Лекции по аэродинамике. Учебное пособие по аэродинамике содержание содержание 2 раздел I. Основы аэродинамики 4 Тема основные понятия и законы аэродинамики 4 Классификация летательных аппаратов 5 атмосфера земли 6
![]()
|
Зависимость аэродинамических коэффициентов от числа МахаНа Рисунок5.6 представлены графические зависимости коэффициентов ![]() Из графиков можно сделать следующие выводы: -при <0,4 сжимаемость воздуха практически не влияет на коэффициент ![]() ![]() Это обусловлено соответствующим изменением давления: более быстрым увеличением разрежения на верхнем скате профиля по сравнению с изменением местных давлений на нижнем скате; -При дальнейшем увеличении числа М на верхнем скате профиля образуется местная зона сверхзвуковых скоростей с замыкающим её скачком уплотнения. Разрежение потока возрастает, что вызывает дальнейшее увеличение коэффициента ![]() -Затем свехзвуковая зона и местный скачок уплотнения образуются на нижнем скате профиля. При дальнейшем увеличении числа М скачок уплотнения перемещается назад на нижнем скате профиля быстрее, чем на верхнем. Разность давления на профиле выравнивается, коэффициент ![]() Перераспределение давления по профилю вызывает резкое увеличение коэффициента профильного сопротивления ![]() ![]() Волновое сопротивление может в несколько раз превосходить профильное сопротивление и оказывать неблагоприятное влияние на аэродинамику несущей поверхности. Резкое изменение аэродинамических характеристик профиля при достижении критического числа М, может быть вызвано волновым кризисом обтекания. В отличие от явления срыва потока, волновой кризис возможен и при малых углах атаки. Волновой кризис. Явление образования в общем дозвуковом потоке местных сверхзвуковых зон и местных скачков уплотнения называется волновым кризисом. Струйки потока при обтекании самолета деформируются. Поэтому местные скорости движения воздуха над крылом превышают скорость полета (Рисунок5.7) ![]() Рисунок5.7 Волновой кризис При достаточно большой скорости полета скорости воздуха в наименьшем (критическом) сечении струйки достигают местной скорости звука (Рисунок5.7,а). Если соединить критические сечения струек, в которых скорость достигает местной скорости звука, получим “звуковую линию” 1. На крыле образуется местная сверхзвуковая зона, которая начинается от звуковой линии и замыкается местным скачком уплотнения 2( Рисунок5.7,б). Так как местный скачок уплотнения — прямой, то скорость потока за ним становится дозвуковой. Иногда образуется дополнительный косой скачок уплотнения. Последствия волнового кризиса. Волновой кризис качественно изменяет обтекание крыла и вызывает перераспределение давления по его профилю (Рисунок5.8,а). ![]() Рисунок5.8 Перераспределение давлений и волновой срыв поток В результате этого изменяется величина аэродинамических сил, перемещается центр давления, нарушаются равновесие, устойчивость и управляемость самолета, возникают вибрации. В результате взаимодействия местного скачка уплотнения с пограничным слоем возникает волновой срыв потока (Рисунок5.8,б). Причина срыва в том, что дозвуковая часть пограничного слоя отделяет скачок 3 от поверхности крыла. Из-за разности давлений за и перед скачком в дозвуковой части пограничного слоя возникают обратные течения 4. Это вызывает отрыв пограничного слоя от поверхности крыла. Преодоление волнового кризиса. Наиболее резкое изменение аэродинамических коэффициентов связано с явлением волнового кризиса. Поэтому для увеличения максимальной скорости полета дозвуковых самолетов и безопасного разгона сверхзвуковых самолетов основной задачей является увеличение критического числа М, «смягчение» волнового кризиса. Достигается это применением скоростныхпрофилей крыла; уменьшением углов атаки, увеличением стреловидности крыла; уменьшением его удлинения. -Скоростные профили значительно меньше деформируют поток, чем обычные. Чем меньше деформируется поток, тем меньше местные скорости обтекания профиля при заданной скорости полета и тем больше ![]() ![]() Рисунок5.9,а Влияние формы профиля ![]() ![]() ![]() Рисунок 5.9,б Влияние стреловидности С увеличением угла стреловидности нормальная составляющая скорости Vn, воздействующая на профиль крыла, будет меньше скорости полета V.Это способствует увеличению критического числа Маха. Следовательно, у стреловидного крыла, по сравнению с прямым, изменение аэродинамических коэффициентов, связанное с волновым кризисом, происходит менее резко. Поэтому стреловидность крыла значительно улучшает устойчивость и управляемость самолета на около- и сверхзвуковых скоростях полета. -Уменьшение удлинения крыла усиливает торцевой эффект. Он распространяется на большую часть поверхности крыла, и разрежение над крылом уменьшается (Рисунок5.9,в). Это приводит к более позднему появлению местных скачков уплотнения, т.е. к увеличению ![]() ![]() -На аэродинамические характеристики крыла малого удлинения большое влияние оказывает форма в плане. Например, треугольное крыло соединило в себе преимущества большой стреловидности и малого удлинения для увеличения ![]() |