Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Часть I (1976) (1245221), страница 4
Текст из файла (страница 4)
Жуковский и С. А. Чаплыгин. Начало ХХ столетия было ознаменовано замечательным открытием Н. Е. Жуковским природы подъемной силы крыла; им была выведена формула для расчета этой силы, носящая его имя. Работа Н. Е. Жуковского о присоединенных вихрях, представляющих собой гидродивамическую модель крыла, намного опередила его время. Разработанная Н Е Ж~ ковский серия профилей крыльев (профи-лей Жуковского~ широко использовалась при проектировании самолетов ' Акад. С.
А. Чаплыгин — автор чногих выдающихся трудов по аэродинамике крыльев В 1910 г. в работе «О давлении плоско- параллельного потока иа преграждающие тела» С. А. Чаплыгин заложил основы теория крыла бесконечного размаха В 1922 г. он опубликовал научный труд «Теория крыла моноплана», в котором дает теорию ряда профилей крыла (профилей Чаплыгина), а также разработал теорию устойчивости крыла моноплана.
С. Л, Чаплыгин является создателем теории крыла конечного размаха Большой вклад в аэродинамику крыла внесли советские ученые акад А И Некрасов (1883 — 1954), разработавший стройную теорию крыла в нестационарном потоке, а также чл.-корр. АН СССР В В. Голубев (1884 — 1954~, исследовавший различные види механизации крыла, методы управления пограничным слоем, обтекание крыльев малого удлинения. Акад. С. А. Христиановнч в труде «Обтекание тел газом при больших дозвуковых скоростях» разработал оригинальный и весьма эффективный метод, позволяющий учитывать влияние сжимаемости на обтекание профилей произвольной формы.
Проблемой учета влияния сжимаемости на обтекание крыльев занимались зарубежные ученые профессора Л. Прандтль (Германия) и Г Глауерт (Англия), создавшие приближенну|о теорию тонкого крыла, обтекаемого дозвуковым потоком под малым углом атаки. Полученные ими результаты можно рассматривать как частные случаи общей теории обтекания, разработанной С. А. Христиановичем. В трудах профессоров Е. А. Красильщиковой и С.
В. Фальковича разработана теория обтекания тонких крыльев различной формы в плане сверхзвуковым потоком. Результаты аэродинамических исследований крыльев применимы к расчету аэродинамических характеристик оперения, а также некоторых рулевых устройств, имеющих форму, подобную крыльям. При этом специфически~ особенности обтекания отдельных видов аэродинамических рулей, наличие других типов органов управления привели к появлению особого раздела современной аэродинамики — аэродинамики органов управления Современные летательные аппараты ракетного типа во многих случаях имеют форму тел вращения или близкую к ним.
Комбинированные ракетные системы тина «корпус — крыло — оперение» имеют корпус (тело вращения) как основной компонент аэродинамической схемы. По этой причине в последние годы интенсивное мам л оиЬ-1алрь.гп — Самолет своими руками?! развитие получила аэродинамик а корпусов ~тел вр ащени я), ставшая одной из важнейших составных частей совреиенной аэродинамической науки. Большой вклад в развитие аэродинамики тел вращения внесли советские ученые профессора Ф. И.
Франкль и Е И. Карпович, опубликовавшие интересный научный труд «Газодинамика тонких тел», Группой научных сотрудйиков Математического института Академии наук СССР (К. И. Бабенко, Г. П. Воскресенский и др.) разрабатан метод пространственного сверхзвукового обтекания заостренных тел в общем случае, когда учитываются химические реакции в омывающем потоке. Зарубежныи аэродинамикам Д. Тейлору (Англия) и 3. Копалу (США) принадлежит решение важной задачи о сверхзвуковом обтекании заостренного конуса. Интенсивное развитие современной математики и вычислительной техники н совершенствование на этой основе методов аэродинамических исследований позволяют все успещнее решать многие трудные задачи аэродинамики, среди которых и задачи, связанные с определением эффекта аэродинамической интерференции и вычислением соответствующих поправок к суммарным аэродинамическим характеристикам летательного аппарата. Решение ~подобных задач составляет предмет специального раздела аэродинамической науки — и н т е р ф е р е н ц и о н н о й а э р о д и н а и и к и, получившей большое развитие в последние годы.
При небольших сверхзвуковых скоростях полета аэродинамический нагрев сравнительно невелик и не может повлечь за собой разрушение конструкции летательного аппарата. Основная задача, которая в данном случае решается, связана с подбором средств охлаждения, поддерживающих нужную температуру стенки. Более сложные проблемы возникают при очень больших скоростях полета, когда движущееся тело обладает опромиым запасом кинетической энергии. Напрниер, если летательный аппарат обладает космической скоростью, то достаточно превращения в тепло лишь 25 —:ЗО~о этой энергии, чтобы полностью испарился весь материал конструкции.
Основная проблема, которая возникает, в частности, при организации безопасного спуска летательного аппарата в плогных слоях атмосферы, заключается в рассеивании этой энергии, с тем чтобы минимальная часть ее была поглощена в виде тепла телом. Оказалось, что тюкни свойствои обладают тела с затупленной передней частью поверхности. Это и обусловило развитие аэродинамическпх исследований затупленных тел. Важный вклад в изучение проблеи а э р о д и н а и и к и з а т у пленных тел внесли советские ученые акад, А.
А. Дородницын, чл-корр. АН СССР Г. Г. Черный, проф. О. И. Белоцерковский и др. Аналогичные исследования проводились Х. Лайтхиллом (Англия), Н. Гарабедяном (СШЛ) н другими зарубежными уаеными,, Затопление передней части поверхности надо в известном смысле рассматривать как средство тепловой защиты летательного апларата.
При этом сам затупленный носак испытывает наиболее ин- 14 мам л оКЬ-1алрь.гп — Самолет своими руками?! тенсквное тепловое воздействие и поэтому в еще большей мере, чем периферийная часть аппарата, нуждается в тепловой защите. Наиболее эффективная защита связана с применением различных покрытий, материал которых при соответствующих температ1рах постепенно разрушается и уносится. При этом поглощается значительная часть энергии, подводимой разогретым воздухом к летательному аппарату. Разработка теории и практических методов расчета уноса массы (абляцин) относится к современному разделу аэродинамической науки — аэродинамики аблир у юш йх поверхностей.
Широкий круг задач аэродинамики связан с определением взаимодействия среды с летательным аппаратом, имеющим в общем случае произвольно заданную форму. Формы поверхностей летательных аппаратов могут также выбираться в специальных целях, обеспечивающих тот или иной аэродинамический эффект. Форма затупленных тел обеспечивает минимальную теплдпередачу ка всему телу. Следовательно, затупленную поверхность можно считать оптимальной с точжи зрения теплообмена. При проектировании летательных аппаратов возникает задача выбора формы с наименьшим силовым воздействием. Одна из таких задач связана, в частности, с определением формы образующей головной части летательного и1парата, обеспечивающей наименьшее лобовое сопротивление при заданной скорости полета.
Подобного рода задачи рассматриваются в разделе аэродинамики, носящем название аэродинамики оптимальных форм. мчкижо$Ф-1алрь.гп — Сжаолет своими рукниит1 ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ АЭРОДИНАМИКИ $4Л. СИЛОВОЕ ВОЗДЕЙСТВИЕ СИДЫ НА ДВИЖУЩЕЕСЯ ТЕЛО ПеверкноетнВВ силВ Рассмотрим силовое воздействие сплошной газообразной среды, обладающей свойством вязкости, на движущееся тело. Такое силовое воздействие сводится к непрерывно распределенным по поверхности тела силам Р от нормального напряжения, а также силам от Нопраблеаце ийаггаа- цага латам Рис.
1.11. Силы, действующие на элемент поверхности движущегося тела касательного напряжения Р, (рис. 1.1.1). На рассматриваемый элемент поверхности Н5 действует результирующая сила, называемая поверхностной силой. Вектор этой силы Р определяется по правилу сложения двух векторов. Р=Р +Р,. При этом сила Р вкл1очает наряду с силой от давления, не зависящей от вязкости, также добавочную составляющую, обусловленную трением (гипотеза Максвелла). В идеальной жидкости, в которой предполагается. что сплы вязкости отсутствуют, силовое воздействие на площадку сводится только к силач от нормального напряжения (лавлення).
Это и понятно, так как в случае отклонения вектора силы от нормали к мчти лчйФ-1алрь.гп — Самолет своими рукаиит1 площадке появилась бы проекция силы на эту площадку, т. е. существовало бы касательное напряжение, которое, однако, отсутствует в идеальной жидкости. В соответствии с принципом обращенного движения эффект силового воздействия будет таким же, если рассмотреть движение, при котором тело неподвижно, а на него набегает равномерный поток со скоростью на бесконечном удалении ат тела, равной скорости его движения. Эту скорость будем называть в дальнейшем скоростью на бесконечности нли скоростью наб е г а ю щего (невозмуще нного) потока и обозначать в отличие от 1' (вектор скорости полета тела) вектором — Г .
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
