ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Сверхзвуковое обтекание крыла из "Прикладная газовая динамика Издание 2 " При обтекании нижней стороны пластинки у передней кромки образуется косой скачок уплотнения, пройдя через который поток повернётся на угол 8. Величины Хн и Рц можно определить по формулам для косого скачка уплотнения. У задней кромки поток повернётся па угол 8 в обратном направлении. Величины Хд и определяются по формулам обтекания внешнего тупого угла. Здесь Хн Х , Рн Л и Хд Хн, р р . [c.396] Скорости этих двух потоков могут быть различными по величине, но направление их одинаково. Таким образом, Хз может быть не равно Хд ). [c.396] Изложенная схема расчёта обтекания плоской пластинки становится непригодной в следующих двух случаях. [c.397] Во-первых, если угол атаки 8 8 p для заданного числа М набегающего потока в этом случае при обтекании верхней стороны пластинки происходит срыв потока. Этот случай имеет малое практическое значение, так как для чисел М 10 углы атаки до 25° меньше предельного угла. Только при очень больших числах М практически встречающиеся углы атаки могут оказаться большими, чем 8пр. [c.397] Во-вторых, если угол атаки 6 окажется больше, чем максимальный угол отклонения потока в косом скачке уплотнения о гаах для заданного числа М набегающего потока (глава П1, фиг. 36) при 8 ш ах перед нижней стороной пластинки образуется отделившийся скачок уплотнения с криволинейным фронтом. Расчёт такого течения является очень сложной задачей. Случай, когда 8 ш ах. может иметь место при не очень больших числах М, например для М = 1,5 при 8 12°. [c.397] Важно отметить, что при М 6,4 всегда 8пр, и поэтому причиной неприменимости изложенной схемы расчёта является образование перед пластинкой отделившегося криволинейного скачка уплотнения, а при очень больших числах N1, наоборот, 8пр max, и причиной неприменимости расчётной схемы является срыв потока при обтекании верхней стороны пластинки (см. фиг. 55). [c.397] Пример. Определим коэффициенты подъёмной силы и лобового сопротивления плоской пластинки, обтекаемой нод углом атаки 8=10° сверхзвуковым потоком воздуха при числе М = 2,5. [c.397] Теория косых скачков уплотнения и теория обтекания внешнего тупого угла позволяют рассчитать обтекание любого профиля, контур которого составлен из прямолинейных отрезков. [c.399] КОСЫХ скачка уплотнения — и AN. Пройдя через скачок yiil/ при обтекании верхней стороны профиля, поток станет параллельным отрезку АВ. Пройдя через скачок АМ при обтекании нижней стороны, ноток становится параллельным отрезку АВу . Далее вдоль ве7 хней стороны ноток обтекает последовательность внешних тупых углов АВС, ВС В и т. д., а вдоль нижней стороны-последовательность тупых углов АВ Су, В В и т. д. Давление и скорость в потоках вдоль отрезков АВ и АВ определяются по формулам для косых скачков уплотнения, так как скорость набегаюш,его потока задана, а углы поворота потока известны (З1 —о для верхней стороны и 81-1-8 —для нижней стороны). Давление и скорости вдоль остальных отрезков профиля определяются из теории обтекания внешнего тупого угла. У задней кромки профиля в точке Р образуются снова два косых скачка уплотнения. За этими скачками ноток, сбегающий как с верхней, так и с нижней стороны профиля, становится параллельным набегающему потоку. Зная давление на каждом из прямолинейных отрезков профиля на верхней и нижней сторонах его, можно определить коэффициенты подъёмной силы и лобового сопротивления для такого профиля. [c.401] Заметим, что изложенная схема расчёта обтекания сверхзвуковым потоком профиля, составленного из прямолинейных отрезков, применима лишь нри таких углах атаки 8, при которых угол 01- -8 остаётся меньше предельного угла отклонения Ютах для заданной скорости набегающего потока. Если 81 + 8 Шщах, то перед профилем образуется отделившийся скачок уплотнения с криволинейным фронтом. Расчёт обтекания тела при наличии отделившегося криволинейного скачка уплотнения составляет, как уже указывалось, одну из труднейших задач газовой динамики. [c.401] Расчёт обтекания профиля рассматриваемой формы значительно осложняется также и в том случае, когда прямолинейная характеристика, выходящая из точки В (фиг. 205 и 206), встречает фронт косого скачка уплотнения и, отразившись от него, снова попадает на профиль. Такой случай мы здесь рассматривать не будем. [c.401] Ввиду сложности задачи сверхзвукового обтекания криволи нейного профиля мы на ней не останавливаемся. [c.401] В заключение на фиг. 207 приведены оптические фотогра фии сверхзвукового обтекания в аэродинамической трубе ромбовидных профилей разной толщины при нулевом угле атаки. На каждой из этих фотографий отчётливо видны скачки уплотнения у носика профиля, пучки характеристик у верхнего и нижнего выпуклых углов профиля и характеристики, отходящие от неровностей на стенках аэродинамической трубы, по наклону которых можно судить о скорости потока в трубе. [c.401] Вернуться к основной статье