Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Чжен П. -> "Отрывные течения. Том 3" -> 70

Отрывные течения. Том 3 - Чжен П.

Чжен П. Отрывные течения. Том 3 — М.: Мир, 1973. — 334 c.
Скачать (прямая ссылка): otrivnietecheniyat31973.pdf
Предыдущая << 1 .. 64 65 66 67 68 69 < 70 > 71 72 73 74 75 76 .. 126 >> Следующая

расчета трехмерного пограничного слоя на крыльях. Боллей [2] выполнил
строгое исследование обтекания прямоугольной пластины при дозвуковых
скоростях с отрывом от боковых кромок; он решил интегральное уравнение
для
УПРАВЛЕНИЕ ОТРЫВОМ ПОТОКА
201
нагрузки и вычислил нормальную силу и угол схода вихрей, хорошо
согласующиеся с экспериментальными данными до угла атаки 40°. Эта теория
применима для малых удлинений и больших углов атаки. Герстен
распространил расчет на прямоугольное крыло в сжимаемой среде [3, 4] и
получил хорошее соответствие результатов при умеренных углах атаки. Ченг
выполнил расчет для прямоугольной пластины со сходом вихрей при
сверхзвуковых скоростях [5].
Расчет обтекания треугольных крыльев малого удлинения с отрывом
потока, включая стреловидные крылья при дозвуковых и сверхзвуковых
скоростях, приводится в работах [6-15]. Эти методы расчета являются
приближенными и основаны на линейной теории; влияние угла атаки,
кривизны, толщины рассчитываются в отдельности и затем суммируются.
Несмотря на большой угол схода вихрей, при соответствующем его выборе
расчетные значения нормальной составляющей силы и положение центра
давления для треугольных крыльев с удлинением 1-4 хорошо согласуются с
экспериментом.
Спенглер и др. [16] вычислили нагрузку, действующую на корпус
высокоскоростной подводной лодки при отрывном его обтекании вследствие
большого угла атаки.
На основании допущений теории тонкого тела установившееся трехмерное
вихревое течение у подветренной стороны тела под углом атаки заменяется
неустановившимся двумерным вихревым течением.
1.1.1. Управление отрывом на крыловых профилях и крыльях
при дозвуковых скоростях
В случае прямого крыла большого удлинения, распределение давления на
котором зависит от толщины, кривизны и угла атаки, может быть с успехом
применена теория двумерного течения с соответствующим критерием отрыва.
При малых углах атаки положительный градиент давления на верхней стороне
обычно умеренный и распространяется на 2/3 хорды от задней кромки,
поэтому отрыв возможен около задней кромки. Следует ожидать, однако,
раннего отрыва. Хороший обзор проблемы управления потоком на дозвуковых
крыльях сделан Куком и Бребнером [17].
В большинстве практических случаев толщина крыльев большого удлинения
достигает более 10% длины хорды. Отрыв на таких крыльях имеет место
только в концевой части, где пограничный слой турбулентный. Если
удлинение прямого крыла мало и не превышает 4, а толщина профиля
составляет около 4% длины хорды, то при большой дозвуковой скорости отрыв
ламинарного пограничного слоя происходит у передней кромки при малой
величине С/.. Поэтому, если поток не присоединяется с образованием
"пузыря",
202
ГЛАВА XII
для обеспечения требуемых характеристик при больших скоростях необходимо
устранить отрыв. Для управления отрывом вместо изменения формы сечения
крыла можно использовать носовой щиток, при этом пик разрежения у
передней кромки смещается вниз по потоку к шарниру щитка и градиент
давления уменьшается.
В случае умеренно стреловидного крыла течение трехмерное.
Распределение коэффициента подъемной силы по размаху такого крыла
представлено на фиг. 1.
Если форма профилей незакрученного стреловидного крыла постоянна по
размаху, то распределение давления изменяется
y/s
Фиг. 1. Распределение CL по размаху двух стреловидных крыльев [17].
Удлинение 3, угол стреловидности по линии середины хорд 45°.
от центрального к концевому сечениям, так как величина пика разрежения
зависит не только от угла стреловидности, но и от изменения Cl по
размаху. Большое значение С с на внешней части суживающегося к концу
крыла вместе с изменением вдоль размаха распределения нагрузки по хорде
делают особенно вероятным отрыв на внешних частях суживающихся крыльев.
Таким образом, попытки модификации формы должны быть направлены на
уменьшение пика разрежения, что связано с изменениями формы в плане и
нарастанием положительной кривизны от середины полуразмаха к концу крыла.
Другая попытка получить тот же прирост подъемной силы в центральной
области путем увеличения отрицательной кривизны в направлении к центру
может привести к увеличению разрежения вблизи передней кромки без отрыва.
Влиянию стреловидности на распределение давления, обусловленное толщиной,
также можно противодействовать, изменяя толщину по размаху. Положение
максимальной толщины должно быть сдвинуто по хорде вперед в центральной
УПРАВЛЕНИЕ ОТРЫВОМ ПОТОКА
203
и назад в концевой части крыла, чтобы распределение давления и нагрузки
было одинаковым во всех сечениях при расчетном значении Cl-
Если местные значения Cl во всех сечениях между центральной частью и
концом крыла одинаковы, то одинаковы и распределения давления и нагрузки
по хорде. Хотя распределение кривизны или крутки удовлетворяет заданным
требованиям только при одном значении Cl, модификация формы в плане
Предыдущая << 1 .. 64 65 66 67 68 69 < 70 > 71 72 73 74 75 76 .. 126 >> Следующая
Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

Есть, чем поделиться? Отправьте
материал
нам
Авторские права © 2009 BooksShare.
Все права защищены.
Rambler's Top100

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed