Распределение давления.

Является, пожалуй, вторым по значению типом эксперимента АТД после весовых испытаний. Очевидно, что подъемная сила полностью определяется распределением сил давления по поверхности обтекаемого тела. От этого же частично зависит и сопротивление самолёта , в которое кроме сил трениявходит слагаемое от сил давления в проекции на скоростную ось Х. Следует также помнить, что силы трения и напряжение трения также зависят от сил нормального давления в каждой точке поверхности крыла, фюзеляжа и пр., поскольку от градиентов давления в первую очередь зависит состояние пограничного слоя.

Т

иповая схема модели и методика основных замеров приведена на рис. 22.

Рис. 22. Модель дренированного крыла с дренажными

трубками и манометрами.

2. Развитие отрыва потока.

Р

азвитие отрыва пока в основном определяется распределением статического давления по поверхности обтекаемого тела. В качестве пример рассмотрим распределение давления по сечению (профилю) крыла. Его типичный вид представлен на рис. 23.

зона отрыва потока II

“-”

верх

A

низ

I

x

“+”

Б

I

Рис. 23.

А - график распределения давления по верхней и нижней поверх­ности профиля.

Б - профиль крыла с контуром пограничного слоя (увеличено) и профилями скоростей в различных точках верхней поверхности.

I - точка отрыва потока соответствует условию

II - зона отрыва потока.

“-”

I

верх

низ

отрыв потока

0

“+”

Рис. 24. Координатная диаграмма

В передней части профиля имеется отрицательный градиент

давления . Поток в этой зоне движется в сторону уменьшения давления, очевидно с возрастанием скорости вплоть до точки I. Правее точки I градиент давления становится положительным, и потоку приходится преодолевать возрастание давления. Возможен либо ламинар­ный отрыв с последующим прилипанием потока после перехода в турбулентное состояние, просто переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный, либо отрыв потока.

Второй участок с большим положительным градиентом давления начинается в 20-30% от конца хорды крыла. Здесь возможен отрыв потока. Условием точки отрыва согласно рис. является . В зоне отрыва образуется противотечение, она заполнена вихрями.

- сопротивление трения;

- сопротивление формы;

- волновое сопротивление.

Из курса гидравлики известно:

ламинарное

турбулентное

Риc. 48.

коэффициент

- это гиперболы

Re

- число Рейнольдса

- коэффициент путевых потерь

Критерии подобия:

- по вязкости

- по сжимаемости

Обычно для ЛА и его элементов существуют особенности:

1. Числа значительно больше

2. Переходное число , при котором ламинарный пограничный слой переходит в турбулентный составляет

3

точка

перехода

. В экспериментах на моделях, как правило, существует комбинированное обтекание:

ламинарное

турбулентное

b

замеры в АДТ

(тепловизор)

При увеличении

При уменьшении

ламинарное

ba

крыло

Риc. 49.

В натурных условиях (÷ самолет) числа , причем в расчетах принимается значениедля каждого элемента, например:

- крыло (Ту-204)

- фюзеляж

- оперение

- мотогондола

59