Отрывные течения. Том 3 - Чжен П.
Скачать (прямая ссылка):
взаимодействия с ламинарным пограничным слоем.
Уменьшение сопротивления при сверхзвуковых скоростях вследствие
отсоса пограничного слоя наглядно видно на фиг. 19.
Коэффициент сопротивления по результатам измерений на крыле с отсосом
при ReL = 12,5-Ю6 в 1,5 раза больше коэффициента сопротивления трения при
ламинарном режиме течения в пограничном слое и составляет только около 27
% соответствующего"
УПРАВЛЕНИЕ ОТРЫВОМ ПОТОКА
221
коэффициента при турбулентном режиме течения. Картина скачков при отсосе
представлена на фиг. 20.
Слабые скачки отходят от каждой щели, и если замыкающий скачок
перемещается назад, протяженность области отрыва уменьшается. Скачки
усиливаются при более интенсивном отсосе л частично исчезают, когда отсос
ослабляется.
Наклон скачков хорошо согласуется с местными числами Маха, а влияние
скачков на сопротивление давления оценивается прира-
Ф и г. 21. Пример комбинированного отсоса и вдува (самолет "Фейрчайлд")
154].
I - комбинированная система отсоса и вдува; 2 - стабилизатор с
управлением пограничного слоя; 3 - камера со сжатым воздухом; 4 - камера
сгорания; 5 - горячий газ к струйному насосу; в - закрылок со вдувом; 7 -
щель для отсоса на кромке; 8 - закрылок с отсосом; 9 - закрылок или
элерон со вдувом; 10 - закрылок с отсосом;
II - элерон со вдувом; 12 - турбокомпрессор; 13 - трубопровод сжатого
воздуха; 14 - струйные насосы; is - многосопловой струйный насос.
щением сопротивления отсоса на 10-15%. Как видно из фиг. 20, статическое
давление на верхней стороне профиля уменьшается, следовательно, подъемная
сила сверхзвукового крыла увеличивается за счет отсоса пограничного слоя.
Так как устранение пограничного слоя из пристенной области путем
отсоса и увеличение его энергии путем вдува являются эффективными
средствами управления отрывом, комбинация этих двух средств является
практическим решением проблемы улучшения характеристик крыла самолета, в
особенности при посадке и взлете. Немецкие самолеты "Арадо-232" и
"Дорнье-24" были снабжены указанными двумя системами управления
обтеканием крыла (в области за задним лонжероном). Позднее на самолете
222
ГЛАВА XII
XC-123D был получен С?,макс = 4,8. На легком самолете "Цессна",
построенном в США, были осуществлены отсос и вдув. Для такого способа
управления пограничным слоем нет удовлетворительного метода расчета,
поэтому проектирование было основано на экспериментальных данных.
Крылья имеют верхнее положение, так как влияние земли уменьшает
приращение подъемной силы при интенсивном отсосе и вдуве. Отсос и вдув
могут быть распределены по размаху или по хорде, но распределение по
размаху эффективнее других способов, во всяком случае, для дозвукового
транспортного самолета. Пример комбинированной системы вдува и отсоса
показан на фиг. 21. Увеличение Cl путем управления пограничным слоем
позволяет выбирать оптимальную площадь крыла для крейсерского режима при
соответствующем увеличении скорости и дальности, однако, эти преимущества
утрачивают смысл, если мощность, требуемая для отсоса, слишком велика.
Для этой цели подходит струйный насос, а ротационные насосы непригодны.
Воздух, отсасываемый в одном месте по размаху, вдувается в другом месте.
Согласование расходов отсасываемого и вдуваемого воздуха достигается
соответствующим выбором ширины щелей для вдува и отношения площадей
отсоса и вдува [54].
1.4. СНИЖЕНИЕ ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ В ОБЛАСТЯХ ОТРЫВА И ЗАДЕРЖИВАНИЕ
ОТРЫВА ОХЛАЖДЕНИЕМ
Путем вдува газа в область отрыва ламинарного течения можно уменьшить
теплопередачу. Так как при этом требуется умеренный расход газа, такой
способ имеет практическое значение.
Чепмен [55] вычислил коэффициент восстановления в отрывном течении
как функцию массы вдуваемого газа при значениях числа Прандтля Рг = 1;
0,72 и 0,5 (фиг. 22).
Безразмерный расход массы определяется в виде
I = iiVl/z*.
где - преобразованная функция тока
Ч>* = У/V veuelC;
ри = ре (д^/ду),
pv = - ре Щ/дх),
х, =" х/l, х - координата, параллельная разделяющей линии тока г|з =
0 в слое смешения.
Из фиг. 22 видно, что при Рг = 1 вдув не влияет на коэффициент
восстановления, который одинаков как для свободного слоя смешения, так и
для ламинарного пограничного слоя. При
Фиг. 22. Влияние вдува на коэффициент восстановления [55].
-------свободный слой смешения;-------пограничный слой [56];-=
(mJpeuebl)V^Не/С
безразмерный расход вдуваемого газа; mi - расход вдуваемого газа
(плотность х скорость х площадь); Ъ - ширина двумерного течения; I-длина
свободного слоя смешения; С - коэффициент пропорциональности между
вязкостью и температурой; г = = (haw - he) (uf,/2) - коэффициент
восстановления, где haw - удельная энтальпия для теплоизолированной
стенки.
О 0,2
0,4 OJS ОД 1,0 1JL 1/t
-и
