Срыв потока

Срыв (отрыв) потока — отделение потока газа или жидкости, обтекающего тело, от его поверхности вследствие отрыва пограничного слоя, вызванного его торможением при неблагоприятном градиенте давления.[1]

Срыв потока с крыла при увеличении угла атаки
Распределение скоростей в пограничном слое в следствии торможения из-за вязкости, вызывающий неблагоприятный градиент давления

Среда вблизи обтекаемого тела в следствии вязкости движется медленнее, чем на удалении от нее. В соответствии с принципом Бернулли давление близлежащих слоёв оказывается больше. чем удалённых.[2] Возникает градиент давления. При достижении градиентом определенного значения, называемого неблагоприятным, происходит отрыв потока от поверхности. В результате образуется область оторвавшегося течения или зона отрыва, где характер течения сменяется с ламинарного на турбулентный. Срыв потока сказывается на аэродинамических характеристиках тела (подъёмной силе, сопротивлении и т.д.)[3]

В авиацииПравить

Как правило срыв потока негативно сказывается на аэродинамических свойствах.

Так при статическом обтекании прямоугольного и трапециевидного крыла малой стреловидности летательного аппарата точка отрыва потока совпадает с задней кромкой крыла, и турбулентные потоки незначительны и быстро угасают. Но при кабрировании угол атаки увеличивается, растет градиент давления, и точка отрыва потока начинает постепенно смещаться вдоль верхней поверхности крыла. При достижении критического значения угла атаки, происходит резкое смещение точки отрыва к передней кромке.[3][4] Так как турбулентные потоки, возникающие при этом над поверхностью крыла, имеют противотечения, то резко падает подъёмная сила и возникает сваливание, с большой вероятностью переходящее в штопор. В гражданской авиации подобная ситуация считается аварийной и для каждого воздушного судна описаны техники выхода из режима сваливания.

 
Схема обтекания крыла после достижения критического числа Маха

Другим примером негативного влияния срыва потока является трансзвуковое обтекание крыла. С ростом скорости невозмущенного потока местная скорость течения воздуха начинает превышать скорость звука, однако в пограничном слое у поверхности в силу вязкости скорость остаются существенно меньше. В таких условиях градиент давлений, достаточный для срыва потока, может возникнуть даже при нулевом угле атаки на плоской пластине, но особенно это проявляется на выпуклом (дозвуковом) профиле крыла. В результате турбулентное течение может «затенять» управляемые поверхности (элероны, рули высоты т.д.), делая летательный аппарат неуправляемым. Скорость потока, на которой начинает проявлялся данный эффект называется критическим числом Маха.

Наконец ещё один пример ухудшения аэродинамических характеристик — срыв потока с законцовки крыла (или концевой срыв), увеличивающий индуктивное сопротивление крыла.

 
Топология течений вблизи дельта-крыла на больших углах атаки[5]

В то же время срыв потока может улучшать характеристики крыла. Так при обтекании крыльев малого удлинения и большой стреловидности (например, дельтовидного крыла) уже на малых углах атаки срыв потока с передней кромки крыла образует вихревые жгуты, которые сохраняются и на больших (свыше 40 градусов) углах.[4][5] Эти вихри не имеют противотечений, а потому создают дополнительную подъемную силу, позволяя сохранять управляемый полёт на больших углах атаки. При этом в создании вихря участвует в первую очередь корневая часть крыла. Это свойство нашло применение истребительной авиации 4-го поколения. Использование трапециевидного с развитым треугольным или оживальным наплывом, позволило добиться управляемости на закритичных углах атаки, сохранив взлетно-посадочные характеристики, чего крыло малого удлинения обеспечить не может.

В техникеПравить

Срыв потока наблюдается не только на поверхностях летательного аппарата. Он возникает при обтекании любых тел в газе и жидкости: оперение, винты, лопатки компрессора турбин и ТРД. В жидкости возникающее в результате срыва потока турбулентное течение вызывает кавитацию, которое ведет к разрушению узлов механизмов.

Борьба со срывом потокаПравить

Для борьбы со срывом потока применяют различные методы. Для крыльев подбирается соответствующий профиль, обеспечивающий нужное обтекание в заданном диапазоне скоростей и углов атаки. Для предотвращения срыва с управляющих плоскостей используют слив или сдув пограничного слоя. Для предотвращения попадания турбулизированого слоя в воздухозаборник применяется пластинчатый отcекатель. Для борьбы с концевым срывом — разделение потока гребнями и винглеты.

ГалереяПравить

См. такжеПравить

ЛитератураПравить

  • Лойцянский Л. Г. Ламинарный пограничный слой. — М.: ФМ, 1962.
  • Чжен П. Отрывные течения (в 3 томах). — М., Мир, 1972. — 916 с.
  • Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. — М.: Наука, 1974. — 712 с.

ПримечанияПравить

  1. Новый политехнический энциклопедический словарь / Гл. ред. А. Ю. Ишлинский. — Большая Российская энциклопедия, 2003. — 671 с. — ISBN 5710773166.
  2. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя (3-е издание). — М.: Наука, 1974. — С. 40—48. — 712 с.
  3. 1 2 В.В. Козлов. Физика структуры потоков. Отрыв потока (рус.) // Соросовский образовательный журнал. — 1998. — № 4. — С. 86—94. Архивировано 16 сентября 2021 года.
  4. 1 2 Песецкий В. А. Экспериментальное исследование вихрей, сходящих с наплыва крыла // Ученые записки ЦАГИ. — 1987. — № 3.
  5. 1 2 Andrey A. Sidorenko, Alexey D. Budovskiy, Anatoly A. Maslov, Boris V. Postnikov, Boris Yu. Zanin, Ilya D. Zverkov, Victor V. Kozlov. Plasma Control of Vortex Flow on Delta-Wing at High Angles of Attack (англ.) // Experiments in Fluids : журнал. — 2013. — No. 54(8). — P. 1—12. Архивировано 15 июля 2022 года.