| |
жидкости. При движении профиля вблизи его поверхности образуется пограничный
слой, который определяет СТ профиля. Наличие пограничного слоя приводит к
оттеснению струек тока от поверхности профиля и образованию за ним следа
аэродинамического. В результате обтекается как бы новый контур, состоящий из
утолщённого тела и вязкого следа за ним. Вдоль такого контура поток тормозится
меньше, и давление в кормовой части профиля не восстанавливается до значения,
соответствующего обтеканию его невязким потоком. Устанавливающееся при этом
распределение давления на поверхности профиля определяет СД, значение которого
зависит от толщины и формы контура профиля, поэтому его часто называют
сопротивлением формы (СФ). Сумма сопротивлений формы и трения представляет
собой профильное сопротивление (ПС), которое в данном случае совпадает с С. а.
У относительно тонких профилей с острой задней кромкой (хорошо обтекаемые
профили), которые на малых углах атаки обтекаются практически без отрыва потока
и которые нашли широкое применение в авиации, СФ составляет небольшую часть ПС
(рис. 1); при возрастании числа Рейнольдса ПС уменьшается. За плохо обтекаемыми
телами образуется область развитого отрывного течения, что обусловливает СД,
намного большее СТ. В качестве примера на рис. 2 в одном масштабе показаны
хорошо обтекаемый профиль и круговой цилиндр, обладающие одинаковым С. а. При
больших числах Рейнольдса ламинарное течение из-за неустойчивости переходит в
турбулентное. Турбулентный пограничный слой по сравнению с ламинарным может
выдержать большие перепады давления. Это приводит к смещению точки отрыва
пограничного слоя вниз по потоку (рис. 3), сокращению поперечного размера
срывной зоны и резкому уменьшению ПС, хотя СТ при этом возрастает (см. Кризис
сопротивления).
Для крыльев конечного размаха, а также для любых пространственных тел конечных
размеров, наряду с рассмотренным выше, имеется и другой механизм образования
сопротивления, поэтому при распространении понятий «сопротивление форм» и
«профильное сопротивление» на пространств, случай обычно определяют их для
условий обтекания при нулевой подъёмной силе (коэффициент подъёмной силы cy =
0). При наличии подъёмной силы (cy {{?}} 0) образующаяся за телом вихревая
пелена вызывает появление индуктивного сопротивления (ИС), являющегося частью
СД (коэффициент ИС cxi пропорционален cy2). Механизм возникновения ИС связан с
тем, что непрерывно порождаемая телом вихревая пелена индуцирует движение всё
новых масс среды, то есть имеет место непрерывное увеличение кинетической
энергии потока, а это возможно только при работе силы сопротивления, отличной
от нуля. Этот механизм ИС может быть объяснён в рамках теории идеальной
жидкости, хотя следует помнить, что в действительности генерация завихренности
на поверхности тела и её диссипация в потоке обусловлены действием вязкости
среды.
При больших дозвуковых скоростях полёта начинает проявляться сжимаемость
воздуха, и при некотором критическом Маха числе M* на обтекаемой поверхности
тела скорость потока достигает скорости, равной местной скорости звука. При
числах Маха M* > M{{?}} около тела образуются местные зоны сверхзвукового
течения, которые замыкаются узкими областями с большими градиентами
газодинамических переменных — скачками уплотнения. В этих скачках существенно
действие вязкости и теплопроводности, в результате чего происходит необратимый
переход части кинетической энергии в тепловую, что обусловливает появление
волнового сопротивления, являющегося частью СД. В рамках идеального газа этот
механизм образования сопротивления воспроизводится в теории ударных волн.
Замыкающие скачки уплотнения часто вызывают отрыв пограничного слоя, что
приводит к дополнительному возрастанию СД (рис. 4). При сверх- и гиперзвуковых
скоростях полёта волновое сопротивление также обусловлено образованием ударных
волн, в которых происходит диссипация механической энергии. Тела, движущиеся со
сверх- и гиперзвуковыми скоростями, часто имеют затупленную кормовую часть,
которая обтекается со срывом потока, что обусловливает дополнительное
увеличение СД; эту часть СД обычно рассматривают отдельно и называют донным
сопротивлением.
При движении реальных летательных аппаратов потоки воздуха, обтекающие его
отдельные элементы, взаимодействуют между собой, то есть имеет место
интерференция аэродинамическая, которая также приводит к изменению СД; эта
часть СД называется сопротивлением интерференции. Кроме того, летательные
аппараты на своей поверхности имеют различного рода надстройки, выступы,
неровности и щели, которые связаны с конструкцией и технологией изготовления и
неизбежно обусловливают появление вредного сопротивления. На режиме движения с
нулевой подъёмной силой оно может достигать 15% С. а.
При равномерном прямолинейном движении летательного аппарата С. а. определяет
потребную тягу двигателей, поэтому для увеличения скорости и дальности полёта
стремятся его уменьшить. Наибольший эффект достигается при снижении того вида
сопротивления, которое является наибольшим для рассматриваемого режима полёта.
Например, для летающего с малыми дозвуковыми скоростями самолёта с крылом
обычного удлинения, в первую очередь необходимо уменьшить ПС и ИС: ПС можно
снизить либо путем уменьшения толщины крыла и фюзеляжа (снижение СД), либо
путём улучшения отделки поверхности летательного аппарата (снижение СТ), а ИС —
путём увеличения удлинения крыла. При транс- и сверхзвуковых скоростях С. а.
снижается путём использования стреловидных крыльев и оперения, уменьшения
относительных толщин крыльев, оперения и фюзеляжа, а также рациональной
компоновкой летательного аппарата в целом с применением площадей правила.
В некоторых случаях для уменьшения скорости полёта, например при входе
гиперзвукового летательного аппарата в плотные слои атмосферы, прибегают к
увеличению С. а., что достигается либо увеличением площади лобовой поверхности,
|
|
