Авиационные приборы и системы (стр. 8 )

Основные выводы о природе образования подъемной силы

Подъемная сила независимо от направления набегающего потока всегда направлена перпендикулярно этому направлению и лежит в плоскости симметрии самолета.

Подъемная сила может быть положительной, если угол атаки положителен, и отрицательной при отрицательном угле атаки.

Симметричные профили при нулевом угле атаки не создают подъемной силы.

Формула подъемной силы является полуэмпирической и не дает возможности найти теоретически наиболее выгодные формы профиля и крыла в плане. На эти вопросы отвечает теория крыла .

При отсутствии циркуляции нет разности давлений и скоростей на верхней и нижней поверхностях обтекаемого тела, а, следовательно, нет и подъемной силы. Это значит, что при наличии подъемной силы в потоке должны существовать вихри.

Циркуляция вокруг несимметричных тел в потоке возникает самостоятельно, без помощи его вращения за счет разгонного вихря [17].

Рис. 2.15. Бесциркуляционное обтекание крыла.

При обтекании, изображенном на рис. 2.15, подъемная сила на крыле не образуется, так как давления над крылом и под крылом равны. При этом предполагается, что струйки движутся с одинаковой скоростью по контуру крыла как над крылом, так и под крылом. Задняя критическая точка К2 при этом должна оказаться на верхней стороне профиля. Но такое обтекание невозможно. При реальном обтекании точка К2 немедленно окажется у задней кромки крыла. Появляется вихрь вокруг крыла, и обтекание будет напоминать картину, изображенную на рис 2.10.

2.6. Кармановские колебания

Все тела в зависимости от их формы и положения относительно потока обтекаются по-разному. В общем случае зависимость лобового сопротивления для самолета или его крыла в потоке под углом α известна:

.

Известно также, что сопротивление всякого тела в потоке есть сумма сопротивлений от нормальных напряжений (давлений на стенки) и от касательных напряжений (напряжений трения потока о стенки), распределенные по поверхности тела [20]:

, (2.24)

или в безразмерных коэффициентах

. (2.25)

Графически это можно представить так:

Рис. 2.16. Зависимость суммарного коэффициента Cx от угла атаки α

Коэффициент Cx давл зависит от формы тела и может быть сведен либо до минимума, либо наоборот увеличен до максимума. Второе слагаемое Cx тр слабо зависит от формы тела и определяется в основном состоянием поверхности тела.

Критерием удобообтекаемости может быть отношение Cx давл / Cx. Чем меньше отношение, тем более удобообтекаемым является тело. Это значит, что у удобообтекаемого тела лобовое сопротивление возникает в основном от трения среды о поверхность тела (рис. 2.17).

На рисунке 2.17 пластинка является удобообтекаемым телом. Все лобовое сопротивление ее будет определяться трением воздуха о ее поверхность, а нормальные напряжения взаимно уничтожаются. Но поперечно установленная к потоку та же пластинка становится неудобообтекаемым телом (рис. 2.18). В этом случае ее лобовое сопротивление обусловлено давлением, распределенным по ее поверхности.

Рис. 2.17. Тонкая пластинка в продольно обтекаемом потоке	Рис. 2.18. Та же пластинка в поперечно обтекаемом потоке при

На рисунке 2.19 показана зависимость Cx от числа Re для удобообтекаемого тела. Зона I – зона ламинарного течения потока, II – смешанная зона (ламинарная и турбулентная), III – зона турбулентного течения. Точка А – критическая точка при Re = 9·104 – 1,1·105.

Рис. 2.19. Зависимость коэффициента Cx от числа Re для удобообтекаемого тела

На рисунке 2.20 показано неудобообтекаемое тело в потоке в виде шара. Зона I – при Re < 10 – зона без пограничного слоя, среда вязкая; II – 10 < Re <103 – область, где появляется пограничный слой, начало вихрей; III – 103 < Re < 105 – область, где образуются вихри, давление за шаром резко возрастает (скорость падает).

Рис. 2.20. Зависимость коэффициента Cx от числа Re

для неудобообтекаемого тела в виде шара. Шкала Re – логарифмическая

Для целей измерительных приборов (расходомеры, счетчики) используют свойства неудобообтекаемого тела в потоке воздуха, жидкости. При этом выбирают наиболее простое с технологической точки зрения тело – цилиндр, призму, дельта-тело и др. (возможны комбинации тел) [23].

Рис. 2.21. Образование кармановской дорожки

Образование вихрей в одной дорожке мешает их образованию в противоположной стороне. В связи с этим вихри образуются поочередно. Так за миделевым сечением образуются кармановские дорожки шириной h, с отношением постоянным для конкретного тела l/h. Для шара это отношение равно 0,281.

Частота срыва вихрей согласно критерию Струхала равна

, (2.26)

где v – скорость в м/с, d – характерный размер в метрах (диаметр шара, хорда крыла), С – число Струхала.

Для определения расхода жидкости или газа предлагается зависимость:

, (2.27)

где Q – расход, S – площадь наименьшего сечения потока вокруг обтекаемого тела. Но для этого необходимо постоянство коэффициента Струхала как можно при большем Re. Для цилиндра это число может быть 103 < Re < 105.

Кармановские колебания могут использоваться для измерения скорости воздушного потока в диапазоне Re = 300 - 2·105

. (2.28)

Кармановские колебания образуются, например, в потоке за флюгаркой в датчике аэродинамических углов и носят вредный характер. Под действием вихрей флюгарка колеблется, вносит дополнительную погрешность и уменьшает срок службы датчика. При необходимости можно использовать частоту колебаний флюгарки для коррекции метрологических характеристик ДАУ.

Рис. 2.22. Зависимость числа Рейнольдса для течения около круглого цилиндра

Рис. 2.23. Генераторы вихрей

Рис. 2.24. Схемы измерения частоты срыва вихрей

2.7. Принцип аэродинамической интерференции

В данном случае под интерференцией понимается взаимное влияние элементов, частей конструкции самолета [17, 19].

Этот принцип устанавливает аэродинамическое взаимодействие между всеми элементами самолета, между крыльями, фюзеляжем, оперением. Силы этих элементов конструкции самолета суммируются. На этом основании можно отдельно изучать и испытывать эти элементы, а результат суммировать. Это объясняет и правомерность существования отдельной "Аэродинамики крыла" , "Аэродинамики органов управления летательного аппарата", "Аэродинамики фюзеляжа", "Аэродинамики корпусов ракет" и др. Однако это не простое сложение характеристик отдельных элементов конструкции самолета. Наоборот, отдельно взятые элементы – корпус, крылья, оперение, рули, – будучи соединенными в единую конструкцию летательного аппарата как бы теряют индивидуальные аэродинамические характеристики и приобретают вследствие интерференции (взаимодействия) новые характеристики. Так, подъемная сила крыла, соединенного с фюзеляжем, увеличивается.

2.8. Гипотеза об отсутствии обратного влияния пограничного слоя на свободный поток

Эта гипотеза утверждает, что параметры внешней части пограничного слоя невязки, а сам пограничный слой вязкий. В связи с этим аэродинамика как наука разделилась на две: "Аэродинамика невязкой идеальной жидкости" и "Аэродинамика пограничного слоя".

Рассматриваются два вида движения: свободного (невязкого) потока и течения в тонком пристеночном слое газа – пограничном слое, где движение рассматривается с учетом трения [19, 24].

2.9. Принцип аддитивности внешних воздействий на летательный аппарат

Аддитивность (лат. – прибавляемый) – свойство величин, состоящее в том, что значение величин, соответствующее целому объекту, равно сумме значений величин соответствующих частей при любом разбиении объекта на части.

Этот принцип допускает отдельное, независимое изучение внешних воздействий на самолет, а результат суммировать. Внешними воздействиями могут быть температура, силы различного происхождения. Суммарные характеристики будут получены путем сложения изучаемых составляющих. Этим принципом пользуются и при определении характеристик приборов и систем при воздействии на них отдельных: вибрации, температуры, ускорений и т. д. Погрешности прибора (системы) складываются как независимые случайные величины [19].