Отрывные течения. Том 3 - Чжен П.
Скачать (прямая ссылка):
теоретически эффективна для всех значений Cl- Так как отрыв может
произойти на всем крыле одновременно, если только форма центрального
сечения крыла не изменена, чтобы обеспечить меньший пик разрежения, отрыв
нельзя задержать. Соответствующие модификации формы других сечений по
размаху привели бы к дальнейшим изменениям в распределении кривизны и
крутки, так как свойства заданной средней линии профилей изменяются вдоль
размаха стреловидного крыла [15]. С учетом поведения пограничного слоя
оптимальную форму будет иметь крыловой профиль с увеличенным участком
хорды, на котором градиент давления отрицателен, и уменьшенным участком
хорды, на котором градиент давления положителен. Путем увеличения радиуса
скругления передней кромки можно получить большой благоприятный градиент
давления на первых нескольких процентах хорды профиля и избежать отрыва,
максимально сократив участок с положительным градиентом давления, на
котором напряжение трения равно нулю или близко к нулевому значению;
можно избежать также перехода и получить наиболее эффективный профиль для
заданных условий [18]. Вортман снизил сопротивление на 20% по сравнению с
существующими профилями с малым сопротивлением [19].
Близкое к нулю напряжение трения означает, что пограничный слой,
оставаясь присоединенным к поверхности, находится на грани отрыва. Так
как конвективная теплоотдача тесно связана с поверхностным трением, в
этих условиях можно ожидать очень низкого теплового потока из
пограничного слоя. Создавая такой специфический пограничный слой в
устройствах типа диффузора, можно при заданном начальном пограничном слое
и заданном коэффициенте восстановления давления максимально сократить
длину диффузора. Стрэтфорд спроектировал диффузор аэродинамической трубы
с контуром, удовлетворяющим условию нулевого напряжения трения [18]. Как
уже упоминалось в гл. IX, форма передней кромки крылового профиля очень
важна: так, благодаря отгибу вниз носка можно предотвратить или затянуть
отрыв ламинарного слоя от передней кромки при соответствующем отклонении
закрылка. Если предотвращение или затягивание отрыва является главной
целью, то желателен переход ламинарного течения в турбулентное, так как
турбулентный
204
ГЛАВА XII
поток легче преодолевает положительный градиент давления, хотя трение при
турбулентном режиме больше, чем при ламинарном. При сверхзвуковых
скоростях попытка снижения сопротивления трения путем управления
пограничным слоем может привести к преждевременному отрыву, вызываемому
скачком уплотнения, так что при некоторых условиях предотвращение отрыва
может оказаться более важным, чем сохранение ламинарного слоя.
1.1.2. Управление отрывом на крыловых профилях и крыльях
при сверхзвуковых скоростях
Подробные исследования отрыва на сверхзвуковом крыле провел Пирси
[20]. С точки зрения отрыва на крыле, вызываемого скачком уплотнения,
основной характеристикой формы сечения является изменение наклона верхней
поверхности. Для определения начала отрыва при больших числах Маха очень
важна также форма задней кромки. Часто отрыв возникает сначала на части
размаха вследствие большой локальной нагрузки, и его развитие может быть
задержано модификацией формы в плане, приводящей к снижению пиков
нагрузки, например изменением формы передней кромки. Причиной отрыва,
вызванного скачками, часто является интерференция полей течения от
соседних поверхностей. Скачок от передней кромки крыла может вызвать
отрыв пограничного слоя на фюзеляже, а этот отрыв в свою очередь может
привести к появлению вихрей, возмущающих поле течения около крыла.
Система скачков уплотнения на стреловидном крыле довольно сложна (фиг.
2): она состоит из переднего, заднего и концевого скачков, причем
последний образуется не на всех крыльях. На внешней части крыла
преобладает течение, близкое к обтеканию крыла с углом скольжения и, по-
видимому, прежде всего появляется отрыв, связанный с концевым скачком.
Два внутренних скачка (передний и задний) являются трехмерными и не так
важны для крыльев умеренных удлинений при расчетном режиме, но они важны
для нестреловидных крыльев малых удлинений, работающих при достаточно
больших коэффициентах подъемной силы. На эти два внутренних скачка
сильное влияние оказывает обтекание корневой части крыла; частично это
влияние передается концевому скачку через точку пересечения. Поэтому
изменение геометрии в окрестности корневой части крыла, например формы
фюзеляжа, является мощным средством улучшения обтекания больших участков
крыльев.
Границей отрыва, вызываемого скачками уплотнения, является кривая АВ
(фиг. 3). В точке А, соответствующей нулевой подъемной силе, скачок
расположен у задней кромки, в точке В он сдвинут к передней кромке. Точка
В смещена влево, чтобы у ка-
УПРАВЛЕНИЕ ОТРЫВОМ ПОТОКА
205
зать возникновение отрывов, типичных для малых скоростей. Линия ВВ'
отделяет отрыв на передней кромке от отрыва, вызываемого скачком. Для
