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

такого обтекания

будут

рассматриваться

в последующих

пара­

графах.

Если

профиль

имеет закругленный носок

(см. рис. 3.32,

§ 3.10),

то

перед

ним формируется отсоединенный криволинейный голов­

ной

скачок уплотнения,

средняя часть которого независимо от

числа

имеет угол наклона ср^90°. За таким скачком скорость

угодно большом значении М».

Однако по мере увеличения чис­

ла

и

приближения скачка

к крылу деформация линий тока

перед

ним

осуществляется на

все меньшем

участке

и протекает

все более интенсивно. В связи

с этим минимальное

(критическое)

сечение струйки с увеличением

числа

быстро

приближается

личении

числа

Мм

сверх

М к р .

С

увеличением

числа

М<»

до

еди­

ницы коэффициент давления в точке полного

торможения

возра­

стает

(см.

формулу 3.19). Будем

считать,

что

эта

точка

нахо­

дится

непосредственно

в

носке

профиля

(при

небольших

углах

атаки это весьма близко к действительности).

Коэффициент давления в минимальном сечении струйки до

критического числа М плавно уменьшается

(растет

пик

разреже­

ния).

При

= М к р

минимальное

сечение

становится

критиче­

ским.

Давление

в

этом

сечении /?Кр = 0,528 р0,

а

коэффициент

дав­

ления

в

диапазоне

чисел

М м от

М к р

до

Мт е

= 1 , как следует из

формулы

(3.19), с

увеличением

будет

повышаться

(пик

раз­

режения

падает):

0,528(1

+

0 , 2 M i ) 3 ' 5 - l

ш

„

•

( 3 - 2 1 )

При

Мт е

=

1 V M =йК р,

воздух

на

переднем

скаге

профиля

раз­

гоняется

от

1/ = 0 до а к

р =

V M ,

ркр

=

р<0 и ркр

=

0.

При

> М к р разгон воздуха продолжается за

минимальным

сечением

струйки — в местной сверхзвуковой зоне.

Максимальная

воздух резко

тормозится и давление повышается; за скачком по­

ток,

ставший

дозвуковым, плавно дотормаживается до V=Voo,

но в

связи с

потерями механической энергии на скачке уплотне­

ния

давление

остается ниже атмосферного. Поэтому, как бы ве-

Рис.

3.26.

Перераспределение давле-

Рис. 3.27. Аэродинамические ха-

ния

по

верхней

дужке

профиля

рактеристики профиля при сме-

с увеличением

числа

М .

шанмом обтекании

давления за ним

всегда

остаются меньшими, чем они были в тех

же точках

профиля при

М^

М к р . Перераспределение

давления

по верхней

дужке

профиля с увеличением числа

Мое при

а = const

показано на

рис.

3.26.

р(х),

Анализируя графики

можно установить,

как изменяются

числа

Моо от М к р до

Moo^l сопровождается повышением коэф­

фициентов давления

на передней части профиля и их уменьше­

нием

на

его задней

части, то коэффициент лобового сопротивле­

ния сх

в

указанном

диапазоне чисел М» непрерывно возрастает

ном обтекании по своей

природе является волновым, так

как оно

в основном обусловлено

потерями механической энергии

потока

тическим сечением. В этих условиях давление повышается

лишь

на небольшом участке верхней поверхности крыла. На остальной

части верхней поверхности давление уменьшается. Кроме того,

происходит повышение давления под крылом. В результате

пло­

щадь эпюры р(х) увеличивается

и коэффициент подъемной силы су

возрастает, обычно

даже круче,

чем при Мт о

< М К р .

При дальнейшем

увеличении

участок

верхней поверхно­

ном диапазоне

чисел

Мо т

характерно заметное увеличение

про­

изводной с*

Оно объясняется тем, что за счет более заднего

расположения

сечения

[ т \ п

и очень плавного последующего

рас­

жается к хвостику

профиля.

При этом на всей нижней поверх­

ности с увеличением

числа

давление повышается, в то время

остается

участок

поверхности, на

котором увеличиваются разре­

жения. При больших углах атаки

воздух под крылом

заторможен

сильнее,

нижний

скачок

образуется

при большем числе

и вы­

ходит на кромку после верхнего

скачка. В этом случае увели­

чения

производной - С,

естественно, нет. С увеличением числа Мт е

свыше

М к р основная часть аэродинамической нагрузки

смещается

тическим

числом

М некоторого профиля считать значение МК р при

а = 0, то

при М т е )

несколько меньшем этого значения, обтекание

угле а > 0

это же

значение

М м окажется

критическим. При не­

сколько большем

угле

атаки

выбранное число Мт е будет

закри-

тическим

и Су за счет

сжимаемости воздуха

дополнительно

возра-

стет. При еще больших углах атаки

то же самое

число Мх

попа­

дает

в

область

интенсивного падения су, которое

частично

ней­

трализует повышение су

за счет увеличения

угла атаки,

и

наклон

кривой

Су (а)

уменьшится. Однако в

ограниченной

области

углов

атаки,

которая

обычно

используется

в полете

при

Моо,

близких

к М к р ,

можно

пренебречь указанным-

обстоятельством

и

считать

зависимость су(а)

при любом фиксированном

числе М м

линейной.

Тогда

производная

с* с увеличением

числа

М м

будет изменяться

так же, как сам

коэффициент су

при

а = const.

Критический

угол атаки и максимальное значение

коэффи­

циента подъемной силы с увеличением числа

свыше

М к р

сна­

чала

интенсивно

уменьшаются,

затем

их уменьшение

замедляется,

а при

Мое, близких

к единице,

они

могут даже

несколько возра­

положены

вблизи критического сечения. В

этих условиях разви­

тие срыва

практически

сразу

приводит к падению су. С

дальней­

шим

увеличением числа

Мо т

скачок и совпадающая с его основа­

нием

точка

отрыва постепенно смещаются

к хвостику

профиля,

звуковых зон и скачков

уплотнения, называют

в о л н о в ы м

к р и ­

з и с о м

п р о ф и л я ,

а

диапазон чисел Мсо

от

М к р

до М<х>=1,

в котором эти

изменения

происходят,— о б л а с т ь ю

в о л н о ­

в о г о

к р и з и с а .

Наиболее

характерными

критическими

явле­

ниями

следует

считать

интенсивное увеличение

коэффициента сх,