Т. Карман - Аэродинамика. Избранные темы в их историческом развитии (1161639), страница 26
Текст из файла (страница 26)
48. Прььгое,Ьььиьььььььай гкачок уплел некии клина. Чьнхььь Маха раьию 1,45. Оптический мь тол ттн хчгч что и иа риг. 47. (С лкьтьеьнььго раьрвььььинв ь уь ьеихеймььвгкой лаборатории ью ачронавтике, Калифорнььйь кььй технологический институт. ) Еьпььь мы ьгьуььим ту же гамукь проблему на огноьк более точной теории. то получим вне'игпное повыпк нне давления *ь рез ударную волну, нгходньпую ььз вогнутою угла ьрььг. ьгь0). ь|то происходит, егльь течение оюьбвет нынткльлй уьол" .Ь.ььк тькьььььи, так н наблкьдення ььььюгььлььаьот, чю частицы воздуха огнбакп еьо ььо кььььволиььейььььй траектории н по дввльние ьспхьеннетгя постепенно от болгь впкокого к ькхтсе нитному Рве, 49, Теневав фотографии прпгоелпиепиого гкачка уплотиеиив коиуеа, Чвгло уйала равио $,9.
(С лм4езиого разрел1енив Гугтеихеймовекой лага>разорив по кзровавтвке, Кгпчифоркийекий зчглкгтогпчееквй пипки'гъ $'-) Рее. ЬО. Течение в6:пии вогвутого угла созовет лови юлике лавлеииа, коз орое доетвгаетга пгарелгчвоп ударной аочаь$, исколвйжй из угла, значению (рпе. 51). С точки зреиии механики жидкогтей иитересво ввблк~~йта, что в гйеркзвукойоп зечепйй зкпдкоетй лизжгч огпбатв учгзл без бегкоиечиг1Й гкорогтп пап отрыва потока, тогда как кзвггтпга что а дггзвукойоп ге пеппи йли окорогта егйиойизги бее«овечкой„или пропекойпт от1илй потокй. Рйзуповгги„зтй ггрукгЗ ра потокй йозпоукйй тола- Рнс. эй Течеяьяье вокруг выпуклого угла создает падение давлении. которое догь ньвеятя посредсгвом жхтны разрежения.
Лаяяяьеььне нзмеьявеьси поятепенио от более выгокмо к бянее ииькоиу зивчеяьнкя через выяву рвзьяежеиив. Рис. $2. Фея ьягрвфик рвкеты я. конической гезяявной честя,кя в полете, Яяисзьо Маха рввно С72. Скачок волны сжвтмв поквлнеззм в жк овей чести, в волна разрежении ььескезкко далее по корпусу ракеты, ьС лкябсзьяого разрежь иив Баллистической нссеедоввтемсской ллборагории., Лбердиискнй ияяььяезв гезьвььяей полигон, Мерки нд, Вайжьясл ьЬячеехсЫ.вькягвьяягу, АЬетдееп ьягогяой Сгояьпб, МехуЬпо,) ко, еьли угязяь отклонении ьн с;ьиьпком бязлвьььой.
Структура потока на рис. 52 вжазыиает квк скачки сжатия, так и волны рвзрежеььия. 129 Свврхэвйковал аэродинамики Тот факт, что в природе не гуществует «отрицательного скачка», т. е, если давление изменяется прерывисто, то изменение должно включать повышение давления, можно доказать ца основе принципов термодинамики, Внезапное расэпиревие с внезапным падением температуры означало бы, что энтропия шза уменьшилась без отвода тепла и выполнения внешней работы. Как раз это и запрещает второй закон термодинамики. Обычно я поясняю этот закон своим студентам, показывая двв сосуда в тепловом соприкосновении; один содержит пиво, другой чай, оба при комнатной температуре.
Несомненно, было бы желательно пиво охладить, а чай подогреть, процесс, который полностью совместим с законом сохранения энергии, т.е. первым законом термодинамики. К сояшлению, второй закон превращает его в принятие желаемого за действительное. пвэтхэму что это потребовало бы перехода теплоты от более низкого уровня температуры к более высокому без использования механической работы. С научной точки зрения невозможность подобного процесса можно выразитэч сказав, что энтропия бы уменыпилась, Можно доказать, что для того чтобы сделать возможным отрицательный скачок в потоке, тепло следовало бы передать от области с более низкой температурой позади волны разрежения в область с более высокой температурой против потока.
Таким образс>ьп скачок разрежения противоречит второму закону термодинамики. Скачок сжатия требует только передачи тепла от более высокой температуры к более низкой и создает увеличение энтропии в газе, как это доказали Ранкнн и Гэогонио. Околозвуковой полет Здесь я хотел бы довольно кратко обсудить диапамэн околозвуковых скоростей, а именно диапазон скоростей, который простирается как раз ниже и выше звуковой скорости. Особенно лине хотелось бы рассмотреть аэродинамику крыльев в окрестности И = 1. На рис. 46 я уже исследовал коэффициент подъемной силы профиля крыла в соответствии с линеаризованной теорией в дозвуковых и сверхзвуковых областях.
Коэффициент подъемной силы становится бесконечным, если число Маха приближаетгя к единице как с дозвуковой, так и сверхзвуковой стороны. Этого явления в природе не встречается. Вместо того чтобы увеличиваться до бегконечности, коэф- ф3нгнент падьемной силы дости3нет З1аксимадьного значения, а затех3 33адае3' 'игк же, как В сз3уча1' ср33нВ пюгои3 33рн увеличения углВ «пак33. Действипльно, оба явления уменынение коаффнциен3а 33охзъ33х3но3З силы вьпие опргделенного угла атаки н 3Н пне о33ре33ез31чмого числа атаха вызнаиы отрывом потока.
ххо33рос состонт в том: 33о вызывт3ег отрыв в случае течения, 13р3363333жвк31не3Ч3ся к скорости звука.' Р3кх б33. 3е33ааая аа33333на с3дхукту33ы 33е 3оаа ио33мально3о дозвукового 3ечениа. Ч33сз3о Маха равно 0,829. Окрыв почти, если ие 1кюигх;тью, оттутстаует. Если от33ма е3 та, то ои 31ез33а*333те31ь33ый нлн ирояа33нет стб3а как потрави*3- иый слой отчж ти увеличенной 13хча33Н3ы. 3С лк3бгшог33 разрешения Гу3тенхеймоаской лаборатории по азраиавтике, Калифор33ийск33й техиоло3ическнй инс3 33тзч.) Лл33 того чтобы п1и3ять зн3т проие3т., 333к;са333Т3333х3 несколько каргин "гече3333я.
На рис, б3й показана структура 33огока нормального дозвукового течении вокрхт крыла. Здесь иет 33грыаа, за исключением 33еГхн3ь3ного стремления к 33грыву воете задней кромки, которое моьче3 быль просто ут33л33333ни33а3 пограничного слоя, вгк3ыаа3о3Н33м малое со33рогив33енне 3:3еда. Сначала те 3ен3113 уг.кори3.3.ся вдох~ верх33ей 13о33ерхно3, 3Н крыла, но не достн3вет знач1'ния скор33стн звукВ; зат3'и., достигнув максимальной скорости в иек3ггорой точке 33оверх331х3Т33, течение снова 'Замедлив 3 сн, На рис.54 показана карзз133а те и.ння на более высокой дозвуковой скорости полета. Основной поток все е3ие осгаетси дозвуковым, но Соерхооукооол ородинамика Рис.
54. Теневая картина структуры потока как на рис. 55, но при более высокой скорости. Число Маха равно 0,860. Представлена сверхзвуковая область, и переход к дозвуковому потоку происходит посредством ударной возшы. Заметно определенное увеличение толщины пограничного слоя, но пока еще нет заметного отрыва. (С любезного разрешения Гуггенхеймовской лаборатории по аэронавтике, Калнфорнийский техншюгический институт.) около поверхности крыла должно быть сверхзвуковое течение, потому что в противном случае не может появиться видимая на рисунке ударная волна.
Очевидно, что течение около поверхности (но за пределами пограничного слоя) ускоряется выше скорости звука. 11о мере того как течение тянется к задней кромке, оно замедляется, и переход к дозвуковому течению происходит посредством удара.
Распространение ударной волны ограни ~ено на обоих концах. В свободном потоке она распространяется только до определенного расстояния от поверхности крыла, потому что за его пределами течение больше не является сверхзвуковым. У нее также есть конец в пограничном слое, поскольку в этом слое скорость на поверхности уменьшается до нуля. Мы наблюдаем незначительное увеличение толщины пограничного слоя, возможно, вызванное тем, что благодаря наличию ударной волны вдоль поверхности должно произойти довольно быстрое увеличение давления и пограничный глой должен работать против повып|ения давления. Х|ы Рис. а5. Теневая картина структуры потока как на рис.
54, но на большей скорости. Число Маха равно О,эй14. Отрыв потока завершен. В этом случае пограничный слой ламинарный. (С любезного разрешения Гуггенхеймовской лаборатории по аэронавтике, Калифорнийский технологический институт.) знаем, что именно это явление замглление жидкости в пограничном слое при чрезмерном росте давления — вьшываег отрыв потока.
На рис. 55, который относится к немного большему значению числа Маха, мы видим завершение отрыва. ~о аналогии с другим с.лучаем отрыва потока мы называем это явление волновым срмвахс потпока. Рис. 55 относится к случаю, где пограничный слой ламинарный. Если пограничный слой турбулентный, то он оказывает до некоторой степени большое сопротивление отрыву. Это взаимосвязанное явление известно как взаимодействие ударной волны и пограничного слоя. Увеличение давления, вызванное ударной волной, может вызвать отрыв пограничного слоя, который в свою очередь влияет на образование ударной волны.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
