Т. Карман - Аэродинамика. Избранные темы в их историческом развитии (1161639), страница 27
Текст из файла (страница 27)
Впервые эту задачу исследовали Акерет, Фельдман и Ротт [16~ в Цюрихе и Липман ~17! в Кшлифорнийском технологическом институке. Валновой срыв потока оказывает двойное влияние на аэродинамические характеристики крыла: уменьшение подьемной силы и сильное увеличение сопротивления. 133 Сеертзвркоеал аэродинамика На рис.56 и о7 схематично показано поведение коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления профиля крыла с постоянным углом атаки как функций числа Маха в околозвуковом диапазоне скоростей. с, О 1 2 3 4 М Рис. 56. Козффи|в1ент подъемной силы Св профиля крыла при постоягпгом угле атаки в околозвуковом диапазоне как функция числа Маха Лб О ! 2 3 4 М Рис.
57. Козффюеиент лобового сопротивления Ср при постоянном угле атаки в околозвуковом диапазоне как функция числа Маха М. В главах П и 1П мы видели, что аэродинамическая наука добилась успехов в развитии теории подъемной силы и теории сопротивления для несжимаемых лсидкостей, т. е. движения жидкости на низких скоростях. Эти теории дают нам возможность рассчитать, по крайней мере с дог:таточной степеньке точности, распреде пение давления вокруг профиля крыла и с помопгью понятия пограничного слоя поверхностное трение, действующее на поверхности крыла. В диапазоне более высоких дозвуковых скоростей, до того как мы достигнем диапазона око- 134 лозвуковых скоростей, описанные выше теории Прандтля- Глауэрта и Кармана .
Цзена позволяют свести задачу определения приближенного распределения давления к задаче несжимаемой жидкости. В настоящей гла,ве мы видели, что есть методы расчета подъемной гизы и лобового сопротивления для сверхзвуковых скоростей выше околозвукового диапазона. Однако положение не столь благоприятно относительно теории подъемной силы и лобового сопротивления в окпаозвуковом диапазоне. Здесь доступны решения задачи лишь для определенных единичных случаев, определенных чисел Маха и определенных профилей крыла.
Однако решение уравнений движения течения вообще требует чрезвычайно громоздких расчетов, которые не дают уверенности, что результаты окажутся точными. В этой ситуации соображение подобия, которое я предложил и назвал правилом околозвукового подобия, окажет хорошую услугу, поскольку оно позволяет перенести экспериментальные результаты от одного случая к другому ~18~. Предположим, что у нас есть два тонких профиля крыла, которые геометрически подобны в том смысле, что они стали бы идентичными, если изменяется масштаб толпгины. Например, можно сравнить два профиля крыла: одно 3-х процентной, а другое 6-процентной максимальной толщины; распределение ординат, выраженное на основе максимальной ординаты, является тождественным.
На основе рассмотрения уравнений движения течения установим, относительно двумерного течения, что струк гура потока должна бьгп, ° б, «» ..ИР~~Л вЂ” 11~ где Х максимальная относительная толщина, а йХ число Маха. Слодовательно, если у наг есть величина распределения давления, коэффициент подъемной силы или коэффициент лобового сопротивления для одного из профилей крыла как функций числа й!аха, мы сможем рассчигать соответствующие величины для других подобных профилей крыла с различной относительной толщиной. Прогнозы на основании правила подобия очень хорошо соответствуют экспериментам. Установлено также, что правило подобия приблизительно верно, даже если в течении появляются относительно слаоые ударные волны.
Интересно отметить, что как теория Прандтля — Глауэрта для дозвуковых скоростей, так и теория Лкерега для сверхзвуковых скоров тей дают аналогичные правила подобия для соответствующих диапазонов скоростей. В двумерном течении соответствующее правило утверждало бы, что течения подобны, если отношение ХХь~1 — ЛХз пли 1/х/ЛХ1 Сеервзеукоеил аэроди!«мика 13б остается постоянным. Первое отношение — вещественное число для значений ЛХ меньше единицы, а второе для значений ЛХ больше едини- ЦЫ. Появление ударных волн и явление волнового срыва потока вызывает значитечьные изл!енения в поведении самолета, летящего через диапазон околозвуковых скоростей, которое с некоторыми упрощениями, можно кратко описать следующим образом'.
а) Ноожиданные изменения, которые происходят в балансировке самолета. Предположим, например, что крыло испытывает волновой срыв потока раньше хвостовой части. (Это весьма возможно, поскольку как относительная толшнпа, так и угол атаки крыла могут быть больше соответствуюших параметров хвостовой поверхности.) Несомненно, внезапное уменыпение подъемной силы на крыле вызовет сильный леомент перетяжеления на нос. Или из-за появления ударной волны на верхней поверхности крыла точка действия результирующей подъемной силы может неожиданно сместиться, нарушив относительное расположение подъемной силы и силы тяжести.
б) Могут произойти раш!ичные резкие нарушения маневренности самолета. Иногда летчик обнаруживает, что руль высоты или руль направления полностью бездействует: он двигает рукоятку или подали руля, но самолет не реагирует. Это можно объяснить волновыл! срывом неподвижной горизонтальной или вертикальной поверхностей, при наличии которого поверхность управления двигается в следе и не действует.
В следующий раз летчик может обнаружить, что поверхность управления «заморожена», очевидно, что аэродинамический шарнирный момент увеличшюя настолько, что летчик уже не способен его подавить. Исчерпывающее объяснение этого явления неизвестно; возможно оно имеет отношение к положению ударной волны. Наконец, некоторые летчики говорят, что наблюдали смещение поверхностей управления прн определенном числе й!аха на данном самолете; руль направления, руль высоты или элерон могут внезапно оставить свое нейтральное положение н переместиться в отклоненное положение без каких-либо действий со стороны летчика.
в) Часто наблюдается вибрация хвостовой части или даже всего самолета. Вероятно в смешанном дозвуковом-сверхзвуковом течении над крылом не вполне определены положения ударных волн; они могут дви- Этой краткой формулироикой ывоточиевеинык задач околозвукового полета автор обязан у.давериу Хаулеиду из Аввациовиой кор«юрации «доклад .
136 Глава Ж гаться назад и вперед. Наблюдали также, как в случае возникновения ударных волн как на верхней, так и на нижяей поверхности опи могут двигаться в противоположной фазе, которая, очевидно, заставляет след колобаться, и это колебание переносится па крыло или хвостовую часть. Когда подобные трудности впервые встретились в полете, их охарактеризовали как «помехи сжимаемости». Я помню конференцию в 1941 году, когда Авиационная корпорация «Локхид» построила один из первых самолотов., где число Маха достигло значения выше 0,7, Во время ш«кирования самолет оказался перетяжеленным на нос, и колебания, возникшие в хвостовой части, неистово сотрясали весь самолет.
Для коисультапий и постановки диагноза болезни был вызван ряд «докторов от аэродинамики». Некоторые говорили, что это бььч обычный флаттер крыла, вид колебания, которьш мы рассьютрим в главе У. Среди докторов был и я; я высказался за волновой срыв потока, и полагаю, что был прав. Конечно, послодующие исследования корпорации «Локхид» показали, что максимальный коэффициент подъемной силы, которого можно достичь без колебания хвостовой части, уменьшается с увеличением числа Маха. Возможно. это был первый случай околозвуковых трудностей в реальном полете.
Я хорошо помню то время, когда конструкторы пребывали в некотором отчаянии из-за неожиданных трудностей околозвукового полета. Они полагали, что эти помехи указывают на несостоятельность аэродинамической теории. Я считал, что таких эффектов сжимаемости следовало ожидатгь поскольку воздух всегда был сжимаем.
Довольно примечательно,что мы смогли продвинуться настолько далеко на основе теории, основанной на предположении, что воздух можно рассматривать как несгкимаемую жидкость. С практической точки зрсчшя для минимизации околозвуковых помех можно рекомендовать увеличение размера поверхностей управления или увеличение их эффективности с помощью споциальных приборов. Часто также необходимо увеличение силы, имеющейся в распоряжении летчика, для оперирования поверхностями управления с помощьк> так называемых вспомогательных средств управления. Более того, превышение тяги желательно, чтобы дать возможность быстрого прохода чорез критические диапазоны скоростой; действительно замочено, что некоторые из опасных эффектов уменьшаются до незначительного 137 Свераввукоеэал аэродинамика рывка или крена, если самолет быстро проходит через околозвуковой диапазон.
Стреловидные крылья Существует эффективный метод отсрочки помех, связанных с околозвуковым полетом, при высоких числах Маха. Все знакомы с картинами, где изображены самопеты, имеющие стрвлавидньее. крылья, т.е. крылья, передние кромки которых образукэт значительный угол относительно перпендикуляра к направлению полета. Основную теоретическую идею, лежащую в основе использования таких форм крьша в плане, можно описать слелующим образом.
Допустим, что крыло с постоянным профилем и бесконечным размахом двигается по воздуху в направлении, наклонном к своему размаху. Можно сказать, что движение крыла составлено иэ движения перпендикулярного размаху и движения бокового скольжения вдоль размаха. Если мы пренебрегаем силами трения, то последняя составляющая движения не должна повлиять на силы, действующие на крыло. Поэтому можно сделать вывод, что структура потока относительно крыла опредоляется ээффоктивным числом Маха», .соответствуюпщм составляющей скорости гюлета, перпендикулярной размаху.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
