Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
Т. с. имеют место, например, в рабочих процессах реактивных двигателей: струи, вытекающие из реактивных сопел; струи топлива и воздуха в камерах сгорания; зоны смешения потоков, поступающих из разных контуров двигателя в эжекторные устройства, и т. п. Лит.: Абрамович Г. Н., Теория турбулентных струй, М., 1960; Гиневский А. С., Теория турбулентных струй и следов, М., 1969; Абрамович Г. Н., Крашенников С. Ю., Секундов А. Н., Турбулентные течения при воздействии объемных сил и неавтомодельности, М., 1975. Г. Н. Абрамович. Турбулентный пограничный слой — пограничный слой, внутри которого реализуется турбулентное течение. В большинстве практических приложений при полётах ЛА на высоту до 40 км Рейнольдса числа достаточно велики, и у поверхности ЛА, как правило, образуется Т. п. с. В Т. п. с. касательное напряжение {{τ}} определяется суммой вязкого {{τ}}в и турбулентного {{τ}}т напряжений: {{τ}} = {{τ}}в+{{τ}}т = {{μ}}{{∂}}u/{{∂}}y ― {{ρ}} где —{{ρ}} Профиль скорости (зависимость скорости от расстояния до обтекаемой поверхности) во внутренней области описывается найденным Л. Прандтлем (1932) «законом стенки» — зависимостью безразмерной скорости u+ от безразмерного расстояния от обтекаемой поверхности y+:u+ = f(y+), где и+ = и/и{{τ}}, у+ = уu{{τ}}/{{ν}}, u{{τ}} = ({{τ}}w/{{ρ}})1/2 — динамическая скорость, {{ν}} — кинематическая вязкость, {{τ}}w — напряжение трения на поверхности. Внутренняя область, в свою очередь, состоит из трёх слоев: а) вязкий слой, в котором {{τ}}в>>{{τ}}т, а профиль скорости — линейный: и+ = у+, толщина его составляет (0,001—0,01) {{δ}} или, точнее, y+в{{≤}}3—5; б) буферный слой (5<y+<40), в котором {{τ}}в и {{τ}}т соизмеримы, и в) логарифмический слой протяжённостью 40{{ν}}/u{{τ}}<0,2{{δ}}, в котором {{τ}}т>>{{τ}}в, а профиль скорости логарифмический: и+=х 1lny++В, где x и В — эмпирические константы (x{{≈}}0,4 и В{{≈}}5). Во внешней области Т. п. с. профиль скорости описывается «законом дефекта скорости» (Т. Карман, 1930): (ие — и)/и{{τ}} = g(y/{{δ}}), где иe — скорость на внешней границе пограничного слоя, g — некоторая функция. В области перекрытия внешней и внутренней областей течения профиль скорости логарифмический, то есть и в области применимости закона дефекта скорости имеется логарифмический участок. Закон стенки мало чувствителен к возмущениям, исходящим из внешней части слоя, и видоизменяется в зависимости от условий взаимодействия Т. п. с. с обтекаемой поверхностью (её шероховатость, вдув в пограничный слой и др.). Закон дефекта скорости, наоборот, мало чувствителен к изменениям условий на обтекаемой поверхности, но подвержен влиянию изменений условий во внешнем потоке (продольный градиент давления, турбулентность внешнего потока и др.). Для описания профилей скорости в Т. п. с. при наличии продольного градиента давления широкое применение получила формула Д. Коулса (1956): u/u{{τ}} = {{ϰ}}―1ln(yu{{τ}}/{{ν}}) + BП(x)w(y/{{δ}}), где П(х) — параметр, зависящий от продольного градиента давления; w(y/{{δ}} = 1 — cos({{π}}y/{{δ}}) — эмпирическая «функция следа». Закономерности Т. п. с. обусловлены сложными нестационарными явлениями внутри слоя. Течение в пристеночных областях характеризуется «выбросами» вытянутых вдоль потока объёмов заторможенной жидкости во внешней часть слоя, периодическим изменением толщины вязкого слоя, его «обновлением». Из внешней части слоя в виде интенсивных «вторжений» поступает жидкость с большими продольными скоростями. Именно выбросы и вторжения обусловливают главную часть генерации рейнольдсовых напряжений сдвига. Образующиеся во внешней части Т. п. с. большие вихри вызывают нестационарную деформацию его внешней границы, причём турбулентные и невязкие области течения вблизи этой границы достаточно резко разграничены. Поверхность раздела имеет в высшей степени нерегулярный характер. Периодическое вторжение нетурбулентной жидкости из внешнего потока в Т. п. с. обусловливает перемежающийся характер течения. Количественной его характеристикой служит коэффициент перемежаемости — относительное время существования чисто турбулентного режима течения. Этот коэффициент в пристеночной части Т. п. с. (y/{{δ}}<0,4) равен единице, а при y/{{δ}}>0,5 уменьшается от единицы до нуля вблизи внешней границы слоя. Нестационарность течения в Т. п. с. обусловливает генерацию пульсаций пристеночного давления {{ρ′}}w и касательного напряжения {{τ′}}w на обтекаемом теле. Согласно измерениям при отсутствии продольного градиента давления среднеквадратичное значение пульсаций давления выражается в долях скоростного напора {{ρ}}еuе2/2 ׃ (<p{{′}}w2>)1/2 = {{η ρе}}uе2/2 ({{η}} =0,006 при Мe<4) или местного коэффициент поверхностного трения — (<p{{′}}w2>)1/2 = {{α τ}}w ({{α ≈}}2—5 при Mе = 0,2—5). Пульсации поверхностного трения {{τ′}}w примерно на порядок меньше пульсаций p{{′}}w. Здесь {{ρ}}е и Ме — плотность газа и Маха число на внешней границе слоя. Уравнения Т. п. с. незамкнуты, то есть число неизвестных превышает число уравнений. Так, например, в случае плоского стационарного течения однородного газа три уравнения (неразрывности, количества движения и энергии) содержат четыре неизвестные величины: две составляющие скорости и и {{υ}}, рейнольдсово напряжение сдвига и удельный поток теплоты — <{{υ′}} h{{′}}>. Однако, если ввести формулы градиентного типа — В качестве замыкающих соотношений в различных полуэмпирических теориях используются разнообразные способы определения Теория Т. п. с. в значительной мере опирается на опытные данные, содержит эмпирические константы или функции, которые, как правило, не универсальны и по мере возникновения новых задач нуждаются в экспериментальном подтверждении.
В ближнем Т. с. все газодинамические переменные сильно возмущены, структура течения очень сложна и существенным образом зависит от формы тела, поэтому ближний Т. с. изучается, как правило, экспериментально. В дальнем Т. с. движение среды является изобарическим, а возмущённое течение обладает постоянным импульсом I, который определяется вектором R аэродинамических сил, приложенных к обтекаемой поверхности тела. Связь между векторами I и R устанавливается на основе количества движения уравнений. Для описания возмущённого течения обычно используются уравнения турбулентного пограничного слоя с привлечением полуэмпирической модели турбулентности Прандтля. Наиболее просто решается задача для тела, обладающего нулевой подъёмной силой и движущегося с постоянной скоростью V{{∞}} в несжимаемой жидкости. В связанной с телом системе координат задача стационарна; если ввести возмущение скорости u1 = {{υ∞}} — u, которое в Т. с. является малой величиной, и ограничиться учётом членов первого порядка малости, то в рамках уравнений Прандтля задача сводится к интегрированию обыкновенного дифференциального уравнения (автомодельное решение, см. Автомодельное течение). Здесь и — проекция вектора скорости на ось х, параллельную вектору скорости набегающего потока. Анализ показывает, что максимум возмущения скорости и1т, имеющий место на оси следа, и ширина следа 2{{δ}} медленно изменяются в продольном направлении: и1т{{∞}}x—½, {{δ∞}}x—½ для плоского течения и и1т{{∞}}x—2/3, {{δ∞}}x—1/3 для осесимметричного течения. Аналогичным образом исследуется Т. с. за телом с отличной от нуля подъёмной силой, а также при движении тела в сжимаемой среде с учётом диффузии энергии и примеси; результаты анализа также указывают на медленное изменение характеристик возмущённого течения в продольном направлении. Этими относительно слабыми диффузионными процессами объясняется существование за движущимся телом протяжённого следа, который несёт в себе достаточно обширную информацию о самом движущемся теле. Этот след, например, хорошо виден за самолётом при его полёте на больших высотах благодаря конденсации водяного пара на примесях (продуктах сгорания топлива). В. А. Башкин. Турбулизатор — устройство на обтекаемой поверхности ЛА или его модели для внесения в обтекающий поток возмущений с целью его дестабилизации и смещения вверх по потоку точки перехода ламинарного течения в турбулентное. Впервые Т. в виде проволочного кольца был применён, по-видимому, Л. Прандтлем при исследовании кризиса сопротивления сферы. Используются Т. в основном на поверхности моделей при их испытаниях в аэродинамических трубах. Т. обычно изготавливаются в виде различного рода шероховатостей высотой k. Высота k1 элемента шероховатости, до которой последняя практически не влияет на Рейнольдса число перехода Rei = ихi/{{υ}}, является критической, а высота k2 при которой достигается наименьшее значение Rei — эффективной. Здесь xi — координата точки перехода на поверхности тела, {{υ}} — кинематическая вязкость, и — характерная скорость. Влияние высоты шероховатости на число Рейнольдса перехода: А = Refт/Refг (Refт — число Рейнольдса перехода при наличии турбулизатора, Refг — для гладкой поверхности); {{δ}}1k — толщина вытеснения пограничного слоя в месте установки турбулизатора. Значения k1 и k2 зависят от типа шероховатостей и условий проведения эксперимента, поэтому они устанавливаются эмпирическим путём. Например, для единичной цилиндрической (или двухмерной) шероховатости в несжимаемом потоке имеем: {{ где {{ На рис. приведены экспериментальные данные влияния Т. в виде изолированной цилиндрической шероховатости на развитие пограничного слоя на плоской пластине. Наиболее сильное влияние Т. на Rei имеет место для несжимаемого потока; сжимаемость среды, увеличивающаяся с ростом Маха числа М, приводит к снижению его эффективности (в заштрихованной области расположено семейство кривых, отвечающих различными положениям Т.). Турель (франц. tourelle, буквально — башенка, от лат. turris — башня) авиационная — подвижная установка стрелкового оборонительного вооружения на ЛА. Обеспечивает наводку оружия в горизонтальной и вертикальной плоскостях. В процессе развития пулемётно-пушечного авиационного вооружения применялись простейшие открытые Т., в которых управление оружием производилось стрелком вручную; экранированная Т. с аэродинамической компенсацией воздействия воздушного потока на выступающие части оружия; Т. с силовым (электрическим, гидравлическим) приводом; Т. с дистанционным управлением, когда стрелок располагается в кабине, удалённой от оружия, и др. Тушинский машиностроительный завод (ТМЗ) — берёт начало от завода № 62 ГВФ, основан в 1932 в посёлке Тушино Московской области (с 1960 в черте Москвы). С 1936 — Государственный союзный завод № 81 Наркомтяжпрома. В 1932—41 строил самолёты «Сталь» А. И. Путилова («Сталь 2, -3, -5, -11»), ДИ 6, И 28 (В. П. Яценко), Анито 1, Як 1, ББ 22 (Як 4). Путилов и Яценко в 1932—39 возглавляли КБ завода. В июле 1941 завод № 81 был эвакуирован в Омск, а на его территории в Москве в марте 1942 образован завод № 82, который выпускал истребители Як: в 1942—45 было построено свыше 2000 самолётов Як 7, Як 7Б, Як 9. В послевоенный период восстановления народного хозяйства (в 1945—49) производились троллейбусы и трамваи. Вернувшись к авиационной специализации, завод (с 1963 — ТМЗ) построил экспериментальный самолёт Т 4 (см. Су), поставлял узлы для истребителей МиГ. В 80 х гг. был изготовлен «Буран». Тюменское моторостроительное производственное объединение — берёт начало от Тюменского моторного завода, основано в 1963. Завод специализируется в области авиационных двигателей. Выпускались турбовинтовой двигатель ТВД 10, турбореактивный РУ19-300 и др. ГТД. В 1987 на основе завода образовано ПО. Тяга винта — 1) Тяга воздушного винта (Т. в. в.) — проекция действующей на винт аэродинамической силы на направление скорости ЛА. Т. в. в. Р зависит от его диаметра D, числа k лопастей и их формы, угла установки лопастей, скорости полёта V, угловой скорости {{ω}} винта и вычисляется по формуле: P = k{{∫}}[dYcos({{β}} + {{Δβ}}) ― dXsin({{β}} + {{Δβ}})]. Здесь dY — подъёмная сила профиля лопасти в некотором сечении, dX — сила аэродинамического сопротивления этого же профиля, {{β}} = arctg(V/{{ω}}r), r — расстояние от оси вращения до рассматриваемого сечения, {{Δβ}} — угол индуктивного скоса (см. ст. Воздушный винт и рис. 4 к ней); интеграл берётся по длине лопасти. В практических расчётах часто используется безразмерная Т. в. в. {{α}} = P/({{ρ}}n2D4), где {{ρ}} — плотность воздуха, n — число оборотов воздушного винта в 1 с. Тяга современных воздушных винтов достигает 150 кН. 2) Тяга несущего винта (Т. н. в.) — проекция действующей на несущий винт аэродинамической силы на ось его вращения. Вычисление Т. н. в. Т проводится в общем аналогично расчёту тяги воздушного винта. В практических расчётах часто пользуются безразмерной величиной ст/{{σ}} = 2T/{{ρ}}({{ω}}R)2F{{σ}}, где ст — коэффициент тяги винта, R — его радиус, F — ометаемая площадь, {{σ}} — заполнение несущего винта. Тяга современных несущих винтов превышает 500 кН. См. также Пропульсивная сила. Тяга двигателя — реактивная сила, являющаяся результирующей газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней и наружной поверхностям двигателя. Различают внутреннюю тягу (реактивную тягу) Р — результирующую всех газодинамических сил, приложенных к двигателю, без учёта внешнего сопротивления и эффективную тягу Рэф, учитывающую внешнее сопротивление силовой установки. Внутренняя тяга связана с эффективной соотношением Рэф = P — Xнар, где Xнар — внешнее сопротивление силовой установки ЛА. Внутреннюю тягу определяют с помощью уравнения количества движения для рабочего тела двигателя. Для авиационных ВРД (ТРД, ТРДФ, ПВРД) тяга (в Н) Р = GгCc — GBVп + Fc(pc — pH), где Gг — расход газа, кг/с; Cc — скорость истечения газа из реактивного сопла, м/с; GB — расход воздуха, кг/с; Vп — скорость полёта, м/с; Fc — площадь сечения на выходе из реактивного сопла, м2; pc — статическое давление на выходе из реактивного сопла, Па; pH — давление окружающей среды, Па. Расход газа у ВРД связан с расходом воздуха следующим соотношением: Gг = Gв + Gт — Gв. отб, где Gт — расход топлива; Gв. отб — количество воздуха, отбираемого от двигателя на нужды ЛА. У ракетных двигателей с окислителем, находящимся на борту ЛА, Р = GгCc + Fc(pc — pH). В этом уравнении Gг — сумма расходов горючего и окислителя. При полном расширении газа в реактивном сопле pc = pH, и уравнение внутренней тяги для ВРД упрощается: Р = GгCc — GвVп. Для ТРДД с раздельными газовоздушными трактами в случае полного расширения газа в реактивных соплах внутреннего и наружного контуров Р = GгICcI — GвIVп + GвII(CcII — Vп). Здесь индексом I обозначены параметры внутреннего контура ТРДД, а индексом II — наружного. У ТВД
где Nв — мощность, передаваемая на воздушный винт, Вт; {{η}}в — кпд винта. Максимальная взлётная тяга ГТД в начале 90 х гг. превысила 300 кН. Лит.: Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975; Абрамович Г. Н., Прикладная газовая динамика, 5 изд., ч. 1—2, М., 1991. В. И. Бакулев. Тяговооружённость летательного аппарата — отношение тяги силовой установки ЛА к его весу; один из важнейших параметров, определяющих лётно-технические характеристики ЛА. От Т. зависят максимальная скорость ЛА, время набора высоты (скороподъёмность) и разгона до заданной скорости, максимальная высота полёта, длина разбега, а также его манёвренные характеристики. Важной характеристикой самолёта является стартовая Т. — отношение взлётной тяги силовой установки к его взлётному весу. В 80 х гг. стартовая Т. истребителей и истребителей-бомбардировщиков составляла 1,2—0,5, военно-транспортных и пассажирских самолётов — 0,35—0,3, Винтомоторные ЛА обычно характеризуют их энерговооружённостью. Тянущий винт — воздушный винт, расположенный на ЛА перед двигателем в передней части фюзеляжа или гондолы двигателя. Т. в. — основной движитель современных винтовых самолётов. При установке такого винта перед воздухозаборником ТВД принимаются меры по снижению потерь полного давления воздуха (вызываемых прохождением его между корневыми частями многолопастного винта) на входе в воздухозаборник путём выбора соответствующей формы контуров сечений лопастей и обтекателя (кока). Преимущество Т. в. по сравнению с толкающим винтом — менее возмущено поле скорости в плоскости его вращения. У — принятое в СССР обозначение некоторых самолётов первоначального обучения (учебных). У 1 — двухместный биплан по типу английского самолёта Авро 504 с одним ПД М 2 мощностью 88,3 кВт. Широко применялся с начальник 20 х до середины 30 х гг. (построено более 700 экземпляров). После 1928 на смену ему начал поступать У 2 (см. Поликарпова самолёты). Уб (универсальный Березина) — крупнокалиберный пулемёт, созданный М. Е. Березиным. Калибр 12,7 мм, скорострельность 1000 выстрелов в 1 мин, масса пули 48 г, начальник скорость 860 м/с, масса пулемёта 21,5 кг. Принят на вооружение в 1941 и стал одним из основных образцов авиационного стрелкового оружия в годы Великой Отечественной войны. Применялся в синхронном (УБС), турельном (УБТ) и крыльевом (УБК) вариантах установки (см. Синхронизатор, Турель). Уваров Владимир Васильевич. (1899—1977) — советский учёный-теплотехник, профессор (1934), доктор технических наук (1946), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1957). После окончания МВТУ (1924) и МГУ (1930) работал в ВВИА, преподавал в МВТУ (заведующий кафедрой турбостроения в 1949—77, руководитель проблемной лаборатории по турбостроению с 1958). Под руководством У. созданы первые в СССР экспериментальная газотурбинная установка (1934) и турбовинтовой двигатель (1938—40). Награждён орденами Ленина и Трудового Красного Знамени. Портрет см. на стр. 602. Соч.: Газовые турбины, М. — Л., 1935. В. В. Уваров.
2) У. а. летательного аппарата — угол между продольной осью ЛА и проекцией его скорости V на плоскость ОХY связанной системы координат; считается положительным, если проекция V на нормальную ось OY отрицательна. В задачах динамики полёта используется пространственный У. а.: {{α}}п — угол между осью ОХ и направлением скорости ЛА (рис. 2). Для самолёта, кроме того, вводятся дополнительные характерные У. а.: {{α}}бал — балансировочный У. а., при котором момент тангажа равен нулю, значения {{α}}бал изменяются в зависимости от отклонения органов продольного управления (балансировки); {{α}}доп — допустимый У. а., то есть наибольший разрешаемый в нормальной лётной эксплуатации У. а. самолёта, назначаемый из условий обеспечения безопасности полёта, значения {{α}}доп определяются для каждой конфигурации самолёта в разрешённом диапазоне скоростей её применения; {{α}}св — У. а. начала сваливания самолёта. Изменение У. а. самолёта достигается отклонением органов продольного управления для приращения момента тангажа и перехода самолёта на другой балансировочный У. а. и является основным средством лётчика для управления самолётом в вертикальной плоскости. 3) У. а. крыла — угол между какой-либо хордой крыла, называемой контрольной, и проекцией скорости V на плоскость симметрии крыла (в любом случае выбор контрольной хорды должен быть строго оговорён). Для крыла вводится также понятие местного У. а., которое представляет собой обобщение понятия У. а. профиля и определяет режим обтекания рассматриваемого сечения крыла. Значения местного У. а. зависят от условий обтекания (У. а. крыла, местный скос потока) и геометрических характеристик крыла (угол установки крыла, угол стреловидности, крутка крыла и т. п.). Поскольку аэродинамические характеристики крыла и ЛА зависят от У. а., то для них, как и для профиля, вводятся характерные У. а. — {{α}}0 и {{α}}кр. 4) У. а. несущего винта — угол между скоростью Vн центра несущего винта и плоскостью, нормальной к валу винта (плоскостью вращения): {{α}}н = arctg(Vнy/VDн), где VDн = (V2нx + V2нz)1/2, Vнx, Vнy, Vнz — проекции Vн на оси связанной системы координат несущего винта, то есть Vнx = Vx + {{ω}}yzн — {{ω}}zyн + u*нx; Vнy = Vy + {{ω}}zxн — {{ω}}xzн + u*нy; Vнz = Vz + {{ω}}xyн — {{ω}}yxн + u*нz. Здесь Vx, Vy, Vz — проекции скорости V полёта; {{ω}}x, {{ω}}y, {{ω}}z — проекции мгновенной скорости {{ω}} поворота вертолёта вокруг центра масс; xн, yн, zн — координаты центра несущего винта, u* — осреднённая по площади винта скорость, индуцированная другими несущими элементами вертолёта. От {{α}}н зависят силы и моменты винта (см. Пропульсиеная сила, Авторотация). При заданном {{α}}н характеристики винта не зависят от направления полёта (как у круглого крыла) — для винта нет понятия об угле скольжения. В теории несущего винта рассматриваются ещё два У. а.: эквивалентного несущего винта {{α}}нэ и плоскости концов лопастей {{α}}нк. Первый — это угол между Vн и плоскостью, относительно которой угол установки лопастей {{φ}} = {{φ}}0 + {{φ}}1сcos2{{ω}}нt + {{φ}}1ssin{{ω}}нt + {{φ}}2ccos2{{ω}}нt +… не содержит первой гармоники: {{φ}}1с = {{φ}}1s = 0. Эта плоскость называется «плоскостью вращения эквивалентного винта» или «плоскостью постоянных углов установки». Второй — это угол между Vн и плоскостью, относительно которой угол взмаха лопасти {{β}}1 = a0 — a1cos{{ω}}нt — b1sin{{ω}}нt — a2cos2{{ω}}нt… не содержит первой гармоники: a1 = b1 = 0. Эта плоскость называется «плоскостью вращения концов лопастей» или «основанием конуса, описываемого лопастями». Соотношения между У. а. при Vнz = 0 выражаются формулами: {{α}}нэ = {{α}}н + {{φ}}1s; {{α}}нк = {{α}}н + a1. При некоторых значениях {{α}}н, зависящих в основном от Vн/({{ω}}нR), {{ω}}z/{{ω}}н и {{φ}}0 на несущем винте начинается срыв потока. При сочетании воздушных скоростей VнD от 0 до 40 км/ч и Vну от 4 до 20 м/с, когда У. а. {{α}}н изменяется от 90 до 30{{°}} (например, при вертикальном снижении или при полёте с малой скоростью, большим углом крена и внешнем скольжением), наступает режим «вихревого кольца». Он характерен тем, что свободные вихри не уносятся сразу от лопастей, а образуют торообразные поверхности вблизи плоскости вращения винта. При этом увеличивается потребная мощность несущего винта и становится неустойчивым маховое движение лопастей, так что углы взмаха, силы и моменты винта периодически изменяются с частотой в несколько Гц. Выход на У. а., соответствующие режимам срыва потока и «вихревого кольца», небезопасен. Л. Е. Васильев, А. С. Браверман. жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|
}}и {{
}},
}} — динамическая скорость, {{ρ}} — плотность, {{τω}} — напряжение трения на поверхности тела в месте расположения Т. В качестве Т. могут использоваться также струи, колеблющаяся стенка, акустические возмущения и др.
}}+GгCc — GвVп,