Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Часть I (1976) (1245221), страница 2
Текст из файла (страница 2)
Изменение внутренней энергии. связанное с параметрами состояния и производимой работой, которую может совершать сжимаемый газ при расширении, определяется первым законом термодинамики. Таким образом, в аэродинамике сжимаемого газа должны были быть использованы термодинамические соотношения. Если газовая среда движется с малой скоростью, то теплосодержание будет велико по сравнению с кинетической энергией. В этом случае практически можно не учитывать изменения теплосодержания при изменении скорости течения, т е.
при изменении ,кинетической энергии жидкости Поэтому в аэродинамике течений с малыми скоростями (гидродинамике) нет необходимости пользоваться термодннамическими понятиями н соотношениями. Прн очень больших скоростях полета, называемых иногда г н и е р з в у к о в ы м н с к о р о с т я м н, которымн характеризуется движение ракет, а также космических кораблей прн входе в плотные слои атмосферы, омывающий газ яретерпевает не только изменение плотности, но испытывает значительное повышение температуры, что вызывает в нем различные физико-химические превращения.
Значительная часть кинетической энергии, связанной са скоростью полета, преобразуется в тепло н хнмичеакую энергию Все эти особенности движения газовой среды обусловили появление аэродинамики больших скоростей, или газод н н а м н к н, — специального раздела аэродинамики, в катарам изучаются законы движения воздуха (газа) при больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, а также законы взаимодействия между газовой средой и телом, движущимся в ней с такими скоростям н. Одним из основоположников газодинамики является акад С.
А. Чаплыгин (1869 — 1942), опубликовавший в 1902 г. выдающийся научный труд «О газовых струях». В этом труде выведены уравнения, составляющие теоретнчеокую основу современной газодинамики н вощедшие в мировую и отечественную науку как уравнения Чаплыгина. Вместе с развитием теоретической аэродинамики создавалась э к с п е р и м ент а л ьн а я а эр один а мика, предметом которой является опытное исследование взаимодействия между телом н омывающим его газовым потоком при помощи различных техннческнх средств — аэродинамических труб и других установок, имитирующих обтекание летательных аппаратов.
Под руководствам Н, Е Жуковского (1847 — 1921) были настроены первые в России аэродинамические лаборатории (в Чоскавском государственном университете, Московском высшем техническом училище и в Кучине, под .Чосквой). При непосредственной помощи В.
И. Ленина н по инициативе Н. Е. Жуковского в 1918 г 6 мчлчлоЫз-1алрЬ.гп — Саыолет своиыи рукаыи? ~ был организован центральный аэрогнлродннам ическнй институт (ЦАГИ), ставший ныне одним из крупнейших мировых центров аэродинамической науки, носящий имя Н. Е. Жуковского. По мере развития авиационной, артиллерийской и ракетной технихц, совершенствования теоретических основ аэродинамики менялся характер аэродинамических установок от первых, сравнительно небольших по размерам и малоскоростных аэродннами. чеакнх труб, до гигантских по величине высокоскоростных труб ЦАГИ (1940) и современных гиперзвуковых установок, а также специальных устройств, в которых искусственно создается сверхзвуковой поток разогретого газа ~так называемые трубы с подогревом воздуха, ударные трубы, плазменные установки и др.). Характер взаимодействия между газовой средой и движущимся в ней телом может 4ыть различным.
При небольших скоростях движения взаимодействие носит в основном силовой характер. Пп иере роста скоростей силовое взаимодействие сопровождается нагревом поверхности вследствие теплопередачи от газа к телу: таким образом, возникает тепловое вза им о дей ствие. При очень больших скоростях аэродинамический нагрев оказывается настолько сильным, что может привести к разрушению материала стенки летательного аппарата путем его оплавления нли сублимации и, как результат, к уносу разрушенной части материала и изменению характера нагрева стенки, Аэродинамический нагрев может также привести к химическому взаимодействию между твердой стенкой и омывающей газообразной средой, в результате чего возникает тот же эффект уноса части вещества. Высокие скорости полета могут оказаться причиной уноса массы и вследствие м е х а н и ч е с к о г о в з а и м о д е й с т и и я между газовой средой и движущимся телом, заключающегося в эрозии материала стенки и повреждении его структуры Исследование всех видов взаимодействия между газовой средой и летательным аппаратом позволяет осуществить аэродннамиче.
ские расчеты, связанные с вычислением количественных критериев указанного взаимодействия, а именно с определением аэродинамических сил и моментов, теплопередачн и уноса массы (абляции). Прн этом в современной постановке указанная задача сводится не только к определению суммарных аэродинамических величин ~суммарной подъемной силы или лобового сопротивления, суммарного теплового потока от разогретого газа к поверхности и др.), но и к вычислению распределения аэродинамических параметров— силовых и тепловых — по поверхности обтекаемого летательного аппарата (давление и напряжение трения, местные тепловые потоки, локальный укос массы).
Решение такой задачи требует более глубокого исследования движения газа, чем это необходимо для определения суммарного аэродинамического воздействия. Это исследование состоит в опре делении параметров газа, характеризующих движение, в каждой точке занимаемого им пространства и в каждый момент времени. мммгл оЫ)-$алрь.гп — Самолет своими рукнмит1 Современные методы исследования движения газообразна1 среды опираются на ряд принципов и гипотез„установленных аэродинамике.
Одной из таких гипотез является ги пот еза с И Е Р а З Р Ы в И О Ст И, иЛИ СПЛ ОШ Н О Ст Н, ДвИжУЩЕЙСЯ ГаэаВО1' среды, в соответствии с которой можно пренебречь межмолекулярными промежутками и молекулярными движениями н рассматривать непрерывные изменения основных параметров газа в пространстве и ва времени. Эта гипотеза вытекает из условия, заключающегося в там, что длина свободного пробега молекул и амплитуда их колебательного движения достаточно малы по сравнению с линейными размерами, характеризующими обтекание, например размахом крыла, диаметрам или длиной корпуса и др.
Введенная гипотеза сплошностн не должна противоречить понятию о сжимаемостц газовой среды, хотя, казалась бы, при отсутствии молекулярных промежупков среда должна быть несжимаемой. Реальность сжимаемой сплошной среды вытекает пз того положения, чта во многих исследованиях можно нс учитывать существования молекулярных промежутков, но в то же время допускать возможность различной степени концентрации (плотности) в результате изменения величины этих промежутков. В аэродинамических исследованиях определение взаимодействия между газовой средой и движущимся в ней телом основывается на пр пи ццпе о бр а щен и ого дв и ж е н и я, в соответствци с которым взаимодействующая систсма неподвижн ая газо в а я среда (воздух) — движущийся объект заменяется системой движущаяся газовая среда — неп ода и ж ный объект.
В случае замены одной системы другой должно быть соблюдено условие, цри котором скорость набегающего на неподвижное тело газового потока была бы равна скорости движения этога тела в неподвижной среде. Укаэанный принцип обращеннага движения вытекает из общего принципа отпосительности классической механики, согласно которому силы не зависят от того, какое иэ двух взаимодействующих тел (в данном случае газ илц летательный аппарат) покоится н какое находится п прямолинейном равномерном движении.
Система дифференциальных уравнений, лежащая в основе решения задач обтекания, в современной аэродинамике обычна рас~сматривается отдельно для двух основных видов движения: свобод-. нога (невязкого) патака и течения в тонком пристеночном слое . газа — пограничном слое, где движение рассматривается с учетам трения.
Это Разделение патока опирается на г и и о т е з у о а о тсутствии обратного влияния пограничнога слоя на свободный поток. Согласно этой гипотезе параметры невязкаго обтекания, т. е. на внешней границе заграничного слоя, будут такими же, как и на степке при отсутствии этога слоя Нахождение аэродинамическим параметров летательных а ппа- ' ратав прц их неустановившемся движении, характеризующемся из-, менением кинематических параметров по времени, представляет, собой обычно весьма сложную задачу.
Для практических целей ~ 8 мммглоЫ>-1алрь.гп — Самолет своими рук .! используют упрощенные методы решения этой задачи. Такое упрощение возможно для тех случаев, когда указанное изменение происходит достаточно медленно. Это характерно для многих летательных аппаратов. При определении их аэродинамических характеристик можно всходить из г и п о т е з ы с т а ц и о н а р н остин, в соответствии с которой этн характеристики в неустановившемся движении принимаются такими„как в установившемся, и определяются кинематическнмн параметрами этого движения в данный момент времени.
Прп .проведении аэродинамических экспериментов и расчетов необходимо принимать во внимание различные обстоятельства, связанные с ф и з и ч е с к и м п о д о б и е м исследуемых явлений обтекания. Аэродинамический расчет натурных летательных аппаратов (ракет, самолетов) основан на предварительных обширных исследованиях (теоретичеоких и экспериментальных) обтекания моделей. Б теории аэродинамического подобия находятся условия, которые должны соблюдаться в таких исследованиях на моделях, н устанавливаются характерные и удобные параметры, определяющие основные режимы исследуемых процессов, называемые и а ра и ет ра и и или к р нте р н я и и и од о б и я Современные проблемы подобия, а также теория размерностей, широко используемая в аэродинамике, изложены в фундаментальном труде акад. Л.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
