книги из ГПНТБ / Микерин, И. К. Аэродинамика летательных аппаратов
.pdfРис. 4.3. Схема аэродинамической-трубы с незамкнутым потоком я закрытой рабочей частью.
f #о*фо$ляюшт |
Ифопуши huai |
|
|
' ' о |
|
Л 4 |
Риі&Яі «боа» |
д . |
шв е
Рис. 4.4. Схема аэродинамической трубы с замкнутым потоком и закрытой рабочей частью.
Рис. 4.5. Схема аэродинамической трубы с замкнутым потоком и открытой рабочей частью-
Рчс. 4 . 6 . Схема околозвуковой аэродинамической трубы постоянного действия.
Pre. 4.7. Схеі.:а запирания околозвуковой аэродинами ческой трубы:
а) |
скачок |
при |
MsM<? |
не |
вх іяет |
на стенки |
б) |
рабочей |
части, |
перекрывают |
рабочую часть |
||
при л* ~ I |
скачки |
|||||
|
и взаимодейстъум |
с ее |
стенками. |
|||
Рис. 4 . 8 . Рабочая часть околозвуковой аэродинамической трубы с перфорированным стенками.
187
Рис. 4.9. Схема аэродинамической трубы кратковременного действия, работающая от баллонов со сжатым воздухом.
яУ + з г
ИапцаЬляни» dtuwm |
N, |
Ъозоушноіо потока |
6 |
Рис. 4.10. Схема сверхзвуковой azродинамической трубы постоянного дейстгія (І-комдрессор, 2-охладитедь, 3-сопло Лазадя, 4-рабочая часть, 5-электродвига- тель, 6-поворотные лопатки, ?~модель, 8-замкяутый канал, 9- диффузор).
PQMQ бе cob |
r |
Рис. 4 . I I . Схема двухкомпанентных аэродинамических весов.
188
Рис. 4.12. Схема определения |
Рис. 4.13. Схема замера давления |
избыточного давления |
батарейным манометром, |
в точке А- |
|
Рис. 4.14. Изображение коэффициента давления: • а) векторный способ, б) эпюрный способ.
Мм
Ям
Рис.4.15. К выводу коэффициентов Ньютона.
Г л а в а У
РАСЧЕТ СОПРОТИВЛЕНИЯ ТРЕНИЯ § 5.1. Общие сведения о пограничном слое
При рассмотрении вязкости газа было отмечено, что в
случае обтекания твердого тела потоком га„а у поверхности
тела создается пограничный слой, в котором скорость, по мере
удаления от поверхности тела, изменяется от нуля до местной
скорости внешнего потока (рис. 5.1). В пограничном слое
происходит торможение частиц газа под воздействием сил сцеп ления с твердой стенкой и сил вязкости. Трение между поверх ностью обтекаемого тела и пограничным слоем является одной из причин возникновения силы лобового сопротивления. При
движении удобообтекаемых тел в несжимаемой среде эта причина является основной.
Величина силы трения определяется структурой пограничного
слоя и физическими процессами, которые в нем происходят.
Процессы, происходящие в пограничном слое, позволяют
установить причину падения подъемной силы при больших углах атаки, объяснить образование вихревого следа за телом и т . д . , 190
Важным фактором, влияющим на работу элементов планера
сверхзвуковых летательных аппаратов, является аэродинамиче
ский нагрев, который также объясняется явлениями, |
происходя |
|||
щими в пограничном слое. При |
M > 3 и з - з а |
торможения га„а |
в |
|
пограничном слое происходит |
значительное |
выделение |
тепла |
и |
поверхность тела силнно нагревается, что являемся серьезным препятствием на пути развития сверхзвуковых летател ных аппа ратов.
Поэтому, чтобы оценить влияние вязкости на аэродинамиче ские характеристики и нагрев обтекаемого тела, необходимо
ясно представлять процессы, происходящие в пограничном слое.
Для упрощения рассмотрим обтекание плоской поверхности (рис. 5.1). Если в каком - либо сыении, проведенном по нор
мали к поверхности перпендикулярно скорости набегающего пото
ка, измерять |
скорость, можно установить, что непосредственно |
у поверхности |
тела скорость U - 0 , .;о мере удаления от |
тела скорость возрастает вначале быстро, затем медленнее и,
начиная от некоторой |
точки |
(точка С на |
рис. 5.1), |
она стано |
||
вится равной местной |
скорости |
внешнего |
потока |
\Дх> |
• |
|
Расстояние по ..ормали |
к |
поверхности тела, |
на |
котором |
||
происходит изменение скорости, называется толпганой погранич
ного слоя(Xчаще |
всего за |
6" |
принимают расстояние, при |
|||||
котором скорость |
в пограничном |
слое |
U |
= 0,994*»). По |
||||
направлению движения основного потока толщина пограничного |
||||||||
слоя непрерывно возрастает (рис. 5.1) |
и у |
длинных тел может |
||||||
достигать |
нескольких сантиметров. |
|
|
|
|
|||
Так |
как отдельные участки |
любой частиц" газа, |
находя- |
|||||
м е с я на |
разном |
расстояний |
от |
поверхности |
тела, |
имеют различ |
||
ные поеѵ*.-;цтельные скорости, то каждая частица |
газа |
совершав? |
||||||
Б пограничном слое кроме поступательного движения и вращатель
ное.
Таким образом, влияние вязкости газа проявляетоя в при
тормаживании частиц и в образовании завихренного движения в
пограничном |
слое. |
|
|
|
|
Вне пограничного слоя, где поступательные скорости вырав |
|||||
ниваются, вращательного |
движения нет, то есть поток потен |
||||
циальный. За телом пограничный слой распространяется в виде |
|||||
спутной струи или вихревс?о слгча. |
|
|
|||
Поэтому |
весь |
поток, |
обтекающие |
тело, можно |
разбить на |
три области |
(рис. |
5.2): |
область I - |
пограничный |
слой, область |
2 - вихревой след и область 3 - внешний потенциальный поток. Скорости частиц- в вихревом следе обычно меньше скорости
внешнего потока, так как сяг попадают в вихревой след из пограничного слоя уже несколько заторможенным.
Также, как и в пограничном слое, здесь наблюдается завих ренность газа, которая является одним из двух способов необ ратимого перехода механической энергии г тепловую (другим способом является ударное сжатие в скачках уплотнения). В ре зультате этого и давление в вихревом следе ѵлньше, чем во внешнем потоке. По мере удаления от тела завихренность газа ослабевает, а сксрость и давление выравниваются.
Во внешнем потенциальном потоке относительной разницы скорости между слоями практически нет, поэтому и силы внутрен него трения (вязкость) не проявляются.
По своей структуре пограничный слой может быть ламинар ным, турбулентном и смешанным. Основным параметром, определяю щим структуру пограничного слоя является число Рейнольдса
m
где |
1. |
- длина тела в направлении движения потока. |
|
|
|
|
При небольшой скорости |
потока, что соответствует |
малым |
||
числам р £ |
, роль сил вязкости велика. Газ в пограничном |
||||
слое |
течет |
спокойно, в виде |
отдельных подслоев. Частицы |
газа |
|
движутся поступательно и вращаются вокруг своих осей, |
перпен- |
||||
дикуіярных |
скорости потока, |
остагаясь в пределах одного |
под |
||
слоя. Перемешивания частиц в поперечном направлении не проис
ходит. Такой пограничный слой |
называется |
ламинарным (pre. б . З д ) . |
|
При больших скоростях потока, или больших значениях |
S?{ |
||
в пограничном слое происходит |
интенсивное |
перемешивание |
час |
тиц в поперечном направлении. Частицы газа находятся не толь ко в поступательном и вращательном движениях,' но и боковом, воовратном с хаогическіы переплетением траекторий отдельных
частиц (рис. 5.3,6). ЗРСЬ пограничный слой беспорядочно завих
рен. Такой пограничный слой называется турбулентным. Чаще всего на начальном участке, вблизи передней кромки обтекаемо
го тела, устанавливается ламинарный слой, который на некото
ром удалении от передней кромки тела переходит в іурбулентяый.
В атом случае пограничный слой называют смешанным. Переход ламинарного слоя в турбулентный совершается в
некоторой |
области, которую |
схематизируют |
одной |
точкой - точкой, |
||
перехода |
ламинарною |
слоя |
в |
турбулентный |
(рис. |
5 . 3 в ) . |
В расчетах используют относительную координату точки |
||||||
перехода |
ламинарного |
слоя |
вѵ |
турбулертный |
|
|
|
5 с т |
- ^ ~ |
|
» |
|
(5.1) |
193
где |
I |
- длина тела в направлении |
обтекания. |
|
|
|
|
||||||||||||
КоординатаХт определяет также критическое число |
|
ßeT |
|
||||||||||||||||
Так, |
если |
в |
соотношение |
(1.6) |
вместо |
полной |
длины |
тела |
|||||||||||
подставить |
ОС т7 |
получим |
R €т |
, |
характеризующее |
точку |
пере |
||||||||||||
хода ламинарного сл->я в турбулентный. |
Это число |
Q-lx |
называют |
||||||||||||||||
критическим |
(или |
числом |
|
Rf |
точки перехода) и обозначают Rfr. |
||||||||||||||
Для гладких |
плоских |
поверхностей |
Rгг |
~ |
2 - I06 . |
|
|
|
|
|
|||||||||
По числу |
RtT |
можно |
определить |
координату |
Хг |
|
: |
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(5 . 1а) |
||
Для большинства элементов планера г случае гладкой |
|
||||||||||||||||||
поверхности |
при |
|
R t |
|
5 |
• ІО^ по |
всей |
повеохности |
возникает |
||||||||||
устойчивый ламинарный пограничный слой, при |
R £ > |
о • ю' |
- |
||||||||||||||||
устойчивый турбулентный |
ело 4 |
и |
при 5 • 10^^к |
р $ |
|
5 |
ІО7 |
- |
|||||||||||
образуется смешанный пограничный слой. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
У реальной |
поверхности |
эти |
границы могут |
быт., |
сдвину |
||||||||||||||
ты. Так, шероховатость поверхности уменьшает число |
|
Й £ т |
х . |
||||||||||||||||
то есть сдвигает |
координату |
2СТ |
|
ближе |
к |
передней |
кром- |
||||||||||||
ке тела; резкие искривления поверхности, местные выстудя |
|
||||||||||||||||||
также приводят к преждевременной турбулизации пограничного |
|||||||||||||||||||
слоя. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
При |
одинакогых |
числах |
ß £ |
сопротивление |
трения |
будет |
|||||||||||||
минимальным, если пограничный слой ламинарный. Кроме того, |
|||||||||||||||||||
при ламинарном пограничном слое уменьшается нагрев |
тела, |
что |
|||||||||||||||||
очень важно для больших сверхзвуковых скоростей полета, |
поэто |
||||||||||||||||||
му стремятся |
сдвинуть ЭГТ |
к |
задней |
кромке |
тела |
|
(или |
увели |
|||||||||||
чить £?£т |
) . |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
О целью увеличения |
|
№-(т |
применяют |
ламияизирсванные |
|||||||||||||||
профили, |
у которых положение |
максимальной |
толщины |
профиля |
|||||||||||||||
194