книги из ГПНТБ / Павловский К.М. Практическая аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов учебное пособие

- 30

- 21

50 км, а на высоте 1,5 кы - только 14 км.

Слышимость "хлопка" зависит от формы траектории полета. При восходящей траектории она ослабляется, а при нисходящей - значительно усиливается. Это объясняется тем, что в первом слу­ чае линии распространения давления достигают земли под мень­ шим углом, а во втором - под большим.

§ 5. СВЕРХЗВУКОВОЙ РЕЖИМ ОБТЕКАНИЯ

Если в каждом сечении воздушного потока, омывающего твердое тело, местная скорость больше местной окорости звука, то такой режим обтекания называют сверхзвуковым^' Для чисто сверхзвукового обтекания всей поверхности летательного аппара­ та требуется достаточно большая сверхзвуковая окорость и зао­ стренные передние кромки,обеспечивающие получение присоединён­ ных косых скачков уплотнения.

Основными особенностями сверхзвукового обтекания являются: резкая ограниченность зоны возмущений, специфичность усло­ вий ускорения и торможения потока, а также своеобразие карти­ ны распределения давлений.

Область, в которой распространяются возмущения от тела, движущегося со сверхзвуковой скоростью, представляет собой конус слабых возмущений (рис. 1 .4 ).

При ускорении сверхзвукового потока происходит весьма интенсивное, непропорциональное ускорению, увеличение удельно­ го объема (уменьшение массовой плотности). П0эюму ускорение сверхзвукового потока возможно только в расширяющемся кана­ ле. Если сверхзвуковой поток расширяется, то его скорость возрастает, а если он сужается,то происходит торможение.

Плавное торможение сверхзвукового потока практически невоэможно.Оно происходит только скачкообразно. При набе­ гании сверхзвукового потока даже на очень заостренное (клинообразное) тело возникает лобовой скачок.

Исходя из этих особенностей, можно отметить, несколько

- 2 2 -

характерных случаев обтекания, при которых возникают скачки уплотнения.

Во-первых, как уже отмечалось, скачки образуются при набегании сверхзвукового потока на твердое тело (рис. 1 .8 ). Форма скачков при этом зависит от числа М, формы тела и его относительной толщины.

Во-вторых, - при соударении двух сверхзвуковых потоков.

давления.Примером может быть работа сопла Лаваля на нерасчет­ ном режиме (рис. I .M ) , Если давление p g - y p , то образует­ ся система скачков, форма и место которых зависит от отноше­ ния Р?

При некотором перепа­ де Давлений скачок входит внутрь сопла и может находиться даже в критическом сечении.Так называе­ мые "местные скачки" на поверхности крыла

Рис. IЛ а ­ при некоторой дозвуковой скорости полета тоже образуются по этой причине, но это будет рассмотрено ниже.

- а и ­

стовых присоединенных косых окачка. При некотором угле<^> О на кромках остается по одному скачку, поскольку они возникают лишь тогда, когда поток каким-либо образом тормозится.

Коэффициент давления определяется по формуле:

(1 Л 0)

Разрежение и подпор имеют примерно одинаковое значение. Знак коэффициента на данной конкретной грани профиля зависит от угла атаки, а абсолютное значение - и от числа М.

при увеличении угла атаки рано наступает ерывное обтекание. Это важнейшие недостатки ромбовидного профиля и,заостренной кромки вообще,

§ 6. ТРАНСЗВУКОВОЙ РЕЖИМ ОБТЕКАНИЯ

При дозвуковых скоростях профиль крыла деформирует набе­ гающий поток. Вследствие этого при обтекании профиля воздух сначала движется по сужающемуся каналу. Каждая струйка возду­ ха по мере увеличения толщины профиля сужается до некоторого минимального поперечного сечения, размещающегося несколько

ускоряется и при некоторой скорости полета скорость потока в сечении М - У может достигнуть значения местной скорости зву­

обтекания. С увеличением скорости полета скачки сдвигаются на­

- 26 -

рость потока становится дозвуковой и возможно повторение описанного процесса. После того, когда головной скачок стано­ вится присоединённым, местных скачков на профиле не образу­ ется, а лобовые скачки уменьшают свой угол наклона. Интен­ сивность изменения параметров в них падает.

Рис. I .I 8

Разность давлений за местным скачком и перед ним влечет встречное движение потока и вызывает отрыв пограничного слоя, называемый в о л н о в ы м с р ы в о м (р и с .1 .17).

Увеличение интенсивности местных скачков с ростом числа Ы, а также наличие волнового срыва, влечет бурный рост раз­ режений на заднем скате профиля, что резко увеличивает ло­ бовое сопротивление в трансзвуковой зоне скоростей. Допол­ нительное разрежение на заднем скате профиля при наличии местных скачков объясняется наличием местных сверхзвуковых зон, повышением температуры на скачке и потерями энергии на волновой срыв.

Явление перестройки дозвукового обтекания при V^Vffp * связанное с возникновением местных зон сверхзвукового об­ текания, скачков уплотнения и волнового срыва пограничного слоя, получило наименование в о л н о в о г о к р и з и ­ с а . *

Картина распределения давлений при волновом кризисе то­ же имеет свои особенности (рис. I . 19). Вследствие проявления сжимаемости носок профиля испытывает дополнительное давление, а верхний и нижний обводы - дополнительное разрежение.

- 27

Прирост лобового сопротивления за счет дополнительного давления на носок профиля и дополнительного разрежения на зад­ нем скате называют в о л н о в ы м с о п р о т и в л е ­ н и е м , так как он связан с возникновением стационарных удар­ ных волн - скачков.

Влияние волнового кризиса на летные характеристики рас­ сматривается в последующих главах.

§ 7. ГИПЕРЗВУКОВОЙ И СВОБОДНОМОЛЕКУЛЯРНЫЙ РЕЖИМЫ ОБТЕКАНИЯ

Гиперзвуковому обтеканию присущи следующие особенности: сужение зоны течения за скачком, возрастание роли нагрева и снижения роли разрежений в создании аэродинамических сил.

Зона течения за скачком получается сильно суженной вследствие того, что угол наклона головного скачка с ростом числа Муменьшается, а толщина пограничного.слоя вдоль повер­ хности интенсивно увеличивается (оис. 1 .20), При этом сильно

- 28 -

разогретый пограничный слой сложно взаимодействует со.окачком,

Голодная ударная Волна

Хвостовая волна

РИС. 1.20

близкорасположенным от него. В результате этого скачок полу­ чается искривленным (рис. I .2 I ) .

Гиперзвуковые скорости реально достигаются в условиях сильно разреженной атмосферы, где свободный пробег молекул велик.&ми A = (0,0I ~ I ) i i , то поток имеет скользящий харак­ тер.

Нагрев пограничного слоя происходит по двум причинам: обычный кинетический нагрев, подсчитываемый по формулам аэро­ динамики (1.7), и лучистый нагрев, вызываемый излучением на­ гретого за скачком воздуха. Этот вид нагрева с увеличением скорости быстро растет, а о уменьшением высоты он растет да­ же быстрее кинетического нагрева. При скорости порядка 9000 км/час (М > 8) температура торможения достигает 3000° К и вы­ зывает диссоциацию молекул воздуха. Диссоциация значительно снижает температуру за скачком. Так, при М =20 без диссо­ циации она была бы у идеального газа 17500°К, а у реального, благодаря диссоциации, только 6500°К.

- 29 -

При М>12 энергия частиц так велика, что их соударения сопровождаются не только диссоциацией, но и ионизацией,

ских свойств. Так,например, он хорошо проводит электричество, под воздействием электромагнитных полей изменяет свои свой­ ства, является химически агрессивным и др.

Аэродинамические силы образуются в основном за счет подпора на нижней поверхности, так как на верхней поверхности при числах М>5 поддерживается практически вакуум, а поэтому на ней коэффициент р-»-0. На нижней же поверхности он пример­ но равен:

Следовательно, в образовании аэродинамических сил,в первую очередь подъемной силы,при больших числах М большое значение имеет форма корпуса летательного аппарата. Формула (1 .П ) справедлива и для не очень больших чисел М, но при больших углах наклона поверхности $ .

С в о б о д н о м о л е к у л я р н о е обтекание имеет место при Я >Н , то есть при очень больших разрежениях воз­ духа. Пограничного слоя и скачков уплотнения при этом не воз­ никает. Свободномолекулярное обтекание наблюдается .главным образом на больших высотах (более 120 км). Однако оно может быть и на малых высотах тогда, когда верхняя поверхность об­ текается с большим положительным углом атаки, вызывающим над ней большие разрежения.

Единственными силами воздействия воздуха на обтекаемое тело является силы ударов отдельных частиц о поверхность,

Температура торможения частиц может быть очень большой и вызывать местные оплавления обшивки. Однако все тело силь­ но от этого не нагревается, так как выделившееся тепло при торможении чзстицы успевает полио^ттю рассеяться до гстречя