Т. Карман - Аэродинамика. Избранные темы в их историческом развитии (1161639), страница 28
Текст из файла (страница 28)
Если, например, стреловидный угол составляот 45', то эффективноо число Маха — примерно 70 процентов числа Маха полета, так что критическое значение последнего, гце появляются околозвуковые помохи, увеличится почти ва 40 процентов. Конечно, на самом деле все не так просто. Во-первых, для стреловидных крыльев конечного размаха теория пе применима к центральной части или концам крыла: во-вторых, грение и пограничный слой оказывают дополнительные возмущающие действия.
Тем не менее, нарастание сопротивления и изменение в балансировке, обычно связанные с приближением числа Маха к единице, отсрочиваются до более высоких чисел Маха. Преимущество от увеличения числа Маха составляет примерно половину того, что можно ожидать в соответствии с простой теорией, кратко ишчоженной выше.
Аэродинамические свойства крыльев прямой стреловидности впервые рассмотрел Буземан на Кош россе Вольта по высокоскоростному полету, проведенном в Риме в 1935 году [191 Помню, по на банкете после конгресса, генерал Крокко, организатор конгресса и очень дальновидный человек, набросал рисунок самолета на обратной стороне меню, 138 Глава Л«' назвав его в шутку самолетом Буземана: он имел стреловидные крылья и хвостовое оперение и даже лопасти винта были стреловидными. Однако Буземан рассматривал поведение стреловидных крыльев только в сверхзвуковом полете и обосновал свои расчеты подъемной силы и лобового сопротив,пения на основе линеаризованной теории.
Говорят, что впервые предположение о том, что стреловидность может быть полезна для отсрочки околозвуковых влияний при более высоких числах Маха полета. сделал Альберт Бетп. Это предло>кение довели до конца исследователи, проводившие испытания в азродинамических трубах, и констру.кторы самолетов. Теория стреловидности была также независимо открыта в 1945 году Робертом Т. Джонсом [20]. Когда я поехал в Германию с группой ученых и инженеров в 1945 году, то мы обнаружили в заброшенной лаборатории Фолькенроде ('>'о11вепгос1е БаЪогасогу), вблизи Брауншвейга, модели самолета для азродинамической трубы с крыльями прямой стреловидяости и информацию по результатам испытаний в аэродинамической трубе при высоких числах Маха. Джордж Шейрер, выдан>щийся глава технического персонала авиационной компании «Боинг>, бьш в составе моей группы.
Он слышал об идеях Роберта Джонса относительно прямой стреловидности, но данные в Фолькецроде оказались первыми увиденными им экспериментальными результатами. Рассказывают, что Шейрер телеграфировал в главный офис компании: «Остановите проект бомбардировщика>з и зто привело к рождению современного самолета В-47, первого бомбарчировщика с крыльями прямой стреловидности в США.
Интересным вариантом стрцловидных крыльев является так называемое серповидное крьшо, в котором стреловидный угол изменяется вдоль размаха крыла. Стреловидяый угол больше в центральной части, где толщина крыла значительна, и меньше на внешней части крыла,. где крыло тоныпе. Треугольное крыло сохраняет преимушества большого стреловидного крыла и имеет дополнительные вследствие малой относительной толщины.
Малая относительная толщина центральной части сохраяяется благодаря использованию больших д.чин хорды. Поскольку на высокой скорости, околозвуковой илн сверхзвуковой, неизбежное профильное сопротивление относительно велико по сравнению с индуктивным, то малое относительное удлинение приемлемо. Болыпая хорда позво;шет иметь относительно большую емкость внутри крыла, которую можно использовать в качестве резервуара для топлива Свсжхавуковил п»родина инки или других грузов. Более того, одна важная особенность треугольной формы состоит в том, что смещение центра давления при переходе от дозвукового к сверхзвуковому полету меньше,чем при обычных формах.
Болыпипство самолетов с треугольными крыльями имеют только вертикальные стабилизаторы. Треугольное крьшо может быть сделано продольно устойчивым без горизонтального стабилизатора, а рули высоты и элероны можно разместить на задней кромке крыла. Преодоление звукового барьера В настоящее время проблема эпреодоления звукового барьера», по-видному, являетгя по гупщстпу задачей могцных силовых двигателей. Если имеется достаточная сила тяги дчя преодоления возрастания сопротивления, встречающегося до звукового барьера и непосредственно на нем, так что самолет может быстро пройти через критический диапазон скоростей, то не следует ожидать особых трудностей. Возможно, самолету было бы легче летать в сверхзвуковом диапазоне скоростей, чем в переходном диапазоне между дозвуковой и сверхзвуковой скоростью. Таким образом, ситуация отчасти аналогична той.которая преобладала в начале этого века, когда братья Райт смогли доказать возможность активного полета, потому что у пих был легкий двигатель с достаточной тягой.
Еснп бы мы имели соответствующие двигатели, то сверхзвуковой полет стал бы довольно обычным. До недавних пор преодоление звукового барьера в горизонтальном полете осуществлялось только с использованием довольно неэкономичпых двигательных установок, таких как ракетные и прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) с очень высоким потреблением топлива. Экспериментальные самолеты типа Х-1 и Скай-рокет (Бку-госкес) оснащены ракетными двигателями, которые надежны только в течение нескольких минут полета, или же турбореактивными двигателями с форсажными камерами, но на момент написания этой книги создано несколько самолетов, которые могут летать со сверхзвуковой скоростью в течение получаса. Если вы прочитаете в газете, что самолет «прошел через звуковой барьер», то это часто означает, что он сделал это посредством пикирования.
В этом случае сила тяжести дополнила недостаточную силу тяги. Существует странное явление, связанное с этими фигурами высшего пилотажа, которое я хотел бы отметить. Предположим, что само- 140 Глвои Лг лет приближается к наблюдателю на дозвуковой скорости, пикирует, достигнув сверхзвуковой скорости, затем выходит из пикирования и снова продолжает полет на дозвуковой скорости.
В этом случае наблюдатель на земле зачастую слышит два громких гулких зву.ка, довольно быстро следующих друг за другом: <Бум, бумЬ Некоторые ученые предложили объяснения происхождения двойного гула. Акерет в Цюрихе [2Ц и Морис Руа в Париже ~22~ оба предположили, что гул возникает благодаря накоплению звуковых импульсов, таких как шум двигателя, издаваемых в то время, когда самолет проходил через звуковую скорость. Если самолет двигается по направлению к наблюдателкп то издаваемый самолетом шум достигнет наблюдателя за болев короткий промежуток времени по сравнению с интервалом, в котором он бьщ издан.
Таким образом, всегда происходит некоторое накогшение звуковых импульсов при условии, что источник звука двигается к наблюдателю. Однако если источник звука двигается со скоростью близкой к скорости звука, то накопление бесконечно усиливается. Это становится очевидным, если считать, что весь звук, издаваемый источником, двигающимся точно со скоростью звука прямо по направления> к наблюдателю. достигнет последнего в один короткий момент времени, а именно, когда источник звука приблизился к мостонахождению наблюдателя. Причина состоит в том, что звук и источник звука будут передвигаться с одинаковой скоростью.
Если бы звук двигался в этот период времени со сверхзвуковой скоростью, то последовательность воспринимаемых и издаваемых звуковых импульсов была бы обратной; наблюдатель различит сигналы, издаваемые поздноо, прежде чем он воспримет сигналы, изданные ранее. Пропесс двойного гула, в соответствии с этой теорией, люжпо проиллюстрировать диаграммой на рнс. 58. Предположим, что самолет двигается прямо по направлешпо к наблюдателю, но с переменной скоростью. Кривая ЛВ показывает перемещение самолета в зависимости от времени. Угол наклона касательной к кривой указывает мгновенную скорость самолета. Параллельные прямые, поквзанные на диаграмме, указывают распространение звука; утоп наклояа 0 этих прямых соответствует скорости звука.
Сначала на участке АЯ~ скорость самолета дозвуковая, затем на участке В|5э . сверхзвуковая, п наконец, на участке ЯэВ снова дозвуковая. Если наблюдатель находится на начальном расстоянии В, то точки, показанные на горизонтальной линии Е>~Х)э., соответствуют последовательности воспринимаемых им 141 Сверизеукоеая оородикимики Время Рис. 58. Див| римма расстояния -времени самолета, летящего с переменной скоростью.
Параллельные линии с углом наклона 0 показывают распространение звука. звуковых импульсов. Мы видим. что звук, издаваемьпй самолетом во время второго прохождения звукового барьера (точка Ят), достигает наблюдателя раньше, чем звук, издаваемый во врек1я первого прохоэкдения (точка Я1). В эти два мгновения наблюдатель воспринимает через бесконечно малый интервал времени импульсы, издаваемые во время ограниченного периода времени. Следовательно, он слышит гул, похожий на взрыв.
Между двумя звуками гула ои одновременно воспринимает три импульса, издаваемые в разное время самолетом. На рис. 59 схематично показана интенсивность шума, которую можно ожидать в этом упрощенном случае. Следует отметить, что накопление звуковых импульсов в случае приближающегося источника звука является тем же процессом, который известии как эффект.,~7оплера; однако характеристика последнего эффекта обычно ограничена изменением высоты тона, связанной с процессом накопления.
Интенсивность воспринимаемого шума трудно рассчитать, поскольку оиа зависит от механизма образования звука, который ие очень хорошо известен. К тому же процесс осложняется формой траектории, возможным эхом, а также ударными волнами, которые наблюдаются в различных частях само. чета во время полета и энергия которых преобразуется в звуковые волны посте того, как самолет уменыпит скорость. В иеко- 142 Глава 1Ъ' л В Ю х е е Е Время Рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
