Зависимость аэродинамических коэффициентов от числа Маха

На Рисунок5.6 представлены графические зависимости коэффициентов и С_x от числа Маха:

Из графиков можно сделать следующие выводы:

-при <0,4 сжимаемость воздуха практически не влияет на коэффициент , а, начиная с М 0,4, вызывает некоторое его увеличение.
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 уменьшается вплоть до минимального значения.

Перераспределение давления по профилю вызывает резкое увеличение коэффициента профильного сопротивления (см. Рисунок5.6), который теперь включает и волновое сопротивление: .

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 скоростных профилей 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 (рис 5.9,а).

Рисунок5.9,а Влияние формы профиля

Рисунок 5.9,б Влияние стреловидности

С увеличением угла стреловидности нормальная составляющая скорости V_n, 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 и уменьшения волнового сопротивления.

Дата добавления: 2014-08-04; просмотров: 1098; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!