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 трения входит 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.

Теоретические основы аэродинамики.

Обтекание бывает 2-х видов: потенциальное (безвихревое, безотрывное) и вихревое (срывное). В настоящий момент времени большинство теоретических методов расчёта относится к расчёту потенциального обтекания, и только малая часть методов позволяет, рассчитывать вихревые течения. Существует также принципиальная разница в характере обтекания: при малых скоростях оно •плавное с постепенным искривлением струек до момента непосредственного контакта с телом; при сверхзвуковых скоростях - обтекание ударное со скачкообразным изменением параметров потока - скорости, давления, плотности, температуры. При трансзвуковых скоростях 0,8<М< 1,2 существует смешанный тип обтекания, поэтому в этом диапазоне чисел М расчётные методы дают неточные результаты.

В основе практически всех расчётных методов лежит линейная теория, по которой обтекаемые тела предполагаются слабо искривлёнными, тонкими, а углы атаки - малыми: α=0÷5°.

A,B – критические точки

Основной схемой является схема Кутта-Жуковского - рис. 25.

a

V

A

B

b

Рис. 25.

Струйки, обтекающие верхнюю и нижнюю образующие тела, имеют разные скорости, как по длине профиля, так и скорость сверху тела отличается от скорости снизу. Для оценки этой несимметрии обтекания вводится понятие циркуляции скорости:

- элементарная циркуляция (19)

- полная циркуляция по верхней поверхности (20)

- полная циркуляция по нижней поверхности (21)

- суммарная циркуляция скорости по контуру тела.

Из опыта следует, что если тело находится под положительным углом атаки и имеет положительную кривизну, то путь частиц вдоль верхней поверхности профиля больше, если профиль симметричный и угол атаки

α =0, то циркуляции сверху и снизу равны по величине и противоположны по знаку, в этом случае суммарная циркуляция =0. Для несимметричного течения, как указывалось выше , т.е. > 0. Таким образом циркуляция скорости может рассматриваться как мера несимметрии обтекания тела за счёт кривизны и угла атаки.