![](/user_photo/_userpic.png)
книги из ГПНТБ / Алтухов В.А. Основы аэродинамики летательных аппаратов
.pdfВозьмем вихревую нить (фиг. 1.18) и рассечем ее плоскостью, нормальной к оси нити. Очевидно, вектор угловой скорости вра
щения и> будет нормален к поперечному сечению нити, имею щему площадь do.
Величину dF = 2соda принято называть напряжением вихре вой нити.
Рассечем теперь вихревую нить плоскостью, расположенной
под некоторым углом |
а |
к нормальной |
плоскости. |
Площадь |
|
наклонной площадки |
do |
|
|
||
|
|
= |
|
|
|
|
|
-------. |
|
|
|
|
|
|
C o s а |
|
|
|
Пусть п — нормаль к площадке |
dou |
|||
тогда |
нормальная составляющая |
угловой |
|||
скорости к этой площадке будет |
|
|
|||
|
|
со, = |
со cos а. |
|
|
Из |
последних двух |
равенств следует, |
что |
||
|
|
dF = 2ioda = 2со, do,. |
|
|
Таким образом, напряжение вихревой нити равняется удвоен ному произведению площади произвольного сечения этой нити на составляющую вектора угловой скорости по нормали к этому сечению.
Для напряжения вихревого шнура конечного сечения, состоя щего из бесконечно большого числа вихревых нитей, получим следующее выражение:
Г — 2 | j (ado. |
(1.51) |
3 |
|
§ 17. ЦИРКУЛЯЦИЯ СКОРОСТИ. ТЕОРЕМА СТОКСА О ЦИРКУЛЯЦИИ СКОРОСТИ
Весьма важным понятием теоретической аэродинамики является ц и р к у л я ц и я с к о р о с т и . Проведем в потоке произвольный замкнутый контур 5 (фиг. 1.19). Каждой точке этого контура будет соответствовать
некоторый вектор скорости V. Угол
между вектором V и касательной к контуру в произвольной точке контура обозначим через ©. Проекция скорости
V на касательную пусть будет Vs . Вы делим далее элемент контура dS. Для этого элемента произведение dl — = Vs dS есть элементарная циркуля ция скорости.
50
Интеграл по замкнутому контуру от этого выражения
/ = ]> ,< /$ = |
J l / c o s |
\ { V xd x + V y dy + V z dz) |
(1.52) |
5 |
5 |
5 |
|
носит название циркуляции скорости.
Можно установить непосредственную связь между циркуля цией скорости по замкнутому контуру и напряженностью вихрей, охватываемых данным контуром.
Воспользуемся |
для |
этого из |
||||
вестной |
из |
математики теоремой |
||||
Стокса |
о |
выражении |
криволи |
|||
нейного интеграла через поверх |
||||||
ностный. Если |
о |
есть некоторая |
||||
ориентирова;н«ая |
поверхность |
|||||
(фиг. 1.20), лежащая инутри не |
||||||
которой области и |
ограниченная |
|||||
замкнутым |
контуром 5, a Vx , |
|||||
Уу у |
у z |
— непрерывные и имею |
||||
щие |
первые |
частные |
производ |
|||
ные |
функции |
трех |
независимых |
переменных х, у, z заданы ® той |
же |
области, то имеет |
место |
|||||
соотношение |
|
|
|
|
|
|
|
|
j [Vx dx - t V y dy + |
l/2 dz) = |
|
dx |
|
W x Idxdy + |
|||
|
|
|
|
|
|
■ dy |
|
|
+ |
W . |
dVj, |
dvdz + |
dVx |
|
d]/ , |
dxdz |
(1.53) |
d y |
d z |
dz |
|
d x |
||||
|
|
|
|
|
Обращаясь к этому выражению, легко видеть, что левая часть его представляет собой циркуляцию скорости по замкнутому контуру S, а правая — сумму напряженностей вихрей, охваты
ваемых данным контуром.
|
|
|
дК, |
d V r |
В |
самом деле, |
согласно формуле (1.49)- dx |
dy |
|
a dxdy — элементарная площадка, |
нормальная к угловой ско |
|||
рости |
“zJ дУ, |
дУ„ |
И т. д. |
|
2т, |
|
|||
|
dy |
dz |
|
|
Поэтому правая часть выражения (1.53) представляет собою сумму напряженностей вихрей, проходящих через поверхность о, и, следовательно, охватываемых контуром S, т. е. равна:
А=2 Я"Л'
Таким образом, |
2 JJ шdo. |
(1.54) |
/== J V s d S = r = |
||
S |
5 |
|
4* |
51 |
Соотношение это будет справедливо для любого контура S и любой поверхности з, если они путем непрерывной деформации могут быть стянуты в одну точку, не выходя за пределы области, в которой заданы функции VXl Vy, Vz.
Полученный результат мы можем сформулировать в виде теоремы, называемой теоремой Стокса: циркуляция скорости по любому замкнутому контуру, проведенному в жидкости, если контур может быть стянут непрерывной деформацией в точку, не выходя ва пре делы жидкости, равна сум.ме напряже ний вихревых нитей, проходящих внутри
•контура.
Если контур охватывает твердое те ло (фиг. 1.21), то к такому контуру сформулированная теорема непосредст венно не применима. В этом случае мож но поступить так: соединим внешний контур с телом двумя параллельными
линиями: ad и Ьс. Тогда 'получим новый 'более сложный контур abcda, который уже можно стянуть в одну точку, не выходи из пределов жидкости. Циркуляция по этому .контуру может быть выражена как сумма циркуляций то отдельным отрезкам кон тура:
A:bedа IаЬ~Ь ^Ьс Ф 4 / Ф 4л"
При сближении линий Ьс и da получим
4г ~ ^da> |
Icd |
4> 4й 4 ’ |
следовательно, |
|
|
Iabcda = |
fS — 4 |
= 2 j j |
|
|
a |
Если контур abcda охватывает вне тела безвихревую область, т. е. такую область, которая не содержит вихревых нитей, то, очевидно, Iabcda = 0 и тогда Is = ISu .
Таким образом, циркуляция скорости по любому замкнутому контуру, охватывающему твердое тело в безвихревом потоке, равняется циркуляции скорости по контуру тела.
§ 18. ТЕОРЕМА О ПОСТОЯНСТВЕ НАПРЯЖЕНИЯ ПО ДЛИНЕ ВИХРЕВОГО ШНУРА
Как следствие теоремы о циркуляции скорости, можно, в част ности, получить теорему, устанавливающую постоянство напря жения по длине вихревого шнура.
Возьмем два произвольных сечения некоторого вихревого шнура (фиг. 1.22), площадь одного сечения обозначим через Oj , а второго через о2.
52
Циркуляция скорости по контуру /1 сечения а: запишется сле
дующим образом:
|
|
|
/, = |
Г} —2 I"| |
. |
|
|
|
|
|
|
|
|
3, |
|
|
|
Аналогично для |
контура |
I% охватывающего |
площадку з2, |
|||||
запишем |
|
|
/2 = |
Г2 = 2 j j |
wda2. |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
Рассмотрим теперь поверхность S — S i - 2+ а2, |
состоящую из |
|||||||
поверхности |
и боковой |
поверхности |
отрезка вихревого |
|||||
шнура, заключенного между сечениями з2 |
и а2. Поверхность S, |
|||||||
как видно из фиг. 1.22, опирается |
на контур Л |
и |
||||||
непрерывна; |
поэтому |
к ней |
применима |
теорема |
||||
о циркуляции скорости, согласно которой будем |
||||||||
иметь |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
/] — 2 | | |
сo d S i^ 2 + |
^ J J u>da2. |
|
|
|||
|
?1-2 |
|
|
^ |
|
|
|
|
Но на боковой поверхности вихревого шнура |
2 |
|||||||
угловая скорость |
ш— 0, поэтому первый интеграл |
|||||||
справа будет равен нулю. |
Учитывая это и прини |
|||||||
мая во внимание предыдущие два равенства, |
||||||||
получим |
I\ = |
h — Г\ — Г2- |
|
|
|
|||
Отсюда |
|
|
в и х р е в о г о |
|||||
следует, |
что |
н а п р я ж е н и е |
ш н у р а во в с е х е г о с е ч е н и я х е с т ь в е л и ч и н а п о с т о я н н а я .
Из этой теоремы, в частности, следует, что вихрь не может
заканчиваться внутри жидкости, так как |
|
||
|
Г =2(оз = const, |
|
|
и если бы |
о = 0, то угловая скорость должна была бы стать |
||
равной бесконечности. Такой мучай |
.физически |
невозможен. |
|
Вихревые |
нити могут либо внезапно |
оборваться |
на границах |
среды, либо образовывать замкнутые кольца, либо уходить в бес конечность.
§ 19. ПОЛЕ СКОРОСТЕЙ ОКОЛО ПРЯМОЛИНЕЙНЫХ ВИХРЕН
Пусть в неограниченной массе неподвижной жидкости (газа) расположен вихревой прямолинейный бесконечно длинный шнур (фиг. 1.23). Жидкость внутри шнура находится во вращатель ном движении. Если провести в жидкости любой замкнутый кон тур, охватывающий вихревой шнур, то циркуляция по этому контуру должна равняться напряжению вихря. Таким образом,
53
циркуляция скорости, а следовательно, и скорость жидкости не могут оставаться равной нулю. Скорость движения, обусловлен
ная наличием вихревого шнура, носит название индуктивной скорости.
Так как шнур бесконечный и прямолинейный, то во всех плос костях, нормальных к оси шцура, картина движения будет оди наковой и нам достаточно рассмотреть изменение скорости в одной из таких плоскостей.
Выберем в плоскости, нормальной к оси вихря, контур в виде окружности радиуса г с центром, лежащим на оси вихря.
В силу симметрии на одинаковом расстоянии от вихря ско рости Vs = U, индуцируемые вихрем, должны быть одинаковы. Согласно теореме, связывающей напряжение вихря с циркуля цией [формула (1.54)], получаем
- М |
V .dS |
S |
|
- U \ dS US = 2кг U. |
Отсюда и определим скорость, индуцируемую прямолиней ным вихрем с напряжением Г в произвольной точке потока, отстоящей на расстоянии г от оси вихря
U = - £ — . |
(1.55) |
. 2кг |
. . |
Скорость, индуцируемая прямолинейным, бесконечно длин
ным вихревым шнуром в произвольной точке жидкости (таза), окружающей шнур, прямо пропорциональна напряжению вихря и обратно пропорциональна расстоянию точки от оси вихря.
На фиг. 1.24 изображена картина изменения скоростей, инду цируемых одиночным прямолинейным, бесконечно длинным вих рем вдоль прямой, перпендикулярной оси вихря.
54
Если рассматривать не весь шнур, а половину шнура, прости рающегося от рассматриваемой плоскости лишь в одну сторону, получим так называемый полушнур. Полушнур вызовет в точке А, лежащей в плоскости, нормальной к оси шнура у его конца (фиг. 1.25), скорость, вдвое меньшую, чем бесконечный шнур, простирающийся в обе стороны. Таким образом, скорость, инду цируемая полушнуром, равна: •
U = |
(1.56) |
|
4кг |
Тонкий прямолинейный вихрь, расщепляющийся с одного кон ца в точке О на пучок равномерно распределенных в простран стве радиальных вихревых линий, а с другого конца уходящий ш бесконечность, индуцирует в некоторой точке пространства А, определяемой радиусом г и углом я (фиг. 1.26), скорость, опре деляемую формулой
U =*—— ( 1 - cosa). |
(1.57) |
4iгг |
|
Прямолинейный отрезок вихря, расчлененный с двух концов (фиг. 1.27), индуцирует скорость в любой точке потока, равную:
U — —— |
(cos а, — cos а). |
(1.58) |
4тсг |
|
|
Теоремы о вихрях находят широкое применение в теоретиче ских методах исследования обтекания тел потоком воздуха.
Необходимо обратить внимание на следующие обстоятель ства. Выражения «скорости, вызываемые или индуктируемые вихревым шнуром», являются условными и их не следует пони мать буквально. В действительности вихрь не способен оказать на жидкость такое силовое воздействие, чтобы привести огром ную массу жидкости в циркуляционное движение. В идеальной жидкости отсутствуют силы вязкости и потому нет даже меха низма, с помощью которого могло бы передаваться движение от вихревых шнуров окружающей жидкости. В реальной жидкости кинетическая энергия вихревых шнуров также оказывается слишком ничтожной по сравнению с энергией окружающего потока и не может быть причиной этого движения.
Дейспвительными причинами, порождающим,и вихревые и циркуляционные движения в жидкости или тазе при движении в них твердых тел, являются воздействия этих тел на окружаю
щий 'ПОТОК.
Однако во всех случаях, когда возникает в потоке циркуля ционное движение, между напряжением вихревых шнуров и цир куляцией скорости существует строго определенная аналитиче-
55
ская связь. Используя эту связь, можно, зная напряжение Ьихревых шнуров, вычислять скорости циркуляционного движения в окружающем их (потоке [формулы (1.55).— (1.58)].
Фиг. 1.26 Фиг. 1.27
§ 20. ТЕОРЕМА ЖУКОВСКОГО О ПОДЪЕМНОЙ СИЛЕ КРЫЛА
Большое практическое значение имеет теорема Н. Е. Жуков ского о подъемной силе крыла. Эта теорема вместе с теорией вихрей позволила развить методы расчета аэродинамических характеристик крыльев и воздушных винтов при дозвуковых ско ростях.
Приведем упрощенный вывод этой теоремы. Рассмотрим цилиндрическое крыло бесконечно большого размаха, которое безотрывно обтекается безвихревым потоком идеальной невяз кой жидкости (фиг. 1.28). Такое крыло во всех плоскостях, нор мальных к размаху (ось z), дает одинаковую картину обтекания
и во всех точках потока |
V г = 0. |
Поскольку течение |
оказывается плоскопараллельным, то |
достаточно определить подъемную силу, приходящуюся лишь на единицу размаха крыла.
Ограничим поток сверху и снизу двумя непроницаемыми для
газа плоскостями' 1—2 и 3—4, отстоящими от крыла на расстоя нии +h, и двумя воображаемыми плоскостями 1—3 и 2—4, нор мальными к потоку, расположенными, впереди и сзади тела на бесконечно большом расстоянии от него.
56
Воспользуемся далее теоремой об изменении количества дви жения, применяя ее к жидкости между контрольными плоско стями и крылом. Весом жидкости будем пренебрегать.
Действие жидкости, находящейся за контрольными поверх ностями, заменим соответствующими давлениями на внешних границах выделенного объема. Действие со стороны крыла на выделенную массу жидкости.можно заменить аэродинамической силой, действующей на крыло со стороны потока, но с обратным знаком. Тогда, записав теорему о количестве движения в проек ции «а координатную ось х (фиг. 1.28), /получим
Левая часть уравнения (1.48) представляет собой проекцию вектора секундного импульса сил на ось х, действующего на выделенную массу газа, а правая — секундное изменение коли
Ф и г. 1.28
чества движения этой массы. Индексом «п» обозначены парамет ры на передней плоскости 1—3, а индексом «з» — параметры /потока на задней поверхности 2—4 (фиг. 1.28). Но так как плос кости 1—3 и 2—4 находятся в невозмущенном потоке, то, оче видно, имеют место равенства
Р п = Р з = Р х |
и Vxn = Vxs— Voa, |
|
и, следовательно, уравнение |
(1.59) приводит к выводу, |
что |
|
<2= 0, |
(1.60) |
т. е. сила сопротивления крыла бесконечного размаха в плоско параллельном безвихревом потоке идеальной жидкости равна нулю.
57
Столь парадоксальный результат, впервые установленный Эйлером, становится легко объяснимым, если учесть-, что рас сматривается безвихревой поток без учета касательных сил тре ния и срывов потока. Срыв потока создает дополнительное вих ревое движение, на которое затрачивается энергия, что и обус ловливает (появление дополниталыного сопротивления.
Полученный результат свидетельствует, что для уменьшения сопротивления следует избегать срывных режимов и уменьшать действие касательных сил трения.
Рассмотрим теперь изменение количества движения в направ лении оси у:
Ч- со |
+■ со |
|
- У + J ( р „ - р в) d x = j (Рв V* в- Рн 1/*н) dx. |
(1.61) |
|
— со |
— оо |
|
Здесь индексами «н» и «в» обозначим параметры на нижней 3—4 и верхней 1—2 поверхностях (|фш\ 1.28), а индексом .«£/»—• нормальные к этим поверхностям составляющие скорости.
Но так как выбранные плоскости 1—2 и 3—4 непроницаемы, то, очевидно, нормальные составляющие к этим плоскостям, а вместе с гем и секундное изменение количества движения в на правлении оси у равны нулю. Следовательно, уравнение (1.61) будет иметь вид:
- Y + j [р» — ра) dx = 0 . |
(1.62) |
—< х
Устремляя расстояние 2 h между плоскостями 1—2 и 3—4 к бесконечности, мы получим крыло, расположенное в безгра ничном плоскопараллельном потоке. При этом у поверхности плоскостей поток будет слабовозмущенным.
Применим теперь уравнение Бернулли для верхней и нижней
контрольных поверхностей. |
Можно |
воспользоваться при |
этом |
|||
линеаризованным уравнением Бернулли (1.48), согласно |
кото |
|||||
рому |
|
|
|
|
|
|
Р« = |
+ Рос v - ( V» ~ |
v x |
|
|||
Рв —Р„ |
|
Р«, |
1^00 {Ух в |
VJ)- |
|
|
Подставляя выражения для |
р и и р в в уравнение (1.62), |
полу |
||||
чим |
|
|
|
|
|
|
Г = Р тК |
+f ( K B~ |
Vs J d x . |
(1.63) |
—оо
Нетрудно видеть, что интеграл, входящий в последнее урав нение, равен циркуляции скорости по выделенному замкнутому контуру 1—2 — 3—4, так как циркуляция по отрезкам этого кон
58
тура 1—4 и 2—3 равна нулю. Следовательно, уравнение (1.62)> можно переписать в виде
^ = роо ^00^123+'
Имея в виду, что согласно теореме Стокса циркуляция скоро сти по контуру 1—2 — 3—4 равна циркуляции скорости / вокруг крыла, получим окончательно
Y = ? „ V J - |
(1.64) |
Полученный результат можно сформулировать |
в виде сле |
дующей теоремы (теорема Жуковского).
П о д ъ е м н а я с и л а к р ыл а , п р и х о д я щ а я с я на е д и н и ц у р а з м а х а в у с т а н о в и в ш е м с я б е з в и х р е
вом |
'п л о с кош а р а л л е л ь н о м |
потю' ке |
и д е а л ь н о й |
||
ж и д к о с т и и л и т а з а , |
ра вна |
in р о и з в е д е н и ю ' плот |
|||
но с т и |
н е в д з м у щ е и н о г о |
( потока на |
с к о р о с т ь |
||
н е в о-з м у щ е н и о г о ' потока |
и |
на щиркулЯ' Цкю с к о- |
|||
р о с т и |
вок рут крыла . |
Как следует ив доказательства тео |
ремы, подъемная сила направлена лерпеедикулярно вектору ско рости невозмущенного потока.
За положительное направление при подсчете циркуляции принималось направление обхода по часовой стрелке. В этом случае, если средняя скорость воздуха на верхней поверхности крыла больше, чем на нижней, то циркуляция и подъемная сила оказываются положительными. Если средняя скорость на верх ней поверхности меньше, чем на нижней, то циркуляция скоро сти и подъемная сила оказываются отрицательными.
Теорема Жуковского показывает, что для наличия подъемной силы необходимо, чтобы вокруг крыла имелась циркуляция ско рости, не равная нулю. Но циркуляцию скорости могут вызвать вихри, проходящие внутри контура, следовательно, само крыло, вызывающее циркуляцию, может быть заменено некоторой систе мой вихрей, расположенных внутри контура крыла и вызываю щих такую же циркуляцию, как и крыло.
Вывод теоремы Жуковского основывается на том, что возму щения, вызываемые крылом по любому направлению, затухают
и на беоко«еч1Н'01М' удалении от крыла становятся бесконечно
малыми. Однако в сверхзвуковом потоке при возникновении скачков уплотнения, рассмотрению которых будет посвящена третья гл.ава учебника, возмущения, вызываемые телом, не зату хают даже на бесконечном удалении от тела и, следовательно, в этом случае теорема Жуковского не применима.