Понятие звука При полете с большими скоростями
жүктеу/скачать 1.63 Mb.
|
- Бұл бет үшін навигация:
- Вывод: сжимаемость потока приводит к увеличению значений коэффициента давления на поверхности крыла.
- Определение
- Вывод
| xн, yн, zн - независимые переменные для несжимаемого потока.
Сопоставление уравнений (2.52) и (2.53) дает аналитическою связь между независимыми переменными . (2.54) Отсюда можно найти связь между приращениями скоростей сжимаемого и несжимаемого потоков (2.55) Связь между коэффициентами давлений в сжимаемом и несжимаемом потоках можно получить из линеаризованного уравнения Бернулли (2.56) Разделив первое уравнение (2.56 ) на второе, получим (2.57) Разделив обе части равенства (2.58) на величину скоростного напора, получим зависимость между коэффициентами давлений (2.58) Вывод: сжимаемость потока приводит к увеличению значений коэффициента давления на поверхности крыла. Рассмотрим, как рассчитываются аэродинамические характеристики крыла в дозвуковом потоке с учетом сжимаемости. Коэффициент безиндуктивного сопротивления Сxо Коэффициент безиндуктивного сопротивления сxo=сxf+сxдавл (2.59) С увеличением малых чисел М (до Мкр) коэффициент схо практически не изменяется и равен примерно профильному. Влияние сжимаемости потока сказывается главным образом на коэффициенте схдавл, так как коэффициент сxf мало зависит от числа М. При М > Мкр увеличивается перепад давлений между передней и задней частями крыла, что приводит к росту сопротивления давления. Это объясняется влиянием сжимаемости через образование местных сверхзвуковых зон, заканчивающихся скачками уплотнения (2.60) Картина распределения давления при этом изменяется как показано на рис. 2.55. Рис. 2.55 Потери энергии на скачке уплотнения приводят к росту лобового сопротивления (рис. 2.56).
Рис. 2.56 Определение: волновым сопротивлением называется составляющая лобового сопротивления, определяемая потерями на скачках уплотнения. Коэффициент подъемной силы крыла Суа Увеличение чисел М приводит к увеличению перепада давления между нижней и верхней поверхностями крыла (2.61) Как видно из уравнения (2.61), влияние сжимаемости дополнительно увеличивает несущие свойства крыла. Данный вывод справедлив только для докритических скоростей полета. На закритических скоростях неодновременное появление сверхзвуковых зон на нижней и верхней поверхностях крыла, а также неодинаковая скорость их развития по числам М значительно усложняют закон изменения несущих свойств. При этом возможны два случая. Первый случай - когда углы атаки малы и нижняя и верхняя поверхности образуют сужающе-расширяющиеся каналы или для прямого крыла большого удлинения при всех углах атаки, когда скачки уплотнения возникают на всем размахе одновременно (рис. 2.57).
Рис. 2.57 Описание рис. 2.57: 1. Интенсивный рост коэффициента Суа при превышении Мкр вызывается появлением сверхзвуковой зоны обтекания на верхней поверхности крыла, которая непрерывно увеличивается с ростом скорости вплоть до М=1, увеличивая разрежение на верхней поверхности. 2. Однако в диапазоне от М1 до M2 наблюдается значительное уменьшение Суа за счет появления сверхзвуковой зоны обтекания на нижней поверхности крыла при М1 и ее развития вплоть до скорости М2, когда нижний скачок уплотнения достигает задней кромки крыла. 3. Увеличение коэффициента Суа в диапазоне чисел М от M2 до М=1 вызывается продолжением расширения сверхзвуковой зоны обтекания на верхней поверхности. 4. При М=1 скачок достигает задней кромки профиля, появляется отошедшая ударная головная волна. Дальнейшее уменьшение коэффициента Суа вызвано тем, что прирост подъемной силы крыла перекрывается более интенсивным ростом скоростного напора (2.62) Второй случай - углы атаки большие, нижняя поверхность профиля образует только сужающийся канал. В этом случае образуется только один "горб" на зависимости Суа(М) (рис.2.58).
Рис. 2.58 Коэффициент продольного момента Коэффициент mz можно определить через коэффициенты давления (2.63) С учетом сжимаемости имеем , , (2.64) После подстановки (2.64) в (2.63) и преобразований получим (2.65) Вывод: влияние сжимаемости на коэффициент продольного момента сказывается через увеличение его абсолютного значения. Положение координаты фокуса Согласно линейной теории координата фокуса профиля для сжимаемого потока должна непрерывно смещаться вперед вплоть до М=1, когда =0, так как (2.66) Это объясняется также тем, что влияние сжимаемости, увеличивая значения коэффициентов давления ср, смещает равнодействующую сил давления вперед (рис. 2.59).
Рис. 2.59 Однако превышение Мкр приводит к образованию сверхзвуковых зон и смещению равнодействующей сил давления к задней кромке. Эксперименты показывают, что для несжимаемого потока фокус профиля расположен на расстоянии 25% хорды от носка, а для сжимаемого сверхзвукового потока приблизительно на середине хорды. В целом зависимость =f(M) представлена на рис. 2.60.
жүктеу/скачать 1.63 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|