Разномодульная теория упругости - Амбарцумян С.А.
Скачать (прямая ссылка):
области и при скорости звука. В теории несжимаемой жидкости
присоединенная масса тела шляется 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-
С = --М*
1 Решение этой задачи в настоящее время дано в русской литературе Ф. И.
Франклем. (Прим. перев.)
ДАЛЬНОСТЬ 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
трансзвуковых скоростях.
Однако с точки зрения практики наиболее важными вопросами являются:
определение сечений крыла, формы 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 термодинамическую,
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-
70
СВЕРХЗВУКОВАЯ АЭРОДИНАМИКА
тивлению 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 тран' спортных самолетов дальнего действия с
дозвуковыми скоростями.
При сверхзвуковом полете значение проблемы объема для аэродинамической
отдачи плана весьма сильно возрастает из-за большой нагрузки на крыло.
Другими словами, сверхзвуковой самолет принимает форму большого тела с
небольшими крыльями и отношение подъемной силы к сопротивлению становится
менее благоприятным.
Следующее, хотя и грубое, простое вычисление может иллюстрировать это
обстоятельство. Обозначим площадь крыльев (фиг. 27) через А, а лобовое
сечение фюзеляжа через S. Пусть Сои Cl будут соответственно коэффициенты
сопротивления и подъемной силы крыла, отнесенные к его площади; обозначим
далее через Со/ коэфициент лобового сопротивления фюзеляжа, отнесенный к
площади лобового сечения. Тогда результирующее отношение сопротивления к
подъемной силе всеого самолета будет равно
1
Фиг. 27. Комбинация крыльев н тела.
С С С *%
- 04.1)
^ CL '
Теперь можно дать выражение подъемной силы, уравновешивающей вес тела
(весом крыльев пренебрегаем). Положим, что вес тела равен произведению
SLw, где L - некоторая приведенная длина фюзеляжа,
ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
71
a w - средний удельный вес фюзеляжа с полной нагрузкой и горючим. Тогда
будем иметь уравнение
SLw-^ACl (14.2)
Принимая во внимание определение числа Маха и формулу для скорости звука,
получим
SLw = ^paACL (14.3)
Подставляя (14.3) в (14.1)* найдем
j_ Х/Ч* Pjs. с (14 4)
CL CL + 2 l.wCW 1 '
В этих уравнениях pa есть внешнее давление, соответствующее высоте
полета. Очевидно, что Lw равно весу фюзеляжа на единицу площади лобового
сечения. Эту величину можно назвать нагрузкой на поперечное сечение
фюзеляжа. Из уравнения (14.4) видно, что величина результирующего
отношения сопротивления к подъемной силе существенно зависит от отношения
внешнего давления к нагрузке на поперечное сечение фюзеляжа. Другими
словами, дальность сверхзвукового самолета можно значительно увеличить
уменьшением внешнего давления и увеличением поперечной нагрузки на
фюзеляж.
Уменьшение внешнего давления означает большую высоту. Увеличение
поперечной нагрузки на фюзеляж может быть достигнуто более уплотненной
нагрузкой, употреблением горючего с высоким удельным весом и, наконец,
