哈工程3系流体力学--06物体绕流边界层与阻力.ppt

* * * * * * §6.7 边界层分离 * 分离实例 从静止开始边界层发展情况 §6.8 圆柱绕流现象与阻力 物体绕流时会受到阻力的作用。 物体阻力包括摩擦阻力和压差阻力。 摩擦阻力与物体表面积大小有关，压差阻力与物体的形状有关系。 物体的阻力目前一般用实验测得。 * 流动阻力 激波阻力 * §6.8 圆柱绕流现象与阻力 * 不同雷诺数的圆柱绕流： （1）在 的条件下，流动是小雷诺数的缓慢流动，或称为蠕动流。其特点为流动上游与下游对称，呈一种稳定层流状态。物体所受阻力为物面粘性切应力的合力。如图1。 （2）在 的条件下，在背风面出现对称旋涡区，其中的流体不停地回旋，但不脱落，不流入下游。可以看出，随着雷诺数的增加，上游和下游的对称性消失了。物体所受阻力由两部分组成：摩擦阻力和压差阻力。在这种情况下，摩擦阻力与压差阻力具有同等 重要性。如图2。 图1 圆柱绕流 图2 圆柱绕流 * （3）在 条件下，背风区的对涡区发展的越来越大，并出现摆动，但仍呈层流状态。物体阻力由摩擦阻力和压差阻力组成，它们具有同等重要性。如图3 。 （4）在 的条件下，其特点是背风面旋涡交替脱落向下游流去从而形成两排向下游流动的涡列。所有在同一侧的旋涡都以相同的方向旋转，另一侧的旋涡则都以相反的方向旋转。通常称这种流动为卡门涡街。如图4。 图3 圆柱绕流 图4 圆柱绕流 * （5）在 条件下，流动如图5所示。其特点是在背风面出现明显的低速而混乱的回流区。回流区中不断脱落的旋涡逐渐破裂为小旋涡，因而形成湍流，在物面的迎风面上形成层流边界层，边界层与物面的分离点发生在迎风面。这种情况称为亚临界状态。 （6）在 条件下，流动如图6所示。其特点是流动状态与（5）类似，但边界层分离前已由层流转变为湍流。分离点在背风面部分，由亚临界状态分离点 左右的位置急剧地后移到 左右的位置，这种状态称为超临界状态。 图5圆柱绕流 图6 圆柱绕流 * * * * * * * 3. * * * * * * * * 民航的飞机使用翼下吊挂的发案，这样进气口就能直接探出脑袋伸到外面，来呼吸新鲜的空气。所以边界层的影响不大，基本可以忽略。 飞机进气口的边界层问题 HEUJF * 第一种喷气战斗机Me262也采用翼下吊挂的方案，避免了边界层的影响。 飞机进气口的边界层问题 HEUJF * 早期的战斗机都采用机头进气，就像这架米格17一样，避免了边界层的影响。 但机头进气的话机头就无法安装大型雷达，所以后来的战斗机都把机头这最重要的部位让给了雷达设备，进气口就只能移动到两侧或者腹部了。这样一来，边界层的问题就出现了。 飞机进气口的边界层问题 HEUJF * 早期的亚音速飞机，它的进气道属于亚音速进气道，结构比较简单，为了把边界层分离掉，就在进气道口前简单地加了个隔板，通过隔板把边界层气流给泄放出去。 飞机进气口的边界层问题 HEUJF * 自飞机进入超音速时代后，情况就明显复杂化了。发动机需要吸入的是亚音速的气流，如果进来的是超音速气流，那么发动机不仅会呛着，还会有喘振。因此对超音速飞机而言，进入进气道的气流，要从超音速降为亚音速，不仅如此，在进气口内部，还有扩压段，进一步降低气流的速度。 如何把超音速气流降低为亚音速？答案就是通过激波。激波是个高密度的空气层，超音速气流穿过激波后，温度，压力大幅增大，而速度大幅下降。进气道就是通过产生激波压缩空气使气流达到减速。 飞机进气口的边界层问题 HEUJF * 幻影2000战斗机，进气口前面有隔板，用来把边界层给分离掉，然后让边界层气流从上下两个方向泄掉。而在他的进气口处，还有两个突出的圆锥，用来引发激波，这样气流经过激波后就减速为亚音速气流了。 飞机进气口的边界层问题 HEUJF * 由于超音速飞机的飞行马赫数变化范围大，所以仅仅靠激波减速还不够，还需要能够可调节，对幻影2000而言，它的两个半圆锥是可调节的。通过向前或向后伸缩来调节激波的前后位置，通过调节不同的工作范围来适应发动机的需求。但随着飞机性能不断提高，对进气的要求也水涨船高，这种锥型的调气口已经力不从心了。首先它可调节的范围小，而且飞机作机动时，比如仰角机动，那么它的进气效率就严重降低。因此这种圆形，半圆形进气道现在已经很少用了。 飞机进气口的边界层问题 HEUJF * 后来出