Добавил:

ivanov666 Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Башкирский Государственный Аграрный Университет

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

книги из ГПНТБ / Микерин, И. К. Аэродинамика летательных аппаратов

.pdf

Скачиваний:

Добавлен:

22.10.2023

Размер:

11.06 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 2021 / 3921 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 > Следующая >>>

£ с	-	коэффициент,				учитывающий		толщину		тела.
		Для несущей			поверхности при				M «с M <р
		<?е ( с	,	іт)р		представлен		на	рис.	5.10.
		При	M >М кр толщина				профиля		учитывается
		при определении волнового						сопротивления,
		поэтому		принимают £<_ =				I ;
£ * м	-	коэффициент,				учитывающий		влияние		сжима
		емости		на	С	х.тр-
Некоторую особенность				з определении			Сх.гр		имеют
позади расположенные		несущие		поверхности,			находящиеся			в з а

торможенном и возмущенном потоке (см. § 8 . 3) .

Для таких несущих поверхностей г.ри определении всех

аэродинамических характеристик необходимо брать

	Von = vYïco7;						M °	n '	м Ѵ к 7 п .
а при	расчете	2	(0)	следует			принять "2СГ= 0.			'
	Для корпуса		сражение		для		^-эг.тр		можно записать
так
C a r p . и , к о р п . = 2 C , £ o J £ e % - ^ f									,	( 5 . И 6 )
где	SSoK./тов		- площадь			боковой		поверхности		корпуса
			(площадь			трения)
	Поправочный		коэффициент				£ м	определяется так			же, как
и для	несущей	поверхности.
	При определений			коэффициента				£ t	необхбдамо		учиты
вать диапазон		скоростей полета					(рис.	5 . I I ) .
	Приближенно		при M ^		M Кр		влияние		формы корпуса		может

быть определено по верхней криво.1 в зависимости от удлине

ния корпуса.

' 205

При M >	M С р , когда волновое сопротивление корпуса
определяется	отдельно от сопротивления треаия, ^ е	учитыва

ет лишь особенности пограничного слоя при трехмер: ом обтекании корпуса и его значение меньше (нижняя кривая).

	На	основании экспериментальных данных								при M > I значе
ние	2. с		можно вычислить			по	эмпирической зависимости:
			? с	=- і ч-						(5.12)
где	J .	-	-	удлинение		корпуса .
	При вычислении числа						£	корпуса	за	характерную
длину принимается				длина	всего		корпуса		Î -
длину принимается				длина		R

206

Р И С У Н К И

К Г Л А В Е У

207

Рис. 5.1. Схема пограничного слоя на плоской поверхности.

Рис. 5.2'. Характерные области потока вокруг тела.

Рис. 5.3. Схематическое изображение пограничных слоев:

а - ламинарного, б - турбулентного, в - смешанного.

209

Ik. 177.

поіоаніліныо слой

Рис. 5.4. Схема отрыва пограничного слоя.

Рис. 5.5. Про&иль скоростей	Рис. 5.6. Зависимость толщин
ламинарного ( а ) и	пограничного	слоя
турбулентного (б)	ст координаты	и
слоев.	структуры погранич
	ного слоя.

Г л а в а УІ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КНШ

А . АЭРОДИНАШЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЯ ПШ ДОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА

§ 6.1. Теорема Н.Е.Жуковского о подъемной силе крыле

Авродинамичеокие характеристики любого крыла зависят


от к р и т е р и е в	аэродинамического		подобия		( M ,	R e и	т . д . ) и
геометртческих характеристик,			то есть формы профиля				крыла,
формы крыла в	плане	и т . д . Установлено,			что аэродинамические
х а р а к т е р и с т и к и крыльев, имеющих разнообразную						форму	в плане,
м о г у т быть выражены		*ѳрез соответствующие характеристики
прямоугольного крыла		бесконечного		размаха.
П о т о к ,	обтекающий такое		крыло является			плоокопараллель-
ным и сравнительно просто может быть изучен теоретически.
Главная особенность		такого крыла -		отсутствие		перетекания

воздуха у концов крыла. Плоскопараллельный поток легко может

быть получен при проведении эксперимента, при условии, если концы крыла или его модели будут упираться в стенки аэрсдина-'

мичѳской трубы (рис. 6.1).

212

Геометрия прямоугольного крыла бесконечного размаха определяется параметром X ~ < ^ и геометрическими характерис тиками профиля, поэтому обтекайте прямоугольного крыла беско нечного размаха соответствует обтеканию профиля, а его аэро - динамические характеристики - соответствующим ѵ арактеристикам профиля.

Теоретические методы определения аэродинамических харак теристик профиля при дозвуковых скоростях полета базпруются на использовании функций комплексных переменных и вихревой тео

рии Н.Е.Ж7К0ВСК0Г0. В основе вихревой теории крыла лежит теоре ма Н.Е.Жуковскога? которая гласит:

Аэродинамическая сила, действующая на единицу длины

ПРЯМОУГОЛЬНОГО крыла бесконечного размаха п ш плавном его

обтекании потоком невязкого несжимаемого газа, перпендикулярна

вектору	скорости	набегающего потока	и ло величине равна		произ
ведению	плотности	газа, скорости набегающего		потока и ЦИРКУЛЯ
ЦИИ СКОРОСТИ вокруг кры^а, то есть			R 1 = - ß	Ѵы> Г,	(6.1)
Лалравление аэродинамической силы можно получить повер
нув вектор скорости набегающего потока				нэ угол 90°'
против	"направления цгткуляции (рис. 6 . 2) .

Знак минус в соотношении (6.1) учитывает направление

циркуляции. Положи.ельное значение циркуляции соотгзтствует

случаю, когда при обходе			контура L против часовой стрелки
интеграл /	Ѵе dt	положитетьный.
При обтекании симметричного профиля под положительным
углом атаки	величина	Г	отрицательная, а при его обтекании
под отрицательным ot- -			Г положительная.

213

	При произвольном			размахе	крыла	і .	величина	R	оче
видно	будет равна
		R	-	- Л -	Ѵ ^ Г е .			(6 . 1а)
	Остановимся Ht анализе теоремы Жуковского.
	Во-первых. георема имеет				важное	практическое значение»
так как		является основой построения вихревой теории крыла.
	Во-вторых, на основании				теоремы	Жуковского X =		0,	а
У =	Q	. Т о есть,	при	П.:ЗВНОА» обтекании			плоскопараллельным

потоком невязкого несжимаемого газа тело не испытывает сопро тивления. Этот вывод был известен в литературе как парадокс ЭЙЛЕРА-ДАЛАМБЕРА из - за кажущейся парадоксальности и несогласо ванности с опытом . Н.Е. Чуковский показал, что сила X обуслов лена :

-вязкостью газа;

-пространственным ( а не плоскопараллельяым) обтекани

ем тела;

-наличием скачков уплотнения (проявляется свойство

сжимаемости		г а з а ) ;
	- срываым (не плавным) обтеканием тела (характерно
для	больших	углов	атаки,см. § 5.2).
	В-третьих,		теорема	устанавливает, что при	данных	значе
ниях	,	XL.	» ^	полная аэродинамическая	сила	(.или У)

определяется только величиной циркуляции скорости по контуру, охватывающему профиль крыла. Отсюда следует, что при определе

нии R (У) крыло можно заменить одним или несколькими вихря

ми, неподвижно связанными с крылом (присоединьнныш вихрями), которые создают такую же величину Г, как ш крыло ( р и с . 6 . 3 ) ,

Идея замены крыла присоединенными вихрями впервые сформулирована и развита Н.Е.Жуковским на основании этой

теоремы и в настоящее время лежит в основе дозвуковой теория крыла.

§ 6.2. Определение коэффициента подъемной .силы

профиля

Воспользуемся некоторыми результатами вихревой теории крыла для определения коэффициента подъемной силы профиля

Индексы

означают:

сх=> - крыло бесконечного размаха или профиль крыла,

u.c.-

6d3

учета

сжимаемости.

Рассмотрим обтекание

участка

прямоугольного

крыла

размахом

(рис . 6 . 4)

плоскопараллельннм

потоком

невязкого,

несжимаемого

газа.

На основании соотношений

(6 . 1а и 3.9)

можно

записать

Ä - v i ™

Р—^орір-

- п п /

" о - Н.С" *

i/o* Н.С ~Q~

<- Эо-ц.с

а.

ѵ«

откуда

_ _ 2 Г

(6.2)

Следоватрльно,

для

определения

С у „

н.с необходимо

вычислить значение

вокруг

профиля

крыла.

С целью

определения

заменим

крыло

системо.1

вихрей.

Обозначим

% (jX>)

погонную циркуляцию

скорости

вок

руг профиля

крыла

( р и с , 6 , 4 ) ,

Тогда

элементарная

циркуляция,

. соответствующая отрезку

хорды

CtX- ^t будет

равна

<<< < Предыдущая 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 2021 / 3921 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 > Следующая >>>

Соседние файлы в папке книги из ГПНТБ