- •Тема 2. Основи аеродинаміки та динаміки польоту
- •2.1. Аеродинаміка, як наука
- •2.2. Основні параметри та фізичні властивості повітря
- •2.3. Земна атмосфера, її склад та структура. Міжнародна стандартна атмосфера [1], c. 26-28
- •2.4. Основні закони гидроаеродинаміки
- •2.4.1. Основні поняття гидроаеродинаміки
- •2.4.2. Моделі обтічності
- •2.4.3. Рівняння для ідеальної рідини
- •2.5. Обтікання тіл потоком повітря
- •2.5.1. Принцип оборотності
- •2.5.2. Аеродинамічні спектри
- •2.6. Межовий шар
- •2.7. Природа виникнення аеродинамічних сил. Принципи створення піднімальної сили
- •2.7.1. Аеростатичний принцип створення піднімальної сили
- •2.7.2. Аеродинамічний принцип створення піднімальної сили. Повна аеродинамічна сила та її складові
- •2.7.3. Реактивний принцип створення піднімальної сили
- •2.8. Форма крила та її вплив на аеродинамічну якість
- •2.8.1. Профіль крила
- •2.8.2. Вид крила в плані
- •2.8.3. Вид крила спереду
- •2.9. Положення крила у повітряному потоці. Кут атаки та його вплив на аеродинамічну якість крила
- •2.10. Аеродинамічна якість літака та засоби її підвищення
- •2.11. Основні законі руху повітря, що стискається
- •2.11.1. Загальні відомості про аеродинаміку великих швидкостей
- •2.11.2. Число Маха
- •2.11.3. Законі руху потоку, що стискається
- •2.12. Надзвукова течія повітря
- •2.13. Особливості обтікання тіл надзвуковим потоком
- •2.13.1. Розповсюдження малих збурень у потоці повітря
- •2.13.2. Обтікання тупих кутів, криволінійної поверхні та профілю крила
- •2.13.3. Фізична суть стрибків ущільнення
- •2.13.4. Хвильовий опір
- •2.13.5. Форма стрибка ущільнення
- •2.14. Хвильова криза
- •2.14.1. Поняття про критичне число Маха
- •2.14.2. Фізична суть і наслідки хвильової кризи
- •2.15. Вплив стисливості потоку на аеродинамічні коефіцієнти
- •2.15.1. Залежність аеродинамічних коефіцієнтів від числа м
- •2.15.2. Подолання хвильової кризи
- •2.16. Аеродинамічні форми швидкісного літака
- •2.17. Проблеми надзвукового польоту
- •2.17.1. Безпека та економічність надзвукового польоту
- •2.17.2. Звуковий удар і тепловий бар'єр
- •2.17.3. Аеродинамічна компоновка надзвукових літаків
- •2.17.4. Особливості гіперзвукового польоту
- •2.18. Основні види руху літального апарату. Горизонтальний політ літака
- •2.19. Набір висоти та зниження літака [1], c. 50-53
- •2.20. Зліт і посадка літака
- •2.21. Правильний віраж літака
- •2.22. Дальність і тривалість польоту літака
2.11.3. Законі руху потоку, що стискається
Як відомо, маса повітря (рідини), що протікає за 1 секунду через одиницю площі поперечного перетину струйки, називається питомим розходом Qпит:
Qпит = Qm / S = ( ·V·S) / S = ·V,
де S - площа поперечного перетину струйки.
Для виконання умови нерозривності струйки стисливого повітря (рідини) необхідно, щоб його масовий розхід Qm через всі перетини струйки був постійним, тобто Qm = ·V·S = const. При цьому питомий розхід повітря буде залежати тільки від площі поперечного перетину струйки, оскільки Qпит = Qm / S = const / S.
Таким чином, рівняння нерозривності показує, що при сталому русі потоку, що стислюється питомий розхід Qпит обернено пропорційний площі поперечного перетину струйки S.
Рівняння Бернуллі являє собою додаток закону збереження енергії до струйки стисливого повітря (рідини) і має декілька форм.
1. Механічна форма рівняння Бернуллі встановлює залежність між тиском і швидкістю потоку
= const.
2. Температурна форма рівняння Бернуллі встановлює залежність між температурою і швидкістю потоку
= const.
Для повітря k = 1,41; R = 287,14 Дж/кг·К, тому температурна форма рівняння Бернуллі набуває вигляду:
V2 + 2000·T = const.
Застосування закону Бернуллі до визначення параметрів загальмованого (стисливого) потоку.
Критичною точкою на тілі що, обтікається, називається точка О, в якій потік повністю загальмовується, тобто Vо = 0 (рис. 2.38). Всі параметри потоку в критичній точці будемо позначати з індексом „о” і називати параметрами гальмування: Т0 - температура гальмування, ро - тиск гальмування. Параметри потоку вдалині від тіла не мають індексу.
Рис. 2.38. Точка повного гальмування (критична) потоку.
1. Визначимо температуру гальмування, для чого запишемо рівняння Бернуллі для двох перетинів потоку, одне з яких розташоване вдалині від тіла, а друге проходить через критичну точку:
V2 + 2000·T = + 2000·То; V2 - = 2000 (То - Т).
Швидкість потоку в критичній точці Vо = 0, тому
V2 = 2000 (Т0 - Т).
Різниця температур Т0 - Т = ΔТ називається динамічним приростом температури.
Після підстановки ΔТ отримаємо:
V2 = 2000 ΔТ; ΔТ = V2 / 2000.
Отже, динамічний приріст температури пропорційний квадрату швидкості потоку повітря.
Температура гальмування (температура повітря в критичній точці) визначається по формулі:
Т0 = Т + ΔТ = Т + (V2 / 2000).
2. Визначимо тиск гальмування спочатку без урахування стисливості повітря, для чого запишемо рівняння Бернуллі для тих же двох перетинів:
р + = ро + ; ─ = ро – р.
Різниця тисків ро – р = Δр називається динамічним приростом тиску.
Оскільки в критичній точці Vо = 0 і = 0, тому динамічний приріст тиску пропорційний швидкісному напору потоку вдалині від тіла
Δр = .
З урахуванням цього отримаємо вираз для визначення тиску гальмування (тиск у критичній точці) нестисливого потоку:
ро = р + .
Динамічний приріст тиску в точці гальмування з урахуванням стисливості визначається по формулі:
Δр = ·(1+ε),
де ε = - виправлення на стисливість.
Тоді тиск гальмування (тиск повітря в критичній точці) визначається по формулі:
ро = р + · .