![]() Главная страница Случайная страница КАТЕГОРИИ: АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника |
Коэффициент давления ⇐ ПредыдущаяСтр 2 из 2
Поместим в газовой поток дозвуковой скорости некоторый криволинейный профиль и рассмотрим изменение параметров элементарной струйки, охватывающей такой профиль (рис. 10.1).
Рисунок 10.1 - Распределение коэффициентов давления по профилю
Создаваемые профилем возмущения потока при дозвуковых скоростях будут распространяться во всех направлениях, в том числе и против течения. Под влиянием этих возмущений элементарные струйки, движущиеся к профилю, будут деформироваться. У носика профиля центральная струйка расширяется; скорость течения при этом падает и в точке разветвления А обращается в нуль. В этой точке параметры будут равны параметрам полного торможения потока. На передней части профиля сечение струйки уменьшается, вследствие чего скорость увеличивается, а давление падает. На верхней и нижней поверхностях профиля продолжается поджатие струйки с соответствующим нарастанием скорости. В некоторой точке сечение струйки минимально. В этом месте скорость будет максимальной. Далее, на задних поверхностях профиля струйка вновь расширяется, скорость ее падает, а давление растет. Таким образом, в результате деформации струек, характер которой определяется формой обтекаемого тела, вдоль поверхности профиля давление меняется. Распределение давлений обусловливает возникновение аэродинамических сил, действующих на профиль: подъемной силы, вызванной разностью давлений на верхней и нижней поверхностях профиля, и силы лобового сопротивления, вызванной разностью давлений на переднюю и заднюю части профиля и силами трения. Распределение давлений вдоль обтекаемой поверхности характеризуется безразмерной величиной - коэффициентом давления, который определяется как отношение разности давлений в данной точке на поверхности и статического в бесконечности к скоростному напору невозмущенного потока:
Коэффициент давления можно определить и по следующей формуле:
где
где
Пояснение:
так как
Число Маха является критерием подобия в механике жидкости и газа и представляет собой отношение скорости течения в данной точке газового потока к местной скорости распространения звука в движущейся среде. Назван по имени австрийского ученого Эрнста Маха. Если в рассматриваемой области скорости меньше критической, т. е. если:
Если скорости течения больше критической:
где
В первом случае (10.12) течение называется дозвуковым или докритическим; а во втором (10.13) - сверхзвуковым или сверхкритическим. Следовательно, значение безразмерной скорости При малых скоростях набегающего потока более удобно для подсчета коэффициента давления пользоваться формулой (10.9).
10.3 Критическое число
На рис. 10.1 показано примерное распределение С этой целью воспользуемся формулой (10.10), заменив в ней отношение давлений через соответствующие числа М, с учетом, что:
получим
где При некотором значении
Величина Из определения критического числа
Примечание: [ При дозвуковом обтекании фюзеляжа, крыла и оперения самолёта на выпуклых участках их обводов возникают зоны местного ускорения потока. Когда скорость полёта летательного аппарата приближается к звуковой, местная скорость движения воздуха в зонах ускорения потока может несколько превысить скорость звука (рис. 10.2). Миновав зону ускорения, поток замедляется, с неизбежным образованием ударной волны (таково свойство сверхзвуковых течений: переход от сверхзвуковой скорости к дозвуковой всегда происходит разрывно - с образованием ударной волны). Интенсивность этих ударных волн невелика - перепад давления на их фронтах мал, но они возникают сразу во множестве, в разных точках поверхности аппарата, и в совокупности они резко меняют характер его обтекания, с ухудшением его лётных характеристик: подъёмная сила крыла падает, воздушные рули и элероны теряют эффективность, аппарат становится неуправляемым, и всё это носит крайне нестабильный характер, возникает сильная вибрация. Это явление получило название волнового кризиса. Когда скорость движения аппарата становится сверхзвуковой (М > 1), течение вновь становится стабильным, хотя его характер изменяется принципиально (рис. 10.3). ]
Рисунок 10.2 - Аэрокрыло в близком к звуковому потоке
Рисунок 10.3 - Аэрокрыло в сверхзвуковом потоке
|