Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf

трения они сравнительно мало отличаются от плоской пластинки и

метра, прямо или косвенно характеризующего кривизну поверх­ ности.

Для перехода от коэффициента трения с/, отнесенного ко всей

§ 2.7. Вихревое сопротивление давления

Поскольку тело имеет определенный объем, то поток, обтекая

Поскольку передние и задние скаты тела имеют общую проек­ цию F на плоскость yOz и содержат только точки с попарно рав­ ными давлениями, то суммарные силы давления, действующие на

60

передние и задние поверхности тела вдоль оси Ох, взаимно урав­ новешиваются и сопротивления давления нет. Распределение дав­ ления вдоль струйки при отсутствии потерь энергии показано на

вику вихрь несет в себе некоторое количество кинетической энер­ гии вращательного движения. Оставаясь по своей природе механи­

телом постепенно затухают, их энергия переходит в тепло и рас­ сеивается в атмосфере.

Сжимаемость воздуха непосредственно не влияет на вихреобразование. Поэтому для упрощения рассуждений в данном слу­ чае можно считать поток несжимаемым. Тогда на основании урав­ нения неразрывности (1.16), которое вытекает из закона сохранения вещества и остается в силе независимо от наличия вихрей, можно утверждать, что, как и при отсутствии потерь энергии, ско­ рости в равновеликих сечениях струйки останутся одинаковыми.

Чтобы сравнить давления в этих сечениях, воспользуемся урав­ нением Бернулли (1.20), введя в него член ^вих [Дж/м3 ], выра­ жающий суммарную энергию вихрей в единице объема воздуха:

Pi Н 2 ^ ^ в и х 1 ~ Л Н 2 ^ ^ в и х 2 '

Отсюда видно, что давление в некоторой точке заднего ската тела меньше, чем в точке переднего ската, около которой воздух движется с такой же скоростью, на величину энергии, затрачен­ ной на образование вихрей между этими сечениями в единице объема:

где

^ в и х 1-2 ~ ^ в и х 2 ^ в и х 1*

Распределение давления вдоль поверхности тела с учетом по­ терь энергии на вихреобразование показано на рис. 2.11 сплошной

61

§ 2.8. Волновое сопротивление давления

Теперь рассмотрим обтекание того же тела сверхзвуковым по­ током (рис. 2.12). Вихреобразование и трение учитывать не бу­ дем. Возмущения впереди тела распространяться не могут. По­ этому торможение, сжатие воздуха и искривление линий тока перед телом осуществляются ударом — на головном скачке уплот­ нения. Так как в своей средней части этот скачок практически прямой, скорость за ним становится дозвуковой. В сужающейся части струек она возрастает и в сечении / m i n становится равно

Рис. 2.12. Образование волнового сопротив­ ления

местной скорости звука. За этим сечением, став снова сверхзву­ ковым, поток продолжает разгоняться в расширяющихся уча­ стках струек. Торможение воздуха происходит на хвостовых скач­ ках уплотнения, образующихся в результате поворота потока при сходе,с задних скатов тела.

Таким образом, в отличие от дозвукового при сверхзвуковом обтекании по всей длине тела происходит непрерывный разгон воздуха, а следовательно, и непрерывное понижение давления. В результате равнодействующая QB приложенных к телу сил дав* ления даже без учета вихреобразования не равна нулю и направ­ лена назад. Это и есть волновое сопротивление тела.

Перемещаясь в воздухе со скоростью !/«, и преодолевая со­ противление QB , тело ежесекундно выполняет работу QBVco [Дж/с]. Поскольку, кроме тела и взаимодействующего с ним воздуха, ни­ какого третьего компонента в рассматриваемой механической си­ стеме нет, то очевидно, что воздух получает от тела механическую энергию, равную записанной выше работе, которая переходит в тепло на скачках уплотнения и в конечном счете рассеивается в атмосфере.

62

Г л а в а 3

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЯ (КРЫЛА БЕСКОНЕЧНОГО РАЗМАХА)

§ 3.1. Геометрические характеристики крыла

Геометрические параметры крыла принято делить на две груп­ пы, первая из которых характеризует размеры и форму крыла в

друга, называется симметричным. Наибольшее расстояние между

В качестве критериев геометрического подобия крыловых про­ филей чаще всего используются следующие относительные геоме­

63

Максимальный размер крыла /, измеренный перпендикулярно пло­

О

Рис. 3.2. Вид крыла в плане

Основными критериями геометрического подобия крыльев в плане являются:

где Ьср = — средняя геометрическая хорда крыла; •— сужение крыла

(3.5)

64