Т. Карман - Сверхзвуковая аэродинамика. Принципы и приложения, страница 13

Лля полученвя решения достаточно быстро в силу сложности проблпеы трубулентного погранвчпого слоя, может быть, даже желательно взбежать усложвеннй, вызываемых ударной волной в большинстве основных нсследований. Трансзвуковая проблема представляет собой комбпнапню нерешенных задач ударных волн н пограннчного слоя. Ответом ннженера на это является стреловидное н треугольное крыло. Дейстантельно, стреловндность увеличивает крнтнческое число Ма.

ха; прн достаточно большой стреловндностн н малой относнтель. ной толщине крыла крятнческое чнсло Маха может возрасти до сверхзвуковых значеннй, прн которых снова произойдет возмущение потока. Однако известное для обыкновенных крыльев явленяе ннтенсивного прямого скачка н связанное с ннм возмущение пограничного слоя в случае стрелсендного крыла заменяется весьма ослабленнымн возмушеннямп. Сушественным с точюз зрения янженера является то обстоятельство, что прн большой стреловндностн область крнтнческнх чисел Маха, вообще говоря, лежнт вие часта трубы, наиболее подверженной явлениям «закнра. ння»; такнм образом, для нсследоааннй могут быть применимы ла.

бораторные методы, а более дорогие н длнтельные полетные методы ИЗ ВЫСКАЗЫВАНИИ НО ДОКЛАДУ КАРМАНА 77 использованы только для проверка. Для аэродянамвческнк ясследоваянй в трубках весьма важно развитие новой техники, уменьшающей ограннчепяя, связанные с явленнямн «запнраиня». Проблема взанмодействня ударных волн н пограннчного слоя.

которая ннтенскэно изучалась, в частностн, в течение нескольких последннх лет, как заметил Карман, попрежнему далека от реше. ивя. Было показано, что число Рейнольдса имеет большое влияние на характер скачка н связанное с вям возмущенне пограничного слоя. Однако чнсло Рейяольдса не является едннствениым критерием. Лнядзн (Б!пбэеу) показал, ч|о прн одном н том же числе Рейнольдса лямбдаобразные н прямые схачкн завнсят от крнзнзцы поверхности. Эта задача является весьма важной.

Для исследования ее ямеет большое значенне развитие теорин смешанных теченнй даже без учета вязкостн; такая теорня цозволнт провестн более определенные всследоваиня в явлениях пограничного слоя. Допущення, введенные Карманом, и правнло подобия яаляютсч важнымн результатами в этом направлении. Докладчнк подчеркнул необходнмость экспериментального научения гвдродпнамнческнх элементов на контрольной поверхнос. тн. Отсутствне соответствующях сведеннй заставляет обращатьсп к теорпв. которая прпводвт к некоторым отклонениям, завнсящнм от чнсла Маха; крвтвческяе явлення могут пронсходшь вследствне прнблюкеняя числа Маха к еднннце на нижней стороне несущей поверхности.

Пря всех экспернментах особое вннмаяпе следует уделять зтям явленням. Роберт Т. Джонс (КоЬег1 Т. болев, Агпеэ Аегопао1ка! ).айога1огу, НАСА). Повидимому, в отношения нспользовання эффентз стреловндвостп можно сделать более полные практяческяе закла. чення. Стремленпе к нсчезповенню воляового сопротнвлення в случае длинного стреловндного крыла нллюстрпруется результа. тамп вычнслеинй. Это обстовтельство вместе с другими првпцнпамв подчеркнуто в послелней части доклада для нспользовання прп копструпроваявн. Другой эффект стрелозвдностн, который недостаточно оценея. представляет собой вляявне вяэкоств потока. Согласно уравяеняям Нааье-Стокса наклонный ввэкяй погон, рассмотренный в сеченяи, перпендякулярном осн крыла.

окажется завнсящям от чнсла Рейнольдса н угла атака, вычнсленных для составляющей спегхзпкыопля лзгод!!нлмиыл 78 скорости в этом сечении. Эти обстоятельства ведут ие только к возмолсиости увелячеиня площадв ламинариого течения иа поверхности стреловидного крыла, но, к несчастью, также к очень низким значениям максимума коэффициента подъемиой силы. В отношении нового правила подобия лля потока вблизи скорости звука возникает вопрос, насколько это правило зависит от предположения двумерностн потока. При линейкой теории по этому правилу влияние удлинения и формы а плаие возрастает при числе Маха, приближающемся к единице.

Это указывает, что трехмерный поюк вокруг стреловидиого крыла вблизи числа Маха. равного единице, более подходяще описывается двумериым течением и плоскости, перпендикуляриой направлению полета, чем двухмерным течением, взятым в обычном смысле. Расширение правила подобия иа пространственный поток может привести к интересным результатам. В. Белли Освальд (у!Г. Вайеу Озтча|б, Ооцй1аз А!гсгаВ Соп.

рапу). Проблемы полетов с иебольшими я большими дозвуковыми скоростями можио считать в настоящее время разрешеииыми. Очевидно, что следующий важиый этап в развитии авиации состовт в переходе к полетам со сверхзвуковыми скоростями. Настоящий подробиый доклад Кармаиа об основиых принципах и приложениях сверхзвуковой аэродинамики появился как раз во-время! ои поможет выяснению путей для дальиейшего развития аэродииа.

мики. Я хочу остановиться кратко иа некоторых мыслях, которые возиикли у меня в связи с докладом, как у аэродинамика, связанного в течение миогих лет иепосредстзеино с проектированием самолетов. Кармав указал три основных правила сверхзвуковой аэродинамики; они имеют большое звачевве для рассмотрения сверхзву. ковых теченяй. Следует отметить, что зависимость между площадью и скоростью также является основной. Поэтому указаниые Карманом правила должны быть дополнены следующим: линии тока в сверхзвуковом потоке расходятся при возрастании скорости течения и схолятся при убывании скорости течения; если поток возиикает нз дозвукового, то переход к сверхзвуковой скорости происходит при минямальиом сечении. Это соотиошеиие между площадью и скоростью противоположво тому, что наблюдается в дозвуковых течениях. из Высклэывлнии ПО докллду клрмлмд 79 Математические результаты в сверхзвуковой области во многих отношениях сходны с теми, которые имеются в области дозвуковых скоростей.

Это, в частности, справедливо в отношении рас. пределеиня давления н, следовательно, для подъемной силы, момента н сопротивления. Экспериментальные результаты находятся в согласии с теоретическими вычислениями, по крайней мере квстолько, насколько конструктор привык зто ожидать. Многое в дозвуковых течениях еще не решено аналитически, ио это обстоя. тельство не препятствует конструированию хороших самолетов. Большинство результатов испытаний в сверхзвуковой области показывает, что обычная поляра и диаграмма устойчивости весьма похожи иа подобные же характеристики для дозвуковых конструкций.

Анализируя изложенные в докладе основы сверхзвуковой аэродинамики н согласие между теорией и зксяеримеитом, можно притги к заключению, что возможность реального полета со сверхзвуковыми скоростями будет скоро осуществлена конструкторами. Однако это требует таких же усилий, какие были вложены в развитие конструкдий дозвукового типа. Важно подчеркнуть, что при сверхзвуковых скоростях во все формулы волнового сопротивления относительная толщина профиля входит в квадрате. Прн относительной толщине профиля в 4% для числа Мата, равного двум, волновое сопротивление крыло приблизительно равно сопротивлению трения; при увеличении относительной толщины волновое сопротивление очень быстро возрастает.

Большое значение имеет изученке поверхностного трения, действия пограничного слоя, взаимодействия его с ударнымн волнами н нх взаимного влияния на отрыв. Очевидно, что хороший сверхзвуковой самолет ие должен иметь большого волнового сопротивления, так как поверхностное трение попрежнему будет составлять основную часть сопротивления; недопустимы также какие-лабо отрывы. Таким образом, крайне необходимы теоретические и экспериментальные исследования ламинариого и турбулентного пограничных слоев при различных числах Рейиольдсв для траисзвуковых и сверхзвуковых скоростей. Необходимо остановиться на проблеме полета в трансзвуковой области, когда число Маха близко к единице и изменение давления распространяется со скоростью, близкой к скорости полета. Однако движение от состояния покоя, прежде чем достичь сверхзвуковых условий, проходит через траисзвуковые скорости.

СВЕРХЗВУИОВЛЯ ЛЭРОДИНЛМИКЛ Проблемы сверхзвуковой аэродняамякн представляются более яснымв, чем аналогвчные проблемы трансзвуковой азродянамнкн. Некоторые теоретяческяе н экспериментальные работы в этой областв продвваны, однако результаты во многих пока не совпала ют. Таяне приемы, как вспользовавяе стреловидностн, треугольнзш крылья н управленае пограинчным слоем, могут быть полезны лля преодолення трудностей. однако надежные теоретнческне н экспериментальные разультаты необходимы для безопасного упрая. ляемого полета прн преодоленян трансэвуковой области. Весьма возможно, что трудностн полета через трансзвуковую область не будут нмегь такого значения при соответствующем энаннн соот ношеняй размеров самолета.

Проблемы конструнроваяня сверхзвуковых снарядов и самолетов совершенно разлячны. Обычно снаряды могут быть канструнрованы в расчете яа сверхзвуковые скорости. которых онн достягают весьма быстро. Пря канструнрованяв сверхзвуковых самолетов требовання взлета н посадка усложняют задачу. так как приходятся создавать машнну для трех областей полета: дозвуковой. трансзвуковой н сверхзвуковой. Еслн к этому прнсоедяяять современные требовання устойчявоств н упрааляемостя, то становятся очевнднымя те трудиостн, которые прнходнтся преодолевать прн окончательном согласованнн всех условий. предъявляемых к сверхзвуковой машине.

ЛИТЕРАТУРА Сжимаемая жидкость н общая сверхзвуковая азродннамнка 3 а у е р Р., Введение в газовую динамику; перев, с нем Г. А. Вольперта, Гостехтеоретиздат, М. — Л., 1947, стр. 2Ж Т ай лор Г И. и Макколл Дж. В., Механика сжимаемых жидкостей; в книге; «Аэродинамика», под общей ред. В. Ф. )хюреида, т.