Т. Карман - Сверхзвуковая аэродинамика. Принципы и приложения (1161643), страница 11
Текст из файла (страница 11)
Если пограничный слой является турбулентным илн искусственно делается турбулентным, прежде чем достигается максимум скорости, то на фотографиях обнаруживается сильный скачок уплотнения. Этот скачок приблизительно перпендикулярен стенке, и измерение распределения давления на стенке показывает быстрый рост давления, вызванный присутствием ударной волны. Иногда ударная волна имеет небольшой наклон в направлении потока, вероятно, потому, что основной поток отклоняется при отрыве или быстром возрастании толшины пограничного слоя. В подобных случаях, как и прн ламинарном пограничном слое, также наблюдаются отраженные волны расширения, хотя зто отражение недостаточно, чтобы устранить возрастание давления у стенки.
Давно известно, что в дозвуковом потоке критическое измеяение сопротявления и ухудшение характеристик крыла зависят от взаимного расположения точки перехода ламинарного потока в турбулентный и точки отрыва. Интересно отметить, что то же самое взаимодействие между точкой перехода и точкой отрыва определяет также образование ударных волн, а следовательно, характеристики сопротивления и йодъем- Б т. кардан сэвгхзвуковля АэгодннАникА ной силы крыловых профилей и тонких тел при транс- звуковых скоростях. Однако в понимании этого явления сделаны только первые шаги и, следовательно, пока нельзя сделать каких-либо практических заключений.
13. ТЕОРИЯ ТРАИСЗВУКОВОГО ПОТОКА В последние годы были сделаны большие усилия для определения потока около тел различных форм в интервале трансзвуковых скоростей и, в частности, для построения смешанных решений уравнений движения, т. е. решений, состоящих из дозвуковых и сверхзвуковых областей. Наблюдения показывают, что местная сверхзвуковая область быстро расширяется, когда число Маха приближается к единице. Так, в случае крыла с 12% относительной толщиной экспериментально было найдено, что величина сверхзвуковой зоны в направлении, перпендикулярном к хорде, возрастает от нуля до 28% длины хорды, если число Маха потока возрастает от 0,795 до 0,844 и достигает 46% длины хорды при М = 0,878.
Соответствующие значения максимальных местных чисел Маха на поверхности крыла будут 1; 1,147 и 1 189. Теоретические вычисления были успешны только в некоторых простых случаях, при этом потребовалась большая аналитическая и вычислительная работа. Линейная теория возмущений не пригодна в трансзвуковой области. Чтобы получить упрощение уравнений движения, нужно их рассмотреть с новой точки зрения. Как уже указывалось, линейная теория основана на предположении, что все скорости, создаваемые присутствием движущегося тела, малы как в сравнении со скоростью полета, так и в сравнении со скоростью звука.
Однако, если тщательно проследить вывод линеаризированного уравнения, то можно заметить, что прн этом делается также предположение, что скорость возмущения должна быть мала относительно разности между скоростями полета и звука. В трансзвуковом случае это предположение неприменимо и должно теОРия тРансзиткового потока еу быть заменено новым предположением, что все скорости, включая скорость основного потока, будут незначительно отличаться от скорости звука. Непригодность линейной теории можно иллюстрировать явно неверным результатом, который имеет место при М = !, на фиг.
26. Из чертежа видно, что все линии тока имеют одну и ту же кривизну. Следовательно, согласно элементарным законам динамики, в этом случае разность между давлением на профиль и давлением в бесконечности должна быть бесконечно большой. Новое допущение приводит к упрощению уравнений движения и позволяет рассчитывать на по- и лучение хороших результатов при сравнительно небольших математических вычислениях. Кроме того, оно дает простое правило подобия для трансзвукового по- тока, обтекающего тела нли звуковой скорости йо крылья, в известном смысле по- аияейной теории.
добных по толщине, кривизне и распределению угла атаки. Например, в случае плоского потока, обтекающего симметричный профиль, получается правило, согласно которому для получения подобных условий в потоках, обтекающих профили с подобным распределением толщин, следует величину 1 — М, т. е. разность между единицей и действительным числом Маха полета, менять пропорционально отношению толщины к хорде в степени две трети '.
Согласно этому правилу, экспериментальные кривые сопротивления, построенные для профилей с различными относительными толщинами, приводятся к одной единственной кривой, определяемой уравнением ~ Этот реаультат н уярощеняые уравнения движения в рус ской литературе ояуалнковаиы С. В. Фальковнчеы.
(Г)рим. нерее.) 5' свегхзвуковая лэгодинаиика Повидимому, это правило подтверждается некоторыми экспериментами, проведенными в трансзвуковой области. Коэффициент подъемной силы весьма тонкого профиля (плоская пластинка) следует закону, который может быть представлен формулой где ~ означает угол атаки. Если правило подобия применить к скорости звука, то сопротивление симметричного профиля будет пропорционально относительной толщине в степени пять третей, а коэффициент подъемной силы тонкого профиля при скорости звука пропорционален углу атаки в степени две трети.
Проблема трансзвукового потока вызывает много интересных вопросов, которые до сих пор не разрешены ии экспериментально, ии теоретически. Например, остается под вопросом возможность существования решения уравнения, соответствующего установившемуся течению около тела, когда скорость набегающего потока предполагается точно равной скорости звука '. Очевидно, что такое решение не может существовать, если поток заключен между параллельными поверхностямн. Другой проблемой, имеющей, может быть, более важное практическое зчачение, является ускорейиое или замедленное движение в трансзвуковой области и при скорости звука. В теории несжимаемой жидкости присоединенная масса тела является в известной степени мерой массы воздуха, получившего ускорение вследствие движения тела.
Естественно предположить, что этот эффект быстро возрастает, когда скорость приближается к скорости звука. Проблема ускоренного движения имеет разнообразные практические приложения. Она связана, например, с теорией колебания кры- ' Решеяве атоа задавя в вастояваее время дано в русской литературе Ф. И. Фравклсм. игрим, иерее.) дзльность полета сВеРхзВукОВых самолетов 69 ла и теорией флятера. Она связана также с оценкой экспериментов метательного характера, предпринимаемых для определения аэродинамических характеристик тела в трансзвуковой области и заменяющих измерения в аэродинамических трубах, которые становятся сомнительными при траисзвуковых скоростях.
Однако с точки зрения практики наиболее важными вопросами являются: определение сечений крыла, фор. мы в плане и формы профилей, способствующих задержке критических явлений, именно возрастание сопротивления н падения подъемной силы при числах Маха, приближающихся к единице. Известно, что одним из важных приемов для достижения этого является использование большой стреловидности; основная идея этого приема заключается в уменьшении эффективного числа Маха потока, которое предполагается равным числу Маха составляющей скорости полета, нормальной к передней кромке крыла. Тщательное исследование трансзвуковых явлений для стреловидных крыльев также важно при сверхзвуковых полетах, так как стреловидность создает трансзвуковые условия полета на некоторых частях крыла, даже если число Маха много больше, чем единица. 14 ПРОСТОЯ МЕТОД ОЦЕНКИ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ Согласно формуле Бреге дальность полета зависит от трех величин: (а) от расхода горючего на единицу полезной работы, включая термодииамическую, механическую н движительную отдачи; (Ь) от отношения подъемной силы к сопротивлению; (с) от отношения начального полетного веса к весу самолета без горючего.
Первая величина зависит от дальнейшего развития двигателей и не рассматривается в этой статье. Третья величина, существенным образом связанная с проектированием конструкции самолета, также выпадает из рамок этого рассмотрения. Изучение второго параметра, а именно отношения подъемной силы к полному сопро- СВЕРХЗВУКОВАЯ АЭРОЛИНАМИКА тнвлению всего самолета, представляет собой в основном задачу аэродинамики. В случае сверхзвуковых самолетов дальность полета в большой степени зависит от решения «проблемы объема», т. е.
способности конструктора обеспечить соответствующий объем для горючего. Разумеется, то же самое имеет место при проектировании транспортных самолетов дальнего действия с дозвуковымн скоростями. При сверхзвуковом полете значение проблемы объема для аэродинамической отдачи плана весьма сильно возрастает нз-за большой нзгрузки на крыло. Другими слоРа Р вами, сверхзвуковой самолет принимает форму большого тела с небольшими крыльями н Ра*вг/З ОТНОШЕНИЕ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ К Ф и г. 27.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
