Разномодульная теория упругости - Амбарцумян С.А.
Скачать (прямая ссылка):
увеличением общих размеров самолета. Известно, что вес возрастает
пропорционально третьей степени, а площадь лобового сечения -
пропорционально второй степени линейных размеров. Следовательно,
поперечная нагрузка на фюзеляж при одинаковых прочих условиях возрастает
пропорционально линейным размерам самолета.
Результат, выраженный уравнением (14.4), замечателен в том отношении, что
в области дозвуковых скоростей высота полета не имеет существенного влия-
72
СВЕРХЗВУКОВАЯ АЭРОДИНАМИКА
ния на дальность; скорость и величина самолета также оказывают
второстепенное! влияние. Влияние скорости полета на дальность в
сверхзвуковом случае представлено в уравнении (14.4) количеством
уЛ!-Си
это произведение имеет пологий минимум между числами Маха М = 1,5 и М =
2.
Если перейти к крайне большим высотам, то нагрузка на крыло сильно
убывает и соотношение между крыльями и фюзеляжем становится более
обычным. Таким образом, для самолета больших размеров и для весьма
больших высот летящее крыло вновь приобретает свои преимущества и в
анализ следует включить объем крыла, которым пренебрегалось в
предшествующем рассмотрении.
Применение крыльев обычной конструкции в сверхзвуковом полете может быть
ограничено необходимостью применять тонкие сечения при сверхзвуковых
скоростях. С другой стороны, в случае большой стреловидности эта
необходимость не является настоятельной и возникает большая свобода в
выборе сечений. Треугольная форма также оказывается подходящей для
проектирования летающих крыльев и может сочетать малую относительную
толщину с относительно большим объемом.
Автор не считает возможным заниматься численными оценками на основе
приближенного метода, представленного в этом разделе. В действительности
расчет должен включать вычисления ускорения и скорости подъема при
прохождении через область трансзвуковых скоростей.
В подобном расчете читатель сам может воспользоваться численными
значениями, которые он считает наиболее реальными, и получить более
убедительные ответы.
Автор будет удовлетворен, если его общие соображения вызовут дальнейшее
развитие сверхзвуковой аэродинамики.
ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
73
Автор рад признать содействие и помощь, полученную от своих друзей и
молодых учеников, с которыми он обсуждал вопросы, изложенные в этой
статье. Они оказали большую помощь не только в вычислениях и подготовке
диаграмм, но и в выяснении некоторых основных сторон изложенных проблем.
Автор считает необходимым особо поблагодарить Г. С. Тзяна, В. Хайса, С.
С. Чанга и В. Перл. Далее А. С. Чартере и Г. В. Липман любезно
предоставили некоторые результаты своих исследований, приведенные в
разделах 10 и 12. Соображения, приведенные в последнем разделе, получены
автором в обсуждениях с Г. Л. Драй-деном и Г. Б. Шубауером. Наконец, за
некоторые литературные источники автор обязан Р. С. Робертсу.
ИЗ ВЫСКАЗЫВАНИЙ ПО ДОКЛАДУ КАРМАНА
Френсис Клаузер (Francis Н. Clauser, Department of Aeronautics, Johns
Hopkins University). В разделе 11 о трансзвуковых проблемах докладчик,
следуя Тзяну, определяет верхние и нижние критические числа Маха. Я хотел
бы остановиться на вопросе их интерпретации. Нижнее критическое значение
соответствует появлению местной скорости, равной скорости звука. Верхнее
критическое значение числа Маха соответствует пределу, выше которого
невозможно непрерывное течение. Несомненно, такой верхний предел
существует для реальной жидкости; не приходится сомневаться в
существовании верхнего предела даже для невязкой жидкости, хотя его
существование в этом случае, насколько мне известно, строго никогда не
было установлено.
Чтобы показать возможность существования такого предела, докладчик
указал, что "если число Маха будет возрастать далее (за первое
критическое число Маха), то по крайней мере в одной точке обтекаемой
поверхности возникнет бесконечное ускорение и за пределом достигнутого
числа Маха непрерывное решение будет невозможно".
Действительно, все полученные до сих пор решения, обнаруживавшие эту
особенность, были решениями, в которых геометрические границы менялись с
числом Маха таким образом, что при указанном выше пределе в точке на
поверхности крыла, в которой появлялось бесконечное ускорение, кривизна
обращалась в бесконечность. Ясно, что это не является ответом на задачу о
верхнем предельном числе Маха для крыла с заданным контуром, кривизна
которого конечна. Физически мыслимо, что некоторый класс крыльев может
иметь верхний предел такого типа, при котором возникающие волны сжатия
присоединяются к поверхности (и отражаются таким образом, что кривизна
остается конечной). Одиаке крылья, симметричные относительно оси.
перпендикулярной к хорде, не принадлежат к этому классу. Если крылья
подобного
ИЗ ВЫСКАЗЫВАНИЙ ПО ДОКЛАДУ КАРМАНА
75
типа обладают верхним предельным числом Маха, то появление его вызывается
другими причинами, а ие появлением бесконечного ускорения в некоторой
