![](/user_photo/_userpic.png)
книги из ГПНТБ / Алтухов В.А. Основы аэродинамики летательных аппаратов
.pdfпластины под нулевым углоч атаки в зависимости от числа М и угла атаки для ламинарного и турбулентного пограничных слоев.
Вышеизложенный метод расчета силы трения на пластине, поставленной под углом атаки при сверхзвуковых скоростях, может быть распространен и на цилиндрическое тело с плоскими участками (фиг. 4.24), при условии отсутствия отошедших скач ков уплотнения и отрывов потока. На каждом прямолинейном
участке отсутствует градиент давления |
и, следова- |
\ dx |
} |
тельно, можно течение воздуха около каждого участка рассмат ривать, как течение у плоской пластины.
Суммарная сила сопротивления трения определится, как сум ма проекций сил трения на каждом участке на ось х
ггк
QTр = £ |
Qi cos©(.+ £ Q; cos Фу. |
(4.63) |
l |
l |
|
Здесь п — число участков на нижней.поверхности;
i — порядковый номер участка на нижней поверхности; k — число участков на верхней поверхности;
/ — порядковый номер на верхней поверхности; <? — угол наклона данного участка к вектору скорости не
возмущенного потока.
Для расчета сил трения необходимо предварительно по тео рии скачков уплотнения и сверхзвуковых течений расширения найти на каждом прямолинейном участке местные значения
параметров р. р, |
Т, V и р вне пограничного слоя. |
||
О п р ед ел и т ь силы |
тр ен и я на |
п ер в ы х у ч а с т к а х н и ж н ей и в е р х |
|
ней поверх|НОстей |
н е |
с о с т а в л я е т |
к а к о г о -л и б о т р у д а . |
Затруднение составляет определение сил трения на вторых и последующих участках тела, так как в начале этих участков тол щина пограничного слоя не равна нулю, а все формулы для^плоской пластины получены в предположении, что толщина погра ничного слоя в начале пластины равна нулю.
Эти затруднения можно обойти, если принять достаточно наглядную гипотезу, что толщина пограничного слоя при пере
150
ходе от одного участка к другому не терпит разрыва, т. е. что толщина пограничного слоя в конце первого участка равна тол щине пограничного слоя в начале второго участка и т. д.
Такая гипотеза позволяет рассматривать эти участки какпродолжения некоторой фиктивной пластины, обтекаемой пото ком с постоянной скоростью, соответствующей скорости на этом участке (фиг. 4.25).' Если обозначить общую длину фиктивной пластины для этого участка через-£ф/, то длина дополнительного
•участка будет равна лф/ - л ,.
По принятой гипотезе толщина пограничного слоя в конце дополнительного участка должна равняться толщине погранич ного слоя в конце предыдущего участка.
|
Фиг. |
4.25 |
|
На основании формулы (4.46) для вторых участков можно |
|||
записать |
|
|
|
Ц P i ’ х \ \ “ _ |
(*ф2 |
Л'9 ^ 2 Р о * (Хфч ifо) |
(4.64) |
Нм* |
|
|
|
Так как на всех участках параметры вне пограничного слоя изве стны, то единственным неизвестным в этом уравнении является длина фиктивного участка лф2, которая, очевидно, будет равна:
|
-Гф2 — -V.j ~Т X[ |
^ 1 P i* t* 2 * W |
1 |
(4.65) |
||
|
|
|
|
|||
Сила трения на вторых участках определится как разность |
||||||
|
Q 2 |
Q<i>i |
Фдоп2 • |
|
|
|
Здесь |
Q,j,2 — сила трения на фиктивном участке, подсчитанная |
|||||
|
по длине -хф2, |
а |
|
|
|
участке, подсчи |
|
Qflon2 — сила трения на дополнительном |
|||||
|
танная по длине |
-гф2 - |
-V2 • |
|
|
|
Эти силы могут быть подсчитаны, как для плюской пластины, |
||||||
через |
коэффициенты трения |
плоской |
пластины* определяемые |
|||
формулами (4.44), (4.55) и (4.56). |
|
|
|
|||
Теперь аналогично предыдущему можно подсчитать силу тре |
||||||
ния на третьих участках и т. д. После чего |
по |
формуле (4.63) |
найдем силу трения всего цилиндрического тела.
151
; ' Коэффициент сопротивления трения |
цилиндрического тела, |
||
'очевидно, будет равен: |
|
Qxp |
|
г |
—3 |
|
|
________г |
|
||
|
Л * ТР |
х, 0 |
(4.66) |
|
■ |
р~ X k s |
2
На фиг. 4.26 приведено отношение коэффициента сопротивле ния клиновидного профиля к коэффициенту сопротивления пло ской пластины, поставленной под нулевым углом атаки, в зави-
.симости от угла раствора клина ш, угла атаки а и числа М.
Ф и г. 4.26
Как видно из этих графиков, сила трения клиновидного прогфиля при больших углах раствора клина, больших углах атаки а it больших числах М может существенно превосходить силу сопротивления трения плоской пластины при а — 0.
Заметим, что указанный метод расчета приближенно может 'быть распространен и на цилиндрические тела с криволинейной образующей (фиг. 4.27), поставленные под углом атаки. При этом криволинейная поверхность тела приближенно заменяется ломаной (поверхностью ,и сила сопротивления трения рассчиты вается так, как было выше изложено.
152
Обычно н,а выпуклых телах при стертавуковюй скорости реа лизуется течение расширения и градиент давления отрицателен,
. др
т, е. |
< 0. |
дх
Если в несжимаемом потоке наличие градиента давления увеличивает силу трения, что можно видеть, например, из урав нения изменения количества движения для пограничного слоя (4.10), то в газовом потоке при сверхзвуковых скоростях нали чие отрицательного градиента давления может привести к сни жению силы трения. Это объясняется тем, что' местные числа Рейнольдса при отрицательном градиенте давления будут боль-
^д р
ше, чем при — = 05в силу уменьшения давления, плотности и вязкости. &х
§ 10. РАСЧЕТ СИЛЫ СОПРОТИВЛЕНИЯ ТРЕНИЯ КОНУСА ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ
Для течения воздуха около плоской пластины характерным является постоянство скорости на внешней границе пограничного слоя и равенство нулю градиента давления.
Точно таким же свойством обладает и течение около конуса ■ в случае присоединенного скачка уплотнения, так как скорость воздуха вдоль образующей конуса не изменяется. Это позволяет установить связь между коэффициентом трения конуса и пло ской пластины.
Сравнивая эти коэффициенты при условии, что длина пласти ны равна длине образующей конуса при одинаковых параметрах на внешней границе пограничного слоя, можно показать, что
С/ к о н = Ф с / п л ’
где значок «штрих» означает, что коэффициенты относятся к па раметрам потока на внешней границе пограничного слоя. Индекс «кон» соответствует'конусу, а индекс «пл» — пластинке.
Коэффициент ф для ламинарного слоя равен 1,73, а для тур булентного — 1,17.
Коэффициент трения супл необходимо определять по значе ниям И4К0Н и ReK0H, подсчитанным по параметрам воздуха на 1поверхности' конуса, и относить к скоростному напору на конусе
вне пограничного слоя.
Коэффициент сопротивления с/кои также относится к скоро
стному напору у поверхности конуса.
Переход к коэффициенту с/кон, отнесенному к скоростному напору невозмущенного потока, может быть осуществлен по фор муле
bf кон ' |
(4.67) |
153
На фиг. 4.28 представлены расчетные графики, отношения коэффициента трения конуса к коэффициенту трения плоской пластины при нулевом угле атаки при одинаковых параметрах невозмущенного потока в зависимости от числа,М и угла полураствора конуса и>0- Обращает на себя внимание сильное возра стание этого отношения при больших числах М.
<Lt*UL
/5О
|
Турбулентный |
4 |
12.5 |
пограничный спои |
|
|
|
|
|
|
У |
Ш.О |
|
|
15 |
/ |
i / |
л |
||
}0 |
|
|
1.5 |
|
|
О
Фи г. 4.28
§И. ВЛИЯНИЕ ГРАДИЕНТА ДАВЛЕНИЯ НА ПОГРАНИЧНЫЙ СЛОИ
Впограничном слое плоской пластины давление остается постоянным как по сечению потра/нич^ого. слоя, так и вдоль всей поверхности пластины.
При обтекании криволинейного контура вдоль контура давле ние изменяется, градиент давления при btoivj может быть и поло жительным и отрицательным.
Отрицательный градиент давления мало сказывается на тече нии жидкости в пограничном слое, способствуя лишь сохране нию ламинарного слоя на всем участке с отрицательным гради ентом и перемещая таким образом точку перехода к задней кромке.
При положительном градиенте давления создаются условия для образования в замедленных слоях пограничного слоя обрат ных течений, так как давление действует в сторону, обратную дви жению. При этом резко изменяется картина распределения ско ростей в пограничном слое и может произойти отрыв потока от поверхности обтекаемого тела.
На фиг. 4.29 показана картина обтекания криволинейной поверхности при срыве потока. Физическая причина образова ния срыва потока объясняется следующим образом. Положи-
154
тельный градиент давления, действуя против течения, постепенна затормаживает течение жидкости в 'пограничном слое, а затем создает в нем возвратное течение, которое и обусловливает отрыв потока. Нетрудно видеть, что срыв потока начинается в той точ
ке, где ( ~ |
\ |
= |
0. |
V ду |
/у—о |
|
|
При (——Л) < |
0 |
скорость у стенки будет направлена в сто- |
|
\ °У Л=о |
|
|
рону, противоположную движению в основном потоке, т. е. у стенки возникнут обратные течения.
Срыв потока может произойти лишь при отрицательном гра диенте скорости, т. е. при положительном градиенте давления.
Чем больше градиент давления, т. е. чем быстрее замедляется поток, тем быстрее и при меньшей величине толщины погранич ного слоя произойдет отрыв потока.
Срыв потока не может произойти в местах, где происходят ускорения потока, т. е. где градиент давления отрицателен
др < 0.
дх
Обычно при дозвуковых скоростях в передней части тела поток ускоряется, в кормовых сужающихся частях тела поток замедляется, именно здесь и происходит отрыв потока.
Заметим, что при турбулентном пограничном слое срыв потока наступает при больших числах Re, чем при ламинарном. При чем с ростом числа Re, т. е. с ростом турбулентности, точка срыва сдвигается к задней кромке обтекаемого тела.'Физически это можно объяснить тем, что при турбулентном слое частицы жидкости, кроме основного направления движения по траекто риям, примерно эквидистантным обтекаемому контуру, имеют поперечные составляющие скорости, что благоприятствует обте канию контура.
Г л а в а V
А Э Р О Д И Н А М И Ч Е С К И Й НАГРЕВ
■#
§ 1. ВЛИЯНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ НА ФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА ГАЗА
При торможении сверхзвукового потока происходит повыше ние температуры газа. На скачках Уплотнения и в пограничном слое при больших числах М это повышение может достигать нескольких тысяч градусов. Такие высокие температуры могут существенно изменять физические свойства газов, особенно мно гоатомных. Чтобы разобраться в этом вопросе, необходимо обра титься к данным молекулярной физики.
По современным представлениям внутренняя энергия газа есть энергия хаотического движения его частиц. У одноатомных газов это движение состоит лишь из поступательного движения атомов. Оно вполне определяется движением частиц по трем вза имно перпендикулярным направлениям. Поэтому хаотическое движение одноатомных газов обладает тремя степенями сво боды. На каждую из них, по данным кинетической теории, при
ходится внутренняя энергия, равная— R, где R — газовая посто янная. 2
Такой газ при всех температурах практически является совер шенным, подчиняющимся термическому уравнению состояния
|
Р_ |
gRT |
|
Р |
|
|
|
|
"и калорическому уравнению |
|
|
|
X — 1 Р |
|
где х = — |
=. const. |
|
Су |
|
|
Сложнее обстоит дело у двухатомных и многоатомных газов. |
||
Молекулы, |
например, двухатомного газа, каким в основном |
■является воздух, кроме поступательного движения, могут совер шать и вращатёльные движения вокруг двух осей, перпендику лярных линии соединения атомов в молекуле. И если молекулы такого газа рассматривать как жесткие и неизменные, то они
156
будут иметь пять степеней свободы движения — три поступа тельных и две вращательных. На каждую из вращательных сте пеней при равновесном состоянии также приходится внутренняя энергия, равная 1/2 R.
Между тем, по данным молекулярной физики, температура
газа |
определяется |
лишь энергией |
поступательного движения, |
|
частиц и равна: |
|
|
|
|
|
|
2_ \_ тУ- |
||
|
|
3 |
к |
2 |
где гп — масса молекулы; |
|
|
||
V — средняя |
квадратичная |
скорость поступательного хао |
||
k |
тического движения; |
|
|
|
— универсальна# для всех газов постоянная Больцмана. |
Из приведенных данных, во-первых, следует, что при одина ковой температуре Т внутренняя энергия у двухатомного газа будет больше, чем у одноатомного; больше будут и удельные теплоемкости.
Далее, молекулы двухатомного таза не являются абсолютно жесткими. Поэтому при соударениях молекул будет наблюдать ся сдвиг атомов внутри молекул и последующее колебательное движение атомов вдоль линии их соединения в молекулах. С повышением температуры сила соударения молекул будет уве личиваться, будет усиливаться колебательное движение атомов и увеличиваться энергия этого движения. Таким образом, с рос том температуры все более будет возбуждаться шестая колеба тельная степень свободы двухатомных газов, поглощающая часть тепловой энергии, подводимой к газу. Вследствие этого
удельные теплоемкости двухатомных газов c v и с р |
с ростом |
температуры увеличиваются. |
, |
Переменность теплоемкостей двухатомных газов с изменением температуры, когда она становится заметной (для воздуха при температурах свыше 500-ь 700°К), учитывается тем, что при расчете энтальпии пользуются средними значениями удельных теплоемкостей в рассматриваемом интервале температур. Напри мер, среднее значение срт в интервале температур Т — Г, опре деляется формулой
г
Аналогичный вид имеет формула и для среднего значения cv . На фиг. 5.1 представлены графики зависимостей средней:
теплоемкости при постоянном давлении и отношения теплоемко-
„ |
срт |
стей |
х = ----- от температуры при начальной температуре |
и = |
vm |
0 ° с , |
157
С помощью средней удельной теплоемкости срт энтальпия таза при температуре Т запишется в виде
i{T) = i [ Tt) + \‘ с, dT = ЦТ,) + cpm{ T - Т,). |
(5.1) |
Ту |
|
При столкновении быстрых молекул сила взаимного удара частиц ;может оказаться больше силы связи атомов в молеку лах, и тогда происходит распадение молекул на атомы — диссо циация. Диссоциация представляет собой по существу химиче скую реакцию разложения. Обычно в воздухе эта реакция ста
новится заметной лишь при температурах порядка 2000°К и выше. Одновременно с диссоциацией всегда идет и обратная реакция соединения атомов в молекулы или ассоциация.
Диссоциация воздуха идет всегда с поглощением тепла. Реакция ассоциации — с выделением тепла.
Диссоциация называется равновесной, когда среднее число разрушающихся молекул при данной температуре становится равным среднему числу молекул, образующихся в результате ■соединения атомов. Время, необходимое для установления равно весного состояния, носит название времени релаксации.
Дальнейшее повышение температуры газа может привести к появлению таких соударений, в результате которых от соуда ряющихся атомов отрываются один или несколько электронов,
158
что приводит к ионизации газа. При ионизации газ становится, электропроводным и на него могут воздействовать электростати ческие и магнитные поля.
Диссоциированный и ионизированный воздух обладает повы шенной химической активностью.
Наличие колебательных движений в молекулах двухатомного газа и особенно диссоциация существенным образом влияют не только на теплоемкость, но и на другие физические свойства газа.
Для решения задач, связанных с пограничным слоем и тепло обменом, необходимо знать коэффициенты теплопроводности X и вязкости н-
При изучении вопросов теплообмена важное значение также имеет критерий Прандтля
с |
ц |
. (5.2) |
Pr = — |
g> |
|
Который определяет собою отношение |
тепла, выделившегося |
159