Понятие звука При полете с большими скоростями
Понятие скачка уплотнения
жүктеу/скачать 1.63 Mb.
|
- Бұл бет үшін навигация:
- — ударную волну
- Остановленная относительно потока ударная волна называется скачком уплотнения
| Понятие скачка уплотнения. Тело, обтекаемое потоком воздуха, является совокупностью точечных источников возмущений. В сверхзвуковом потоке слабые возмущения точечных источников — конусы возмущений – суммируются, создавая более сильное возмущение среды — ударную волну (рис.5.3).
Скорость движения ударной волны значительно больше скорости звука. Поэтому ударная волна перемещается против сверхзвукового потока. Отходя от тела, она ослабевает, и скорость её движения уменьшается. Как только скорость движения ударной волны станет равной скорости набегающего на тело сверхзвукового потока , она остановится. Остановленная относительно потока ударная волна называется скачком уплотнения 2.3. Аэродинамические характеристики крыла при больших скоростях 2.3.1. Влияние сжимаемости на картину обтекания и распределение давления по профилю крыла Влияние сжимаемости при дозвуковом обтекании Влияние сжимаемости проявляется изменением плотности газа (характеризуется величиной ), что приводит к дополнительному изменению скорости звука и давления по сравнению со случаем несжимаемого газа. Рассмотрим, как изменяются параметры потока перед профилем и вдоль него вблизи поверхности вне пограничного слоя (рис. 2.47).
Рис.2.47
Влияние сжимаемости в этом процессе сводится к увеличению по абсолютной величине значений давления % и скорости звука a. Вывод: в результате указанного изменения параметров возрастает разрежение на нижней и верхней поверхностях (рис. 2.48).
Рис. 2.48 Замечание: с ростом дозвуковых чисел М растет роль сжимаемости, следовательно у возрастают и несущие свойства профиля (рис. 2.49).
Рис. 2.49 Влияние сжимаемости при околозвуковом обтекании. В какой-то момент времени с ростом скорости невозмущенного потока в точке максимального поджатия струй может наступить условие, когда местная скорость потока станет равной местной скорости звука (рис. 2.50) (2.50) Определение: критическим числом М называется наименьшее число М невозмущенного потока, при котором хотя бы в одной точке крыла местная скорость обтекания (Vм) становится равной местной скорости звука (ам).
Рис. 2.50 Дальнейшее увеличение скорости потока приводит к расширению зоны сверхзвукового обтекания профиля крыла. После перехода точки максимального поджатия сверхзвуковой поток попадает в расширяющуюся область, где продолжает разгоняться (рис. 2.51). За профилем местные параметры потока должны быть равны параметрам невозмущенного потока, следовательно, поток должен затормозиться. А торможение сверхзвукового потока происходит только на скачке уплотнения. Произойдет это в точке профиля, где выполняется условие (2.51) После скачка уплотнения уже дозвуковой поток продолжает тормозиться до параметров невозмущенного потока.
Рис.2.51. 2.3.2. Критическое число М и факторы, влияющие на него. Сверхкритический профиль Возможность возникновения зоны сверхзвукового течения на поверхности крыла была рассмотрена выше. Определение критического числа Мкр был приведено в предыдущем пункте. Отметим, что величина Мкр для различных крыльев различна. Она зависит от геометрических параметров крыла и профиля, от a или коэффициента суа. Рассмотрим влияние различных факторов на величину Мкр. Влияние относительной толщины профиля. Увеличение относительной толщины профиля, c одной стороны, при сya=0 усиливает деформацию струек, приводит к уменьшению Мкр. С другой - при сya>0 увеличение относительной толщины профиля позволяет увеличить закругление носка и, обеспечивая плавность его обтекания, cнижает местные скорости и приводит к росту Мкр. С некоторого значения относительной толщины струйки начинают сужаться позади передней кромки профиля. Пик разряжения (место наибольшей местной скорости) у весьма тонкого профиля снижается, растягиваясь на больший участок поверхности. После определенного значения относительной толщины наибольшее сужение струек происходит вблизи максимальной толщины профиля, увеличение которой, естественно, влечет дополнительное сужение струек, рост местных чисел М и уменьшение Мкр. Зависимость Мкр=f( ) показана на рис.2.52.
Рис. 2.52 Влияние кривизны. У обычных несимметричных профилей максимальное значение Мкр достигается при отрицательных углах a, но при сya>0. С увеличением вогнутости профиля уменьшается максимальное значение Мкр и возрастает величина сya , при которой оно достигается. На величину Мкр оказывают также влияние и значение абсцисс максимальной толщины и кривизны . При малых a и малых значениях сya с ростом этих координат число Мкр увеличивается, а на больших углах атаки и при больших значениях сya, наоборот, падает. Таким образом, наибольшим значением Мкр обладают весьма тонкие профили с максимальной толщиной вблизи середины хорды. Влияние удлинения. Уменьшение удлинения приводит к выравниванию разности давлений снизу и сверху крыла, то есть разрежение на верхней поверхности уменьшается, поскольку струйки меньше деформированы. Поэтому скорости обтекания для достижения местной скорости звука требуются большие значения числа М набегающего потока. Таким образом, уменьшение удлинения приводит к росту значения Мкр. Влияние угла стреловидности. У скользящего крыла бесконечного размаха продольная составляющая скорости Vt не изменяется вдоль струйки, а изменяются только нормальные составляющие Vn. Очевидно, что при Mn= Mкр местная скорость течения достигает значения местной скорости звука. Для скользящего крыла можно записать , . Для такого крыла возможно Mкрc>1, поскольку здесь не учитываются особенности обтекания стреловидного крыла конечного размаха, имеющего зоны дополнительного расширения и сужения струек в средних и концевых сечениях крыла. Поэтому у стреловидных крыльев конечного размаха обычно Mкрc<1. При обтекании крыла со скоростью, соответствующей числу М>Mкр, на заднем скате профиля появляется зона значительного разряжения, что влечет за собой изменение аэродинамических характеристик крыла. Возрастает аэродинамическая сила главным образом на заднем скате профиля – увеличиваются ее составляющие нормальная Yз и продольная сила Xз. В целях расширения диапазона докритических чисел М создают специальные профили. Основные их преимущества проявляются на больших дозвуковых скоростях. Они имеют большие числа Mкр. Эти профили называются суперкритическими (сверхкритическими) и отличаются от обычных тем, что имеют более плоскую верхнюю поверхность (рис.2.53). Поэтому струйки воздуха на верхней поверхности слабо деформируются. Воздушный поток разгоняется в меньшей степени, чем у обычного профиля, что позволяет несколько увеличить число Mкр (рис.2.54).
Рис. 2.53
Рис.2.54
2.3.3. Расчет аэродинамических характеристик крыла в дозвуковом потоке с учетом сжимаемости В безвихревом слабовозмущенном потоке основным уравнением, определяющим поле течения около тела, является линеаризованное уравнение для потенциала скоростей: для сжимаемого потока (2.52) для несжимаемого потока (2.53) где x, y, z - независимые переменные для сжимаемого потока жүктеу/скачать 1.63 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|