книги из ГПНТБ / Микерин, И. К. Аэродинамика летательных аппаратов
.pdfИз соотношения (4.7) видно, что 2-й член учитывает инерционные свойства газа, а 5-й свойство вязкости.
Следовательно, для обеспечения частичного подобия с учетом вязкости среда необходимо добиваться равенства чисел Рейяольдса модели и натуры.
Рассматривая 2 - й и 4-й (учитывающий свойство сжимаемос ти) члены, получим второй критерий аэродинамического подобия, число М:
во |
- |
SOL |
І |
следовательно, |
|
^ К - |
г |
|
||||
Я |
- |
к |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
м и |
Ѵм |
JUL.. . |
|
|
M |
я |
= |
М м |
(4.10) |
|||
Таким образом, для обеспечения часта-ІНОГО подобия с |
||||||||||||
учетом сжимаемости |
среды необходимо |
выполнить равенство чисел |
||||||||||
M модели |
и натуры. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
Если |
сопоставить |
2-й |
и 3-й, |
а |
также 2-й и 1-й члены |
|||||||
соотношения (4 . 8), |
получим ещё 2 |
критерия |
аэродинамического |
|||||||||
подобия: числа |
Г |
? |
^ |
; |
__ |
|
|
__ |
|
|||
|
|
|
F** |
= |
F« |
; |
о ) м |
= |
|
ЛОц |
|
|
Г |
|
ѵ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
где г |
- |
~д£ |
- число Фруда, |
учитывающее |
подобие |
явлений |
#л по силам тяжести среды;
—Lût.
it) = |
T T |
- число Струхаля, учитывающее подобие |
явлений |
|||
|
|
по периодичности колебаний испытуемого тела |
||||
|
|
в случае |
его нестационарного движения; |
|||
U) |
- частота |
колебаний |
тела. |
|
|
|
С л е д о в а т е л ь н о , при п р о в е д е н и и |
эксперимента |
на |
модели |
|||
н е о б х о д и м о |
добиваться равенства чисел M , R ^ , |
F |
, LU |
модели и натуры, которые учитывают механические свойства газа . Можно получить также критерии аэродинамического подо бия, учитывающие другие свойства газа, например, турбулент ность потока, теплопередачу среды, упругость модели и нату
ры и т . д . .
Таким образом, силовое воздействие потока на помещенное
в нем тело, выражающиеся через коэффициенты аэродинамических
сил л моментов, |
зависит в общем случае |
от |
геометрии |
тела, |
|||||||||
ориентировки |
его |
относительно |
потока |
(углов |
<^ |
и |
£ |
) ж |
|||||
критериев |
аэродинамического |
подобия: |
M |
, |
Й£, |
Г |
, |
и т.д. |
|||||
То есть |
Сц - С £ (геометрии, |
d |
, |
ß |
, |
Re., |
|
M , |
F |
, |
Û> . . . ) . |
||
Однако |
при аэродинамических |
исследованиях |
моделей |
||||||||||
осуществить |
полное аэродинамическое |
подобие, |
как правило, |
не удается. Так, например, если рабочей средой в аэродинами
ческой |
трубе |
является |
воздух, |
то |
для обеспечения равенства |
||||
R ? M |
- |
$ Zu |
скорость |
обтекания модели должна быть боль |
|||||
ше, чем |
Яіі |
в |
|
раз, |
для |
обеспечения равенства |
тасел |
||
М м г |
^„скорости |
модели и натуры должны быть раваг, а |
для |
||||||
обеспечения |
равенства |
чисел |
Fw |
- FH скорость модели |
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
раз. |
|
Поэтому |
чаде всего |
при |
проведении эксперимента |
доби |
|||||
ваются лишь частичного |
подобия. При этом учитывают, что не все |
критерии аэродинамического подобия имьют одинаковую значимость.
Та к, например, |
при исследовании стационарного движения |
отпада |
ет надобность |
в обеспечении равенства чисел Струхаля; |
при и с |
следовании моделей гидросамолетов, необходимо обеспечить равен ство чисел F м = Fti ; при исследовайия моделей летательных
аппаратов, совершающих прлет в атмосфере, необходимо учитывать '175
числа |
Й£ и M . |
|
|
|
|
|
|
• Обеспечить одновременное равенство даже |
деух |
критериев |
|||||
в обычных условиях не всегда удается. |
|
|
|
|
|||
Так, |
например, обеспечить |
одновременное |
равенство |
чисел |
|||
M и |
Й£ |
можно лишь в специальных трубах, |
(где рабочим |
телом |
|||
являются |
другие газы; или з трубах переменной |
плотности). А в |
|||||
обычных условиях добиваются равенства чисел |
|
, |
если |
полет |
|||
натуры |
происходит со скоростью, |
яри которой |
не сказывается |
сжимаемость воздуха. В случае же, если сжимаемостью пренебречь нельзя, следует позаботиться о равенстве чисел И.
Практически |
при |
М н > |
0,3 |
* 0,4 необходимо |
учитывать |
|||||
сжимаемость |
воздуха |
и добиваться |
равенства М м |
« |
M tf. |
|||||
Таким образом, для большинства практически важных случаев, |
||||||||||
полагают, |
что аэродинамические коэффициенты являются функциями: |
|||||||||
|
|
|
C j |
- |
С j, ГгЕОМЕтрии.^,/8, |
ьл)у |
|
|||
где j |
= |
R ,ОС , |
У |
. |
Ï |
и т . д . |
|
' |
||
§ |
4.6. |
Весовой |
|
метод |
аэродинамического |
|
|
|||
|
|
|
|
эксперимента |
|
|
|
Основной задачей испытаний в аэродинамических трубах
является определение аэродивамичзских сил и моментов, действую
щих на модель, |
а по их |
величине |
вычисляют |
аэродинамические |
коэффициенты (например, |
Сх= |
~$ ) . |
|
|
Силы и моменты проще всего можно определить путем весо |
||||
вых испытаний, |
то есть |
непосредственного |
их измерения. Эти и з |
мерения осуществляются при помощи аэродинамических весов. Аэродинамические весы размещают обычно в рабочей части трубы, 176
к ним прикрепляют модель, а силы и моменты, действующие на модель при продувке, передаются на весы и замеряются или записываются специальными устройствами.
Существующие аэродинамические весы позволяют заме^ть
от одной до шести компонентов (проекций) полной аэродинами
ческой |
силы и момента. |
|
|
|
|
||
|
Однокшпонентные |
весь |
чаще |
всего |
измеряют скку лобо |
||
вого |
сопротивления |
X, |
двухкомпонентные-силы X и У. |
||||
|
С помощью трехкошо"ентных весов определяют аэродинами |
||||||
ческие |
силы и момент |
|
в какой-либо плоскости, например, в плос |
||||
кости |
ХОУ определяют |
X , ^ |
и |
М 2 . |
|
||
|
Шестикомпонентяые |
весы |
позволяют |
определять три проекции |
|||
силы |
R |
и три составляющие |
полного аэродинамического момен |
||||
та М. |
|
|
|
|
|
|
|
Существует большор количество конструктивных схем
аэродинамических весов ( с жестким крсдлеяием модели, с про
волочной |
подвеской |
модели, тензометрические й т . д . ) . |
|
||
На |
рис. 4 . I I |
представлена |
схема |
двухкомпонектных |
аэроди |
намических весов, |
замеряющих лобовое |
сопротивление X и |
подъем |
||
ную силу |
У. |
|
|
|
|
Из |
полученных |
в результате |
эксперимента Аэродинамических |
сил и моментов необходимо вычесть сила и моменты, действующие на державки.Для э""ого предварительно проводят специальную тарировку устройств,поддерживающих модель.
Современные аэродинамические весы автоматически фиксиру ют величину силы или момента, действующую на модель.
177
§ 4.7. Экспериментальное определение сил давления
краспределения напряжения трения
уПри обтекании тела 'воздушным потоком, каждая точка поверхности тела испытывает со стороны потока различное давле ние. Неравномерное распределение давления по поверхности тела является одной из основных причин образования аэродинамических сил и моментов. С целью определения местных аэродинамических сил, уточнения расчета элементов планера на прочность, а также изучения физических явлений, происходящих при обтекании тела
воздушным потоком, в аэродинамических трубах проводят опыты
по определению давления в различных течках поверхности тела.
Кроме того, зноя распределение давления |
по |
поверхности |
тела, |
|||||
можно вычислить |
аэродинамические силы и моменты, |
действующие |
||||||
на тело |
[ 8, |
§ |
34J . |
|
|
|
|
|
Если величину давления измерить в ряде точек некоторого |
||||||||
сечечая тела и затем изобразить графически, |
получим |
картину |
||||||
распределения давленгя по данному сечению тела. |
|
|
|
|||||
Наиболее |
распространенным методом |
экспериментального |
||||||
определения давления на поверхности тела твляется метод |
|
|||||||
дренирования модели. 3 этом случае в то^ке |
поверхности, |
где |
||||||
замеряют давление (например, в точке Д , |
ргс. 4.12) |
сверлят |
||||||
отверстие, |
от |
которого с помощью тонкой |
трубочки, |
подведенной |
строго по нормали к поверхности и заделанной заподлицо с ней,
отводят статическое |
давление Р |
к |
одному колену |
U - |
образно |
||
го манометра. К другому колену манометра подводят |
статическое |
||||||
давление |
из невозмущеяного потока |
, так что |
|
U - |
образный |
||
манометр |
позволяет |
определить |
избыточное давление |
в данной |
|||
точке по |
с.завнению |
с давлением |
в |
невозмущенном |
потоке |
то |
І7о'
есть |
|
|
|
|
|
|
|
i |
Pi |
- |
Pi - P«, - hi X |
где |
hi |
- |
перепад |
уровней жидкости в коленах манометра; |
|
|
У |
- |
удельный рес жидкости в манометре. |
||
|
Для замера давления в нескольких точках сечения тела |
||||
по контуру |
сечения сверлят соответствующее количество отверс |
||||
тий, |
к каждому из |
которых подводят тонкую трубочку, соединяя |
её с отдельным манометром или трубкой батарейного манометра
(рис. |
4.13), |
состоящего из нескольких |
{J |
- |
образных ма |
||
нометров. |
|
|
|
|
|
|
|
|
Модель |
с просверленными |
на её поверхности |
отверстиями |
|||
для замгра статического давления |
называется |
дренированной. |
|||||
|
Обычно рассматривают не перепад абсолютных |
давлений |
|||||
д 0 і |
, а коэффициент давления |
Р І |
, являющийся отношением |
||||
д P-t |
к скоростному напору невыпущенного |
потока |
|
а-
то есть д р
Di |
= |
~~Т^][ |
• |
|
|
|
|
|
'S |
|
|
|
|
Величину С^ор легко определить в аэродинамической тру |
||||||
бе с помощью приемника воздушных |
давлений |
(ПВД). |
|
|
||
Распределение |
коэффициента |
давления |
P j |
по поверх |
||
ности тела называют картиной распределения давления. |
|
|||||
При небольших |
дозвуковых скоростях, |
при которых |
не ска |
|||
зывается сжимаемость воздуха, картина распределения |
давление |
|||||
не зависит от скорости |
потока. |
|
|
|
|
|
Действительно, |
на основании |
уравнения Бернулли |
(1.37) |
|||
можно записать: |
|
|
|
|
|
179 |
р _ |
+ ^ |
= Р . + К |
откуда |
Р-, |
= |
Л ^ - ^ Ч ^ и л і ) |
|
||
то |
есть |
величина |
Pi зависит |
от |
отношения |
местной |
скорости |
|
|
к скорости невозмущеиного потока, которое ч данной точке при |
|
||||||||
одинаковой ориентировке тела по отношению к вектору скорости |
|
||||||||
Уэ» |
остается постоянным. |
|
|
|
|
|
|||
|
Картину распределения давления изображают двумя способа |
||||||||
ми: векторным и эпюрным. |
|
|
|
|
|
|
|||
|
При векторном |
способе |
коэффициент давления откладывают |
|
|||||
в некотором масштабе по нормали к контуру профиля в виде |
|
||||||||
стрелок. При положительном |
значении " Р -( |
стрелки |
направля |
||||||
ются в сторону профиля, при |
отрицательном значении |
- от про |
-* |
||||||
филя (рис. 4~.І4а). |
|
|
|
|
|
|
|
||
|
Этот способ очень нагляден, но из-за своей сложности |
|
|||||||
неудобен при вычислении аэродинамических сил. |
|
|
|||||||
|
На практике более удобным оказался эпюрный способ. В этом |
||||||||
случае |
коэффициент |
давления |
откладывают по |
нормали |
к хорде, |
в |
тех её точках, на которые проектируются соответствующие точки
профиля (рис. 4.146). При этом |
положительные |
значения |
Pt |
||||||||
откладываются вниз, а отрицательные вверх. |
|
|
|
||||||||
Из |
соотношения |
( 4 . I I ) |
видно, что |
коэффициент давления |
|||||||
может быть |
положительным, |
отрицательным |
и принимать нулевое |
||||||||
значение. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
В несжимаемой |
среде максимальное |
значение |
коэффициента |
||||||||
давления равно +1 ( |
в точке полного торможения, где |
ѵ |
= 0 ) . |
||||||||
В |
тех |
точках, |
где |
А/і |
Z |
Ѵ«*> ; Р |
і |
> О |
при М\ |
= Ѵс*, Т>, * Q, |
|
а при |
V i |
V « . |
|
P i |
t~ |
О. |
|
•__ |
|
|
|
С изменением углов атаки величина |
, |
Р І |
меняется, |
||||||||
прячем, |
отрицательное |
ьлачение |
|
может достигать |
- |
5 и |
|||||
180 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
даже |
- |
б , |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
О влиянии сжимаемости и угла атаки на |
к: ртину распреде |
|||||||||||||
ления |
дав.-эния |
будет |
сказано |
в главе |
УІ. |
|
|
|
|
|
|
||||
|
В предыдущей главе была указана вторая причина образова |
||||||||||||||
ния аэродинамических сил - вязкость среда. |
|
|
|
|
|
|
|||||||||
|
Для определения аэродинамических сил, зависящих от вяз |
||||||||||||||
кости, необходимо знать распределение напряжения |
трения, |
|
|||||||||||||
по поверхности |
тела. Определить непосредственно |
величину |
Т о |
||||||||||||
в аэродинамическом эксперименте очень трудно, поэтому приме |
|||||||||||||||
няется чаще всего косвенный мел>д. |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
Из соотношения (1.4) |
видно, что |
величину |
|
|
|
можно |
||||||||
вычислить, если определить на границе пограничного слоя и |
|
||||||||||||||
поверхности тела градиент |
скорости по |
нормали |
к |
поверхности |
|||||||||||
и динамический |
коэффициент |
вязкости |
ß |
. |
Зная |
среду, |
|
||||||||
облекающую тело,и её те.лпературу у поверхности тела, можно |
|||||||||||||||
определить коэффициент |
ß |
. |
Тогда |
определение |
Т0 |
сведет |
|||||||||
ся к определению градиента счсрости у поверхности тела. Для |
|||||||||||||||
этого |
замеряют |
скорость |
в |
пограничном слое |
вблизи |
поверхности |
|||||||||
* тела |
в |
р.;де точек одной |
и |
той |
же нормали. После |
чего |
значение |
||||||||
|
: |
находите" |
графически или численным |
дафференцирова- |
|||||||||||
Э П У п - о |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
нием. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Так как пограничный слой очень тонок,(по длине тела |
|
|||||||||||||
толщина |
пограничного |
слоя |
|
изменяется |
от |
нуля до несколь- . |
|||||||||
ких сантиметров,), |
то |
измерители скорости имеют |
очень |
малые |
|||||||||||
размеры. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
В качестве |
измерителей скорости |
применяют |
систему,со- |
|||||||||||
с гоящую из приемников |
полного |
и статического |
давлений^ или |
|
|||||||||||
теплоэлектроаяемометры . |
|в, |
гл.з] . |
|
|
|
|
І |
8 І |
Эксперимент по |
определению |
'I |
о |
очень |
трудоемок и |
требует таких тонких |
приборов, |
что |
практически |
*2~в опре |
деляют расчетным путем по экспериментальной или теоретичес кой картине распределения давления, а эксперимент применяется для контроля расчетных методов.
1о2
Р И С У Н К И
К Г Л А З Е ІУ
183