Л. Прандтль - Гидроаэромеханика (1123861), страница 75
Текст из файла (страница 75)
Таким образом, давление на поверхности тонкого тела, обтекаемого сверхзвуковым потоком, зависят только от наклона с элемента поверхности, если только к этой поверхности случайно не подходит линии разрежении или уплотненил от соседнего тела. Этот результат, впрочем, можно было предвидеть на основании сказанного в 97 и 8. При обтекании тела, изображенного на рис. 252, давление на передней половине тела, как уже было упомянуто, повышено, а на задней половине, наоборот, понижено по сравнешио с невозмущенным давлением, но на каждом элементе поверхности оно пропорционально местному значению угла е. Силы давления везде направлены по пормаллм к поверхности и поэтому имеют в направлении обдувки составллющую, равную рэшс. Интеграл от этой составляющей, взятый по всей поверхности тела, дает сопротивление давления: Игл = 0 рэ)пег)Р ризсбп 0 с Нс'.
На верхней стороне пластинки, наклоненной к направлению потока на угол е 1рис. 254), давление повышена по сравнению с невозмущениым давлением на величинУ Рис сбп е, а на нижней стоРоне понижено на такУю же величину. Следовательно, на пластинку действует пормальнал сила )У = 2Рриасба е, 2 с которой в первом приближении совпадает подъемнал сила А.
Отсюда нахо- дим коэффициент подъемной силы: с =418п е= 4е Если пренебречь трением, то, согласно сказанному выше. с — с вше, следовательно, приближенно 4ез IМз — ) Приведенные формулы впервые были получены в несколько иной форме Аккеретом'. Измерения подъемной силы и лобового сопротивлении выполнены Вуземаном и Вальхнером~, ими же разработана более точнал теории. гАсхеге15., ЕРМ, т. 1б И925), стр.
72, ей еле гп ел и А. опд Ъчэ!с 1~пег О., Рогес1шпб, т. 4 (1923), стр. 87. Рис. 256. Распределение давленил длл плоского прямоугольного крыла при сверхзвуковой скорости обтекании Задача трехмерного обтекания крыла сверхзвуковым потоком рассмотрена Шлихтингом'. Его решение внесло знач!«тельную ясность в этот вопрас. Влияние боковых ребер крыла распространяетсн, как этого и следовало ожидать, только на области конусов, образованных лининмп разложения, отходнщими с боковых ребер крыла; в остальном пространстве, если только переднее ребро крьша прямолинейное и угол атаки постолнный, поток можно рассматривать как плоский. Распределение давления для плоского прлмоугольного крыла изображена на рис.
256'. 3 12. Технике аэродинамического эксперимента при высоких скоростяхз. В дополнение к изложенному в 322 предыдущей главы о постановке гндродннвмнческих и аэродинамических эксперн- 'Я сЬ1! сЬ1! п3 Н,, Тгаббббе!1Ьеопе Ьш БеЬе«зс1«вйбезсЬш!пб!Ьбен 1 цйгвйг!Го«- зейнаб, т. 13 (193б), стр. 320. з Выдающиеся успехи в изучении сверхзвуковых потоков были получены в СССР," см. например, Х р и с г и з и о в и ч С А., О сверхзвуковых течениях газа.
Труды ПАГН, выл. 453 (1941); Христ и а нов в ч С А., Приближенное интегрирование уравнений сверхзвуковых течений газа. Прикл. матем. и мехаи., т. Х1 (1947), вып. 2. Общее решение задачи обтекания тонкого профиля сверхзвуковым потоком бьжо получено в СССР в 1947 г.
Е.А. Крзсильщикавой; см. ее работы: К рзс ил ьщиковв Е.А.. Влияние концевых кромок при устаиовившемсл движении крыле со сверхзвуковой скоростью, Доклады Акад. Наук СССР, т. «П! (1947), №4; Красвс и л ь щ и к о в а Е. А., Влияние концевых промок при движении крьжа с вибрациями со сверхзвуковой сиоростью, Доклады Акад. Наук СССР, т. «"Н! (1947), №5; Крв с ил ыци коза Е. А., Влияние вихревой пелены ари устзиовившемсл движении крыла со сверхзвуковой скоростью, Докледы Акад. Наук, т. НШ (1947), №б. См. также книгу Фр в и кль Ф, Н. и Карпов и ч Е.Л., Газодинамика тонких тел, Мосива 1943.
(Прил«. верее.) зСм. доклады Джекобса, Пвнетти и Аккерета ие конференции по большим скоростям в авиации, состоявшейся в Риме в 1935 г. (переведены ие русский язык и помещены е сборнике «Газовая динамика«, Москва, 1939 (лриж.
верее.)), а также В изет в п и А., Бс!«г!Йеп б. Гхецсзсн. Айзд. б. ЬцйГвнг!Гоге«Ьцпй, № 30, стр. 17. ментов укажем здесь на некоторые особенности, которые следует иметь в виду при экспериментировании со скоростями, сравнимыми со скоростью звука. Для создания достаточно широкого и длительного воздушного потока, скорость которого близка или выше скорости звука, очевидно, требуетсл весьма мощная установка.
Долгое время избегали устройства таких установок и применяли большие камеры, которые в течение нескольких минут наполнялись прп помощи насосов умеренной мощности сжатым воздухом или, наоборот, освобождались от воздуха до вакуума. Выпускал затем воздух из напорной камеры (через специальную трубу) или, наоборот, впускал воздух в вакуумную камеру (также через специальную трубу) удавалось получать возлушные потоки со сравнительно неболь- Р-. Ыт. Азроднламнче~кая шнм поперечным сечением и длительностРУба высоких скоРостей.
тью от 5 до 10 секунд. В установке, сдеКРестиком (х) отмечено ланной в 1929 г. в Аахенском аэродинами- ческом институте, объем камеры состав- исследуемые модели. М ллет 90 жз, и получается поток с паперечпомещение для измеритель- ным сечением 10 х 10 сжз. В большинстиых приборов ве подобного рода установок применяются вакуумные камеры, обладающие по сравнению с напорными камерами тем преимуществом, что они в течение некоторого промежутка времени дают совершенно равномерный поток.
Напорные камеры позволяют использовать для создания потока большую разность давлений, чем вакуумные, но зато они обладают следующим существенным недостатком: вследствие адиабатического расширения воздуха, находящегося в камере, его плотность и температура во время истечения непрерывно изменяются и при атом скорость истеченил и скорость звука изменяются пропорционально корню квадратному из температуры. Правда, зто не отражается на исследовании сверхзвуковых потоков, так как картины, получаемые на снимках по способу Теллера, завислт не от абсолютных значений указанных скоростей, а только от их отношенил.
Следовательно, результаты наблюдеиил не зависят от степени рас- ширения воздуха в камере, однако наблюдения должны производиться очень быстро, так как вследствие адиабатического расширения в камере образуется туман и происходит ее обледенение. Существует также иной способ создания потоков с большой скоростью при помощи сжатого воздуха. Этот способ применлется в тех лабораториях, которые имеют обычные аэродинамические трубы для дозвуковых скоростей, работающие на воздухе, сжатом под высоким давлением. Очевидно, что после окончания продувки сжатый воздух из такой трубы должен быть выпущен, т.
к. иначе в трубу нельзя будет войти для спятил исследованной модели и установки новой. Вместо того чтобы выпускать сжатый воздух в атмосферу, он подаетсл через трубу Т (рис. 257) в камеру К, пз которой выпускается вверх через узкие отверстия. Прп этом, так же как и в стрйном насосе происходит засасывание атмосферного воздуха из помещения Р через трубу В. Таким путем в трубе В сочетается поток воздуха с большой скоростью, однако не большей, чем скорость звука. Скорость этого потока можно регулировать путем изменения скорости истечения сжатого воздуха из камеры К. При работе на вакуумных камерах молаю получать как дозвуковые, так и сверхзвуковые потоки. Однако трубы, в которых создается поток, устремляющийся в вакуумную камеру, в обоих случалх должны иметь совершенно различную форму.
В трубе для дозвуковых потоков рабочее пространство расположено непосредственно вслед за всасывающей воронкой (рис. 258). Из рабочего пространства поток попадает в суживающуюсн трубу с регулируемым просветом. В самом узком сечении этой трубы скорость потока делается равной скорости звука и тем самым устанавливается вполне определенное количество протекающего воздуха. В трубе зке для сверхзвуковых потоков рабочему пространству должно предшествовать сопле Лаваля (рис. 259).
Поперечное сечение рабочего пространства получаетсл больше, чем в трубе длл дозвуковых потоков. Самое узкое поперечное сечение сопла Лаваля должно быть Рис. 258. Аэродинамическая труба дозвуковых скоростей Рис. 259. Аэродинамическая труба сверхзвуковых скоростей тем меньше, чем большее число Маха должно быть достигнуто в трубе. Во избежание появленил в потоке воздуха поперечных колебаний, расширяющался часть сопла Лаваля должна быть продолжена так, чтобы из нее выходила строго параллельная струл (см. 39, рис. 241).
Для каждого числа Маха должно иметься отдельное сопло Лаваля, рассчитанное именно на это число. Крестиком (х) на рис. 258 и 259 отмечены те места, в которых помещаются исследуемые модели. Так как длительность потока, создаваемого при помощи вакуумной камеры, чрезвычайно небольшал, то длл его наилучшего использования между рабочим пространством и вакуумной камерой устанавливаетсл автоматический быстродействующий кран с широким просветом. Управление этим краном производится электрическим путем из того места, где находится наблюдатель. На открывание и закрывание крана требуетсл небольшая долл секунды'. Значительную трудность при работе с вакуумными камерами на сверхзвуковых скоростях вносит влажность воздуха.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
