в дозвуковом потоке можно определить по методу Дородницына, описанному выше. Для этого следует воспользоваться уравнением (13.7.1). Приняв в нем сы = О, найдем значение параметра Х = — 12, по которому нз решения уравнения (13.7.5) находят для заданной формы тела положение точки отрыва.

Метод Дородницына, как и другие методы, изложенные выше, основываются на решении дифференциальных уравнений пограничного слоя, на нижней границе которого параметры жидкости определяют из уравнений невязкого безотрывного обтекания заданной поверхности, т. е. эти методы неучитывают влияния оторвавшегося пограничного слоя на свободный поток. Полученные по этим методам данные об отрыве удовлетворительны для достаточно удобообтекаемых тел, у которых оторвавшийся вместе с пограничным слоем свободный поток незначительно отходит от поверхности и поэтому мало отличается от безотрывного невязкого течения.

Однако при достаточно интенсивном отрыве у неудобообтекаемых тел, когда внешний поток значительно отходит от стенки, это отличие весьма существенно и такой поток оказывает большое влияние на пограничный слой и место его отрыва. Отрыв пограничного слоя, вызванный положительным градиентом давления, который возникает в кормовой части криволинейной поверхности и не связан с наличием каких-либо выступов или шероховатостей, может наблюдаться как в сжимаемом, так и в несжимаемом потоках. При этом в сжимаемом потоке могут протекать специфические процессы, обусловливающие тот же эффект отрыва, который рассмотрен.

Как уже известно, в сжимаемой среде при числах М, ббльших критических, в возмущенном потоке возникают местные скачки уплотнения. Повышенное давление за такими скачками распространяется не только вниз, но и вверх по течению через дозвуковую часть пограничного слоя, примыкающую к стенке. Кроме того, утолщение пограничного слоя перед скачком уплотнения вызывает оттеснение линий тока от поверхности тела в сверхзвуковой части пограничного слоя н во внешнем потоке. Это приводит к тому, что сверхзвуковой поток при обтекании этого участка испытывает дополнительный поворот, что вле 299 трение Рис. 13Л.4 Модели отрывных течений; и — отрыв, вызванный уступом: 1 — пластинка; 2 — пограничный слой; 3 — основной скачок уплотнения; 4 — зона отрыва и возвратного течения; 3 — скачок уплотнения; 6 — уступ; д — отрыв, вызванный клином: 4 — пластинка; 2 — пограничный слой; 3 — волны сжатия; 4 — зона отрывз и вазвратногоо течеяия; 3 — скачок уплотнения; 4 — наклонная плоскость (клин) чет за собой возникновение косого скачка уплотнения (гс-образный скачок).

В результате д е й с т в и я с к а ч к а у п л о т н е н и я н а п о г р а н и ч н ы й с л о й происходит нарастание давления, которое приводит к отрыву пограничного слоя. Возрастание сопротивления при сверхкритических числах Маха обусловлено не только потерями в местных скачках уплотнения, но и отрывом пограничного слоя, вызванного скачками. Эффект отрыва усиливается при сверхзвуковых скоростях обтекания, если пограничный слой испытывает действие падающего скачка уплотнения.

Такой скачок вызывает значительное повышение давления в пограничном слое, в результате чего он утолй щается, а затем отрывается. Отрыв потока с образованием скачка уплотнения может произойти в том случае, если пластинка имеет изломы. На рис. 13.7.4 показаны схемы такого отрыва, вызванного уступом и наклонной плоскостью. Скачок уплотнения обусловлен отклонением потока вблизи места отрыва на некоторый угол вследствие возникновения застойной зоны перед уступом или наклонной плоскостью. Появляющийся на стенке дополнительный градиент давления способствует смещению вперед точки отрыва.

Как показывают исследования, все эти явления наиболее интенсивно протекают в случае ламинарного обтекания. Турбулизация ослабляет взаимодействие между скачками уплотнения и пограничным слоем, так как утолщение пограничного слоя, как и значение градиента давления в его формировании, гораздо менее заметны при турбулентном течении, чем при ламинарном. Благодаря меньшему оттеснению линий тока в турбулентном потоке перед прямым скачком, как показывают эксперименты, не возникает дополнительный косой скачок уплотнения.

Отрыв трехмерного потока происходит и без возвратного течения, а также при трении. Он возникает в точке, где встречаются касательные к стенке пространственные линии тока. зоо Гяааа тринадцатая УПРАВЛЕНИЕ ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ (УПС) К числу распространенных методов управленияобтеканиемотносят отсос и сдув пограничного слоя. В результате этого предотвращается срыв потока, который может возникнуть при возрастании угла атаки несущей или стабилизирующей поверхности до значений, ббльших критического.

Как следствие, увеличивается подъемная сила. При этом становятся больше критические углы атаки и максимальные значения коэффициентов подъемной силы. Физический эффект от отсоса и сдува одинаков и состоит в увеличении кинетической энергии частиц в пограничном слое, благодаря чему уменьшается их торможение. При отсосе этот эффект достигается в основном за счет повышения скорости, а при сдуве — за счет увеличения массы воздуха, протекаемой через пограничный слой.

Отсос производится вакуум-насосами, а сдув — нагнетательными насосами через профилированную щель, систему отверстий или проницаемые поверхности (соответственно дискретный и распределенный отсос или сдув). Расположение отверстий или щелей при применении отсоса совпадает с местом предполагаемого отрыва, а при сдуве щели или отверстия находятся выше по потоку. Отсос и сдув пограничного слоя можно использовать для уменьшения аэродинамического сопротивления. Для этого щели или отверстия должны быть расположены в хвостовой части обтекаемого тела, где достигается предотвращение отрыва, способствующее снижению подсасывающего эффекта за кормой и, как следствие, уменьшению сопротивления от давления.

Экспериментальные исследования показывают, что для улучшения аэродинамических характеристик крыла (повышения су, ,„) наиболее целесообразен сдув пограничного слоя. Сдув производится обычно у передней кромки крыла, а также вблизи расположенных на нем различных органов управления и средств механизации (элеронов, элевонов, щитков и т.

д.). Отсос — важное средство стабилизации ламинарного пограничного слоя (ламинаризации), обеспечивающей с н и ж е н и е с о п р от и в л е н и я т р е н и я, а т а к ж е т е п л о п е р е д а ч и. Физически эффект стабилизации объясняется тем, что при помощи отсоса устраняются очаги пульсационного движения, характерного для турбулентного пограничного слоя, и тем самым обеспечивается большая устойчивость ламинарного пограничного слоя.

Следует иметь в виду, что сдув нельзя использовать для стабилизации ламинарного пограничного слоя. Более того, он приводит к ооратному эффекту — снижению его устойчивости, так как способствует развитию возникающих пульсаций скоростей в пограничном слое. Щели или отверстия, через которые осуществляется отсос, должны быть расположены в точке потери устойчивости, расстояние до которой ЗО1 Трение и) Рыс. 13.7.5 Скачок уплотнения перед аатупленным телом: а — криволинейный отсаединеиный скачок уплотнения: С вЂ” клин или цилиндр; у — головной скачок уплотнения; а — скачок уплотнения; д — присоединенный скачок уплотнения перед иглой; à — клин или цилиндр; 2 — игла; 8 — основной, присоединенный скачок уплотнения; 4 — зона отрыва; а — скачок уплотнения от передней кромки можно рассчитать по значению критического числа Рейнольдса.

Следует учитывать, что осуществление ламинаризации предполагает устранение возмущающих факторов (шероховатость, местные отрывы пограничного слоя, вибрации стенки), способствующих сохранению турбулентного течения. Измерения показывают, что на охлаждаемой поверхности сопротивление трения меньше, чем на горячей стенке. Это свидетельствует о том, что при охлаждении переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный происходит на большем удалении от передней кромки обтекаемой стенки. Таким образом, охлаждение способствует повышению устойчивости пограничного слоя. Физически эффект с т а б и л и з а ц и и п о г р а н и ч н о г о с л о я о х л а ж д е н и е м объясняется действием пониженных температур на вязкость и плотность обтекающего газа.

Характеристики

Список файлов книги