Разномодульная теория упругости - Амбарцумян С.А.
Скачать (прямая ссылка):
точке поверхности.
Эти замечания относятся только к иевязкой жидкости, для которой мы должны
решить задачу как существования, так и единственности обтекания, прежде
чем сможем разобраться в проблеме реальной жидкости.
Джон Стэк (John Stack, Superconic Research Langley Memorial Aeronautical
Laboratory, NACA). Изложение теоретических основ сверхзвуковой
аэродинамики, данное Карманом, может служить надежным руководством в
работе инженера. По значению этот доклад можно сравнить с работой
Прандтля "Приложение современной гидродинамики к авиации", написанной
двадцать пять лет назад. Подобно тому, как эта известная статья Прандтля
в свое время наметила для инженеров направление в развитии дозвуковой
авиации, настоящий доклад Т. Кармана намечает направление в развитии
сверхзвуковой авиации. Работа Прандтля появилась в 1921 г., однако прошло
несколько лет, прежде чем содержащиеся в ней идеи нашли свое отражение
при конструировании самолетов. Не следует допускать, чтобы история
повторилась.
Теоретические основы сверхзвуковых течений, подробно изложенные Карманом,
ие должны заслонять основные проблемы в этой области. Следует надеяться,
что подобно тому, как известная статья Прандтля вызвала теоретические
исследования Мунка, Глауэрта и многих других, так идеи, приведенные в
этом докладе, вызовут подобное же развитие сверхзвуковой теории.
Докладчик отметил, что инженер в настоящее время должен иметь такое же
представление об обстоятельствах, связанных со сверхзвуковым полетом,
каким он обладает в области дозвуковых скоростей.
Одиако это представление может складываться в течение долгого времени,
так как сверхзвуковой поток ведет себя совершенно отлично от дозвуковых
течений. Например, утолщение пограничного слоя вдоль задней части
плоского сверхзвукового крыла уменьшает волновое сопротивление и может в
некоторых случаях привести к тому, что сумма волнового сопротивления н
поверхностного треиия будет меньше, чем теоретически вычисленное
сопротивление; это совершенно противоположно тому, что встречается в
дозвуковой области. Проблема полного взаимодействия также различно
проявляется вследствие различных знаков в выра-
76
СВЕРХЗВУКОВАЯ АЭРОДИНАМИКА
жениях скорости изменения площади поперечного сечения трубки тока,
соответствующих сверхзвуковой и дозвуковой области.
Таким образом, уже в ближайшем будущем инженер будет вынужден отказаться
от дозвуковых представлений и руководствоваться теоретическими основами
акустики при изучении профилей и форм, которые вызывают лишь малые
возмущения. В связи с этим полезно заметить, что формы лучших дозвуковых
самолетов имеют малые или вообще пренебрежимые индуктивные скорости, при
которых применима линейная теория. Может случиться, что при постройке
хороших авиационных машин инженер будет иметь весьма малую пользу от
"точной" теории, допускающей большие возмущения.
Среди многих нерешенных задач проблема турбулентного пограничного слоя
представляется одной из наиболее трудных. Карман отметил, что проблемы
турбулентного пограничного слоя и турбулентного отрыва не решены даже для
несжимаемого потока. Что касается ударной волны, или, в первом
приближении, весьма большого обратного градиента давления (теоретически
бесконечно, го), то большое значение в решении трансзвуковых и
сверхзвуковых течений будет иметь исследования пограничного слоя в
дозвуковой области. Для получения решения достаточно быстро в силу
сложности проблемы трубулентного пограничного слоя, может быть, даже
желательно избежать усложнений, вызываемых ударной волной в большинстве
основных исследований.
Трансзвуковая проблема представляет собой комбинацию нерешенных задач
ударных волн и пограничного слоя. Ответом инженера на это является
стреловидное и треугольное крыло. Действительно, стреловидность
увеличивает критическое число Маха; при достаточно большой стреловидности
и малой относительной толщине крыла критическое число Маха может возрасти
до сверхзвуковых значений, при которых снова произойдет возмущение
потока. Однако известное для обыкновенных крыльев явление интенсивного
прямого скачка н связанное с ним возмущение пограничного слоя в случае
стреловидного крыла заменяется весьма ослабленными возмущениями.
Существенным с точки зрения инженера является то обстоятельство, что при
большой стреловидности область критических чисел Маха, вообще говоря,
лежит вие части трубы, наиболее подверженной явлениям "запирания"; таким
образом, для исследований могут быть применимы лабораторные методы, а
более дорогие и длительные полетные методы
ИЗ ВЫСКАЗЫВАНИЙ ПО ДОКЛАДУ КАРМАНА
77
использованы только для проверки. Для аэродинамических исследования в
трубках весьма важно развитие новой техники, уменьшающей ограничения,
связанные с явлениями "запирания".
Проблема взаимодействия ударных воли и пограничного слоя, которая
интенсивно изучалась, в частности, в течение нескольких последних лет,
как заметил Карман, попрежнему далека от реше-иия. Было показано, что
