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
 Скачать 9.65 Mb.
|
Пограничный слойПограничным слоем называется тонкий слой заторможенного газа, образующийся на поверхности тел, обтекаемых потоком. Вязкость газа в пограничном слое является основной причиной образования силы лобового сопротивления. При обтекании какого-либо тела частицы газа, проходящие очень близко от его поверхности, будут испытывать сильное торможение. Начиная от некоторой точки вблизи поверхности скорость потока при приближении к телу уменьшается и на самой поверхности становится равной нулю. Распределение скоростей в других сечениях поверхности аналогично(Рисунок2.1). Расстояние R, на котором происходит уменьшение скорости, называется толщиной пограничного слоя, а изменение скорости по толщине пограничного слоя – градиентом скорости.  Рисунок2.1 Изменение скорости течения воздуха в пограничном слое Толщина пограничного слоя измеряется в миллиметрах и зависит от вязкости и давления воздуха, от формы тела, состояния его поверхности и положения тела в воздушном потоке. Толщина пограничного слоя постепенно увеличивается от передней части тела, к задней. На границе пограничного слоя скорость частиц становится равной скорости набегающего потока. Выше этой границы градиента скорости нет, поэтому вязкость газа практически не проявляется. Таким образом, в пограничном слое скорости частиц изменяются от скорости внешнего потока на “границе” пограничного слоя до нуля на поверхности тела. Из-за градиента скорости характер движения частиц газа в пограничном слое отличается от их движения в потенциальном слое. В пограничном слое вследствие разности скоростей U1-U2 частицы приходят во вращательное движение (см. Рисунок2.2). Вращение тем интенсивнее, чем ближе к поверхности тела находится частица. Пограничный слой всегда завихрен и поэтому его называют слоем поверхностного завихрения.  Рисунок 2.2 Обтекание тела воздушным потоком - торможение потока в пограничном слое Частицы газа из пограничного слоя уносятся потоком в область, распложенную позади обтекаемого тела, называемую спутной струей. Скорости частиц в спутной струе всегда меньше скорости внешнего потока, т.к. частицы попадают из пограничного слоя уже приторможенными. Виды течения пограничного слоя. При небольшой скорости набегающего потока газ в пограничном слое течет спокойно в виде отдельных слоев. Такой пограничный слой называется ламинарным (Рисунок2.3,а). Пограничный слой завихрен, но движение газа упорядочено, слои не смешиваются, частицы вращаются в пределах одного и того же тонкого слоя. Если в пограничном слое происходит энергичное перемешивание частиц в поперечном направлении и весь пограничный слой беспорядочно завихрен, такой пограничный слой называется турбулентным (Рисунок2,б). В турбулентном пограничном слое наблюдается непрерывное перемещение струек воздуха во всех направлениях, что требует большего количества энергии. Сопротивление воздушного потока увеличивается. а) б)    с)Рисунок 2.3 Ламинарное и турбулентное течение У передней части обтекаемого тела образуется ламинарный пограничный слой, которой затем переходит в турбулентный. Такой пограничный слой называется смешанным (Рисунок2.3,с). При смешанном течении в определенной точке происходит переход пограничного слоя из ламинарного в турбулентный. Расположение ее на поверхности тела зависит от скорости струек, формы тела и его положения в воздушном потоке, а также от шероховатости поверхности. Положение точки определяется координатой Хс (Рисунок2.3,). У гладких крыльевых профилей точка перехода обычно лежит на расстоянии, примерно равном 35% от длины хорды. При создании профилей крыльев конструкторы стремятся отнести эту точку как можно дальше от передней кромки ,увеличивая тем самым протяженность ламинарной части пограничного слоя Для этой цели применяют специальные ламиниризированные профили, а также увеличивают гладкость поверхности крыла и ряд других мероприятий. Отрыв пограничного слоя. При обтекании тела с криволинейной поверхностью давление и скорости в разных точках поверхности будут неодинаковыми (Рисунок 2.4).При движении потока от точки А к точке Б происходит диффузорное расширение потока.  А Б Рисунок 2.4 Течение в пограничном слое вблизи точки отрыва Поэтому давление растет а скорость уменьшается, так как у самой поверхности тела скорости частиц очень малы, под влиянием разности давлений между точками А и В на этом участке происходит движение газа в обратном направлении. При этом внешний поток продолжает двигаться вперед. Из-за обратного течения газа внешний поток оттесняется от поверхности тела. Пограничный слой набухает и отрывается от поверхности тела. Точка на поверхности тела, в которой происходит отрыв пограничного слоя, называется точкой отрыва. Отрыв пограничного слоя приводит к образованию вихрей за телом. Положение точки отрыва зависит от характера течения в пограничном слое. При турбулентном течении место отрыва потока лежит значительно дальше по потоку, чем при ламинарном. Вихревая область за телом в этом случае значительно меньше. Это парадоксальное явление объясняется тем, что при турбулентном движении происходит более интенсивное поперечное перемешивание частиц. Отрыв пограничного слоя наблюдается при обтекании криволинейных поверхностей, например профиля крыла на больших углах атаки. Явление это очень опасно, т.к. приводит к резкому уменьшению подъемной силы, значительному возрастанию сопротивления движению потока, потере устойчивости и управляемости самолета, вибрациям. Явление срыва потока зависит от формы и состояния поверхности тела, характера течения воздуха в пограничном слое. Тела, имеющие вытянутую форму с плавными очертаниями (удобообтекаемые), не подвержены срыву потока в отличие от неудобообтекаемых тел. Срыв потока может возникнуть в результате нарушения правил эксплуатации самолета: выхода на критические углы атаки, нарушения центровки. При небрежном техническом обслуживании из-за неплотного прилегания крышек лючков, неполного закрытия створок и других причин возникают местные срывы потока. Возникают опасные вибрации частей самолета. Основные законы аэродинамики Уравнение неразрывности. Уравнение неразрывности струи воздушного потока (постоянства расхода ) - это уравнение аэродинамики, вытекающее из основных законов физики - сохранения массы и инерции. Устанавливает связь между плотностью, скоростью и площадью поперечного сечения струи воздушного потока.  Рисунок 2.5 Пояснение к закону неразрывности струи воздушного потока Уравнение сформулировано Л. Эйлером в 1756г. применительно к движению струйки жидкости. В струйке переменного сечения через сечение I за одну секунду протекает некоторый объем воздуха (Рисунок2.5). Этот объем равен произведению скорости воздушного потока V на площадь поперечного сечения F. Секундный массовый расход воздуха в струйке mc равен произведению секундного объема на плотность ρ воздушного потока. Согласно закону сохранения материи масса жидкости (воздуха) в струйке m1, протекающей через сечение I, должна быть равна массе m1, протекающей через сечение II, при условии, если движение воздушного потока установившееся: m1=m2=cons,  ρ1 F1V1=ρ2 F2V2=const.Для любого сечения струйки можно записать: ρFV=const. Это выражение называется уравнением неразрывности (постоянства расхода) для струйки воздушного потока. При малых скоростях движения воздух ведет себя как несжимаемая жидкость. Поэтому плотность воздуха в любом сечении струйки одинакова 1=2=const. Для несжимаемой жидкости уравнение можно записать в следующем виде: F1V1=F2V2= const или в виде пропорции:  Из формулы видно, что для любого сечения скорость воздушного потока струи обратно пропорциональна площади ее поперечного сечения и наоборот: V=  Вывод: Уравнение неразрывности устанавливает взаимосвязь между сечением струи и скоростью при условии, что воздушный поток струи установившийся. Задача. Определить скорость течения потока жидкости V2 в узком сечении трубки площадью S2=5см2,если через широкое сечение трубки площадью S1=7,5см2 скорость течения составляет V1=20м/с. Решение: V2/V1=S1/S2. V2=V1S1/S2=20*7,5/5=30м/с. |