 |
Понятие о пограничном слое. Ламинарное и турбулентные течения в пограничном слое.
|
|
|
|
Методы изучения взаимодействия между воздушной средой и ЛА.
Для определения полной аэродинамической силы и аэродинамического моменты используют методы экспериментальной аэродинамики, в частности испытания моделей в аэродинамических трубах.
Схема аэродинамической трубы:
Вентилятор 7, приводимый во вращение электродвигателем 8, засасывает в трубу воздух через форкамеру 3 и сопло 4. Поток воздуха, пройдя спрямляющую решетку (хонейкомб) / и детурбулирующую сетку 2, становится плоскопараллельным и входит в рабочую часть 5, где установлена испытуемая модель. Из рабочей части поток попадает в диффузор 6 и затем выбрасывается в окружающее пространство.
Упрощенная схема:
Обращение движение заключается в выборе системы координат. Связываем начало системы координат с креслом пилота, тогда самолет считаем неподвижным, обтекаемым воздухом. Прямое движение - самолет движется в неподвижном воздухе.
8. Установившееся движение – движение, при котором скорость потока в каждой точке с течением времени не меняется. Движение жидкости называется неустановившемся, если ее параметры течения (т.е. скорость, давление, плотность и др.) изменяются по времени.
Модели обтекания ЛА воздушным потоком.
Симметричное обтекание:
За пластиной, установленной поперек воздушного потока, образуются мощные завихрения. Сила, с которой воздушный поток воздействует на нее, максимальна.
При обтекании шара зона вихрей будет существенно меньше, так как воздуху 'проще' обтекать закругленные поверхности.
При обтекании тела каплевидной формы завихрений практически не образуется. Сила взаимодействия минимальна.
|
|
|
Несимметричное обтекание:
При обтекании наклоненной пластины воздушная масса - отбрасывается 'вниз'. Пластина же 'стремится вверх', как бы отталкиваясь от набегающего потока воздуха.
Именно на принципе отклонения полной аэродинамической силы от направления движения воздушного потока основывается возможность полетов почти всех типов ЛА тяжелее воздуха.
Уравнение неразрывности воздушной среды.
Частный случай всеобщего закона сохранения материи
Уравнение Бернулли для несжимаемого газа.
Частный случай уравнения сохранения энергии.
Уравнение Бернулли для сжимаемого потока.
13. 
Измерение скорости воздушного потока. Трубка Пито (ПВД).
Принцип действия основан на измерении статического и полного давлений. Две трубки размещены в потоке. Внутренняя трубка воспринимает полное давление, внешняя – статическое давление. Далее из закона Бернулли высчитывается скорость потока. Квадрат скорости потока пропорционален перепаду давления в манометрической коробке.
Особенности сверхзвуковых течений газа.
При движении потока со сверхзвуковой скоростью за источником возмущений остается группа сферических звуковых волн, которые будут сноситься встречным потоком, образуя конус возмущений. Таким образом, характерной особенностью сверхзвуковых течений газа является распространение возмущений только внутри конуса возмущения (конуса Маха), который отделяет возмущенную область от невозмущенной.
Скачки уплотнения.
Прямым скачком уплотнения называется скачок, фронт которого составляет прямой угол с направлением потока. Прямые скачки возникают перед затупленным телом вблизи его критической точки, в соплах, на крыле. При переходе через скачок поток газа не меняет своего направления.
Косые скачки составляют с направлением скорости набегающего потока угол, меньший 90 
, скорость потока за косым скачком меняет свое направление.
|
|
|
Отсоединенный скачок возникает при обтекании тела с тупым носком или острого тела (клина) с большим углом поворота. Этот скачок на некотором участке около оси симметрии переводит сверхзвуковую скорость до него в дозвуковую за ним. Он удален от тела на некоторое расстояние, зависящее от его формы, и по обе стороны от вершины тела переходит в косой скачок, который, постепенно уменьшая свою интенсивность, переходит в конус возмущений.
Понятие о пограничном слое. Ламинарное и турбулентные течения в пограничном слое.
Пограничным слоем называется приторможенной жидкости, примыкающей к поверхности тела. Внешней его границей считается линия, на которой скорость равна 0,99 скорости внешнего потока.
По своему характеру движение газов в пограничном слое может быть ламинарным и турбулентным.
Ламинарным называется слоистое движение, при котором отсутствует заметное перемешивание частиц в поперечном направлении.
В турбулентном пограничном слое слоистое движение нарушается, частицы газа движутся по сложным траекториям и, имея поперечные скорости, участвуют в поступательном движении всего газа.
Профили скоростей этих слоев имеют различный вид, при чем ламинарный всегда тоньше турбулентного.
Толщина пограничного слоя нарастает по мере удаления от передней кромки.
Опыт показывает, что чаще всего реализуется смешанный пограничный слой, когда ламинарный в некоторой точке перехода переходит в турбулентный. Положение точки перехода зависит от шероховатости поверхности, степени турбулентности внешнего потока и формы тела, которая определяет закон изменения давления вдоль абсциссы. Чем больше шероховатость, тем быстрее происходит переход. Чем больше положительный градиент давления, тем ранее происходит переход.
|
|
|
