Всего на сайте:
248 тыс. 773 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

Влияние скачков уплотнения на подъёмную силу  Просмотрен 226

 

На малых дозвуковых скоростях Су на постоянном угле атаки практически не меняется. Однако в трансзвуковом и сверхзвуковом диапазоне он будет меняться.

На больших дозвуковых скоростях Су возрастает. Это является результатом изменения формы струек воздуха, обтекающих переднюю кромку.

На малых скоростях искривление струек происходит на большом удалении от крыла (зона разрежения над передней кромкой простирается вперёд и увлекает воздух вверх).

С увеличением скорости частицы воздуха получают предупреждение о приближении объекта на меньшем удалении. Это приводит к большему ускорению воздуха и большему падению давления в районе передней кромки.

В главе 7 рассмотрено, что по этой причине увеличивается скорость сваливания на больших высотах.

 

На М > М крит на верхней поверхности формируется скачок уплотнения. За ним возникает зона повышенного давления, уменьшающая подъёмную силу (на рисунке, на М > 0.81). Кроме этого, за скачком может возникать срыв пограничного слоя, также уменьшая подъёмную силу крыла.

 

 

Этот срыв называется волновым (shock stall). Степень развития волнового срыва зависит от формы и профиля крыла. Крыло, не предназначенное для полёта на больших числах М, может энергично терять подъёмную силу на М > М крит. Но на крыльях имеющих суперкритический профиль, стреловидность, меньшую относительную толщину и кривизну Су в трансзвуковом диапазоне меняется гораздо меньше.

 

Сорванный пограничный слой, попадая на оперение самолёта, может вызывать тряску (скоростная тряска) или даже разрушение конструкции самолёта.

 

Крейсерская скорость большинства современных транспортных самолётов находится в начале трансзвукового диапазона, поэтому над крылом присутствует небольшой скачок уплотнения.

 

Влияние скачка уплотнения на Cy = f(a) и Cy max

 

При увеличении числа М от 0.4 до » 0.8 на постоянном угле атаки происходит увеличение Су, что приводит к увеличению наклона кривой Cy = f(a).

 

Тем не менее, из-за более раннего срыва потока, вызванного скачком уплотнения, Су max и угол атаки сваливания уменьшаются.

 

Влияние скачка уплотнения на лобовое сопротивление

 

Формирование скачков уплотнения возле поверхностей самолёта приводит к более энергичному росту лобового сопротивления. Эта дополнительная прибавка сопротивления называется волновым сопротивлением.

Физическая природа волнового сопротивления обусловлена переходом части механической энергии потока воздуха в тепловую энергию на скачке уплотнения и возможном последующем отделении пограничного слоя.

 

Потеря механической энергии на скачке уплотнения: Ударные изменения параметров потока воздуха, походящего через скачок уплотнения, приводят к повышению тепловой энергии (температуры) потока. На это тратится часть механической энергии (потенциальная и кинетическая энергии вместе) потока. На движение самолёта данная потеря части механической энергии сказывается, как дополнительное сопротивление. Чем угол наклона скачка больше (более косой скачок), тем изменения параметров потока на нём становятся менее энергичными, но при этом скачок имеет большую протяжённость в пространстве и влияет на большую массу окружающего самолёт воздуха. Таким образом, чем больше число М полёта, тем больше волновое сопротивление, обусловленное потерей механической энергии.

 

Дополнительное сопротивление, обусловленное отделением пограничного слоя: На поверхности самолёта в зоне за скачком уплотнения давление выше, чем перед скачком. Этот перепад давлений может привести к появлению обратного тока воздуха в пограничном слое. Это в свою очередь приводит к набуханию и отделению пограничного слоя от поверхности самолёта. На турбуленцию потока, вызванную данным явлением, уходит часть механической энергии самолёта. Данная потеря энергии представляет собой дополнительное лобовое сопротивление.

В трансзвуковом диапазоне по мере увеличения числа М скачок уплотнения передвигается по крылу к хвостовой кромке крыла. Благодаря этому зона срыва пограничного слоя уменьшается и это приводит к уменьшению коэффициента лобового сопротивления.

 

 

На рисунке показано изменение Сх по числу М на постоянном угле атаки. Возрастание и последующее уменьшение Сх в диапазоне М 0.89 ÷ 1.2 вызвано следующими явлениями:

- потеря механической энергии на хвостовом скачке уплотнения;

- отделение пограничного слоя;

- формирование носового скачка уплотнения на М > 1.0.

 

Предыдущая статья:Угол набора высоты Следующая статья:Влияние скачков уплотнения на положение центра давления.
page speed (0.0163 sec, direct)