Обтекание тел воздушным потоком

Аэродинамические спектры. При обтекании твердого тела воздушный поток подвергается деформации, Таким образом, около поверхности тела создается область переменных скоростей и давлений воздуха. Это является причиной возникновения аэродинамических сил и моментов.

Для изучения физической картины обтекания твердых тел применяются способы показа видимой картины обтекания.

Видимая картина обтекания тел воздушным потоком называетсяаэродинамическим спектром.

Спектры обтекания тел воздушным потоком получаются с помощью дымовых труб, гидроканалов, методом “шелковинок”, вязких покрытий, оптическим методом.

В дымовых трубах или дымканалах (Рис.3.8) визуализация течения обеспечивается введением в поток воздуха струек дыма.

Дымовой спектр позволяет исследовать влияние формы профиля, ламинарные и турбулентные течения, отрыв пограничного слоя и другие задачи.

Рис. 3.8 Дымканал

1 - источник дыма; 2 - струйки дыма; 3 - обтекаемое тело; 4 - вентилятор

Аэродинамический спектр любого тела состоит из невозмущенного и возмущенного потоков.

Возмущенный поток включает в себя: пограничный слой 2, внешний, невязкий (потенциальный) слой 1 и спутную струю 3 (рис.3.8-1).

Рис.3.8-1 Аэродинамический спектр обтекания

По своему строению аэродинамические спектры бывают плавные и вихревые, симметричные и несимметричные.

Тела неплавной формы, например, в виде плоской пластинки, поставленной поперек потока, (рис.3.9,а),или тела в форме шара с большим поперечным сечением (Рис.3.9,б) вызывают наиболее интенсивный изгиб линий тока и мощное вихреобразование за телом. Такие тела называются плохообтекаемыми или неудобообтекаемыми.

а) б)

Рис. 3.9 Аэродинамический спектр плоской пластинки и шара

Плоская пластинка создает резкое изменение направления движения потока. Перед пластинкой, из – за торможения потока, давление будет повышаться.

У краев пластинки происходит поджатие струек. За пластинкой струйки резко расширяются с образованием больших вихрей. В зоне срыва потока за пластинкой вследствие затрат энергии на образование вихрей возникает разрежение, давление понижается.

Возникновение за телом области вихрей является одной из причин образования силы сопротивления, возникающего у тела в воздушном потоке.

Наиболее плавный спектр обтекания с небольшим завихрением (спутной струей) за телом имеет каплеобразное удобообтекаемое тело (Рис.3.1).

Рис.3.10 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела

Удобообтекаемое несимметричное тело отличается разной величиной деформации струек в верхней и нижней частях тела

Рис. 3.11 Аэродинамический спектр удобообтекаемого несимметричного тела (профиля крыла)

Наибольшая деформация струек наблюдается там, где тело имеет наибольшую величину искривления поверхности (точка К). В районе этой точки струйки поджимаются, поперечное сечение их уменьшается. Нижняя, менее искривленная поверхность мало влияет на характер обтекания.

Рис.3.12 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела (профиля крыла), помещенного в поток под углом a

Спектры обтекания зависят от формы и размеров тела, а также от ориентации тела по отношению к набегающему потоку, то есть от угла атаки и от скорости набегающего потока (рис.3.12).

При обтекании воздушным потоком удобообтекаемых тел, помещенных под некоторым углом a к вектору скорости невозмущенного потока, получим аэродинамический спектр, подобный обтеканию несимметричного удобообтекаемого тела (см.рис.3.11).

Вывод: Исследование аэродинамических спектров дает возможность выбрать наиболее выгодные формы тела, определить дефекты в обтекании той или иной части летательного аппарата, определить характер взаимодействия близко расположенных частей.

Распределение давлений по профилю крыла. На верхней поверхности тела (см.рис 3.12), согласно закону неразрывности, будет местное увеличение скорости потока, следовательно, уменьшение давления. На нижней поверхности деформация потока будет меньше, следовательно, меньше изменение скорости и давления.

Степень деформации струек в потоке зависит от конфигурации тела и его положения в потоке. Зная спектр обтекания тела, можно для каждой его точки определить величину давления воздуха. Различие давлений в разных точках поверхности движущегося крыла является основным фактором появления аэродинамических сил.

Величины давлений на поверхности крыла определяют в лабораториях путем продувки в аэродинамических трубах.

Распределение давления можно изобразить векторной диаграммой, на которой каждый вектор показывает в масштабе величину избыточного давления в данной точке тела (рис.3.13).

Избыточное давление – это разность между местным давлением и атмосферным:

= .

Для построения диаграммы распределения давления перпендикулярно к контуру профиля проводятся векторы избыточных давлений .

Рис.3.13 Распределение давлений по профилю крыла

Если давление повышенное, то вектор давления направлен к профилю. При отрицательном избыточном давлении (разрежении) вектор давления направлен от профиля. На рис. 3.13 показано распределение давления для профиля крыла на различных углах атаки.

Диаграмма давлений позволяет определить величину и направление полной аэродинамической силы, используетсядля уточнения расчетов на прочность, для изучения физики обтекания.

Занятие №5

Дата добавления: 2015-05-08