- •Крылья в потоке идеального газа
- •Крыло в дозвуковом потоке
- •Предполагается, что распределение давления по профилю и коэффициент подъемной силы в несжимаемой жидкости могут быть найдены теоретически или с помощью опыта в аэродинамической трубе малых скоростей.
- •48. Для профиля (рис. 1), геометрические параметры которого и распределение давления при заданы ниже таблицей, найти коэффициент подъемной силы с учетом сжимаемости по линейной теории, если .
- •Крыло в сверхзвуковом потоке
- •Большие сверхзвуковые скорости.
Большие сверхзвуковые скорости.
Течения газа с числами Маха, большими 4– 5, называются гиперзвуковыми. Критериями подобия для таких течений являются величины вида ; ; ; (последний - для тел вращения). Здесь – число Маха; – угол наклона элемента обтекаемой поверхности к направлению набегающего потока; – относительная толщина профиля; – угол атаки; – удлинение тела. Между углом наклона косого скачка и углом при гиперзвуковом обтекании имеет место соотношение:
. (1)
Коэффициент давления при переходе через косой скачок выражается (для малых значений угла ) формулой:
, (2)
а в случае течения расширения:
. (3)
Связь между поворотом потока в волне расширения и числами Маха, начальным и текущим, имеет вид:
. (4)
«Ньютоновская» теория обтекания основана на предположении, что нормальная, по отношению к обтекаемой поверхности, составляющая количества движения невозмущенного потока газа теряется полностью при неупругом ударе частиц газа о поверхность. Коэффициент давления по этой теории определяется в виде:
, (5)
причем для части поверхности, находящейся в “аэродинамической тени”.
Разреженность газа (проскальзывание на обтекаемой поверхности) согласно классификации Тзяна необходимо учитывать, если
<0,01 (>1) или <0,01 (<1).
Критерием степени разреженности газа является число Кнудсена , где – длина свободного пробега молекул газа, а – характерный линейный размер обтекаемого тела.
Задачи 76 – 87
76. Экспериментальная зависимость коэффициента подъемной силы плоской пластинки от угла атаки при представлена на рис.13. Пользуясь законом подобия для гиперзвуковых скоростей, найти плоской пластинки при и угле атаки .
Рис.13
77. Для профиля с относительной толщиной =8% найдены из опыта при и угле атаки величины коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления ; . Воспользовавшись критериями гиперзвукового подобия, найти ; натуры при =4%; =8 и соответствующем угле атаки .
78. Пользуясь условием >>, вычислить результирующую силу, приходящуюся на плоского прямоугольного крыла (вне концевых конусов Маха) в полете на высоте , если число Маха полета и угол атаки крыла .
79. Необходимо найти на опыте распределение давления по боковой поверхности тела вращения, удлинение которого в натуре равно 8 и которое предназначено для полета при и . Аэродинамическая труба позволяет провести продувку модели при числе Маха . Каковы должны быть удлинение и угол атаки модели при продувке?
80. Найти асимптотическое соотношение между углом поворота гиперзвукового потока воздуха в косом скачке уплотнения и углом наклона косого скачка, а также асимптотическое выражение коэффициента давления на косом скачке для больших значений параметра гиперзвукового подобия .
81. Вывести приближенное выражение явной зависимости (обращение формулы Рэлея), пригодное для достаточно больших чисел Маха. Показатель изэнтропы взять равным ; ; . Сравнить с точным значением при для .
Указание: воспользоваться тем, что коэффициент давления торможения за скачком быстро стремится к пределу при возрастании .
82.Найти коэффициенты подъемной силы и волнового сопротивления плоской пластинки при числе Маха набегающего потока воздуха и угле атаки .
83. Найти коэффициент давления для верхней стороны плоской пластинки, движущейся при числе Маха под углом атаки .
Рис.14
84. По «ньютоновской» теории определить коэффициенты подъемной силы, сопротивления давления и качество треугольного и ромбовидного профилей (рис. 14), если у обоих профилей угол атаки 4, а относительная толщина 5%.
85. Найти коэффициент сопротивления давления тела вращения с параболической образующей ; (рис. 15),при нулевом угле атаки. Расчет провести по «ньютоновской» теории.
Рис.15
86. Тело с характерным размером движется в воздухе со скоростью . Определить высоту над землей, при превышении которой необходимо применять для расчета модель обтекания со скольжением на поверхности тела.
Указание: Использовать классификацию областей аэродинамики по Тзяну.
87. В аэродинамической трубе имитируются высотные условия полета. Модель, размеры которой в 100 раз меньше натуры, продувается при температуре воздуха и давлении в рабочей части . Основываясь на подобии, по числам Кнудсена, определить, какой высоте над землей соответствуют условия продувки.
Литература:
1. Давидсон В.Е. Основы газовой динамики в задачах. «Высшая школа», Москва. 1965.
2. Самойлович Г.С., Нитусов В.В. Сборник задач по гидро-аэромеханике. «Наука», Москва. 1986.
3. Черный Г.Г. Газовая динамика. «Наука», Москва. 1980.
4. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. «Наука», Москва. 1970.