Главная страница Случайная страница Разделы сайта АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника |
Влияние сжимаемости на аэродинамические характеристики крыла
Проявление сжимаемости вызывает изменение обтекания тела потоком воздуха и распределения давления по профилю крыла, вследствие чего изменяются аэродинамические характеристики.
На рис. 3.12. приведены кривые изменения коэффициента лобового сопротивления Схa и коэффициента подъемной силы СYa в зависимости от числа М для прямого крыла достаточно большого удлинения при постоянном угле атаки. 0-1 СY =const, т. к. не проявляется сжимаемость потока (при М< 0.4). 1-2 СY увеличивается, т.к. из за проявления сжимаемости увеличивается зона разрежения над крылом (диапазон чисел М от 0.4 до 0.8 М). 2-3 СY резко возрастает из-за образования местной сверхзвуковой зоны и увеличения разрежения над крылом. 3-4 СY уменьшается из-за появления зоны разрежения под крылом. 4-5 — СY увеличивается, т.к. нижний скачок уплотнения быстро смещается к задней кромке, а верхний скачок достигает задней кромки при М=1. 5-6 при М=1 местные скачки уплотнения оказываются у задней части профиля, а перед крылом образуется головной скачок уплотнения.
При дальнейшем увеличении числа М коэффициент подъемной силы СYa несколько уменьшается, т.к. увеличивается наклон косых скачков. На кривой СX (М) можно выделить следующие области: 0-1 Сх =const, т.к. не проявляется сжимаемость. 1-2 Сх медленно увеличивается из-за увеличения зоны повышенного давления перед крылом. 2-3 СX резко увеличивается из-за появления волнового сопротивления крыла и становится максимальным при М=1. 3-4 Сх уменьшается из-за уменьшения волнового
Весь диапазон чисел М полёта можно разделить на три области. 1) Зона дозвуковых скоростей. В этой области влияние сжимаемости на коэффициенты СY и СX выражается следующими формулами: ; Коэффициент профильного сопротивления СX пр сж= СX пр несж — это коэффициент, зависящий от числа М полёта, относительной толщины профиля и точки перехода от ламинарного потока к турбулентному.
Коэффициент индуктивного сопротивления СXai сж= 2) Зона околозвуковых или трансзвуковых скоростей (зона волнового кризиса). При M > М на поверхности крыла имеются дозвуковые и сверхзвуковые зоны течения. Зоны с дозвуковыми скоростями течения не исчезают сразу же при достижении сверхзвуковой скорости полета. В зависимости от формы профиля это происходит при числах M =1, 2…1, 4. Режим обтекания, при котором в потоке, обтекающем профиль, имеют место
3) Зона сверхзвуковых скоростей. В этом диапазоне скоростей коэффициенты СX и CY определяются по следующим формулам:
Угол α в радианах. Формулы справедливы для тонкого крыла.
|