Разномодульная теория упругости - Амбарцумян С.А.
Скачать (прямая ссылка):
число Рейнольдса имеет большое влияние на характер скачка и связанное с
ним возмущение пограничного слоя. Однако число Рейнольдса ие является
единственным критерием. Линдзи (Lindsey) показал, чю при одном и том же
числе Рейнольдса лямбдаобразные и прямые скачки зависят от кривизны
поверхности.
Эта задача является весьма важной. Для исследования ее имеет большое
значение развитие теории смешанных течений даже без учета вязкости; такая
теория позволит провести более определенные исследования в явлениях
пограничного слоя. Допущения, введенные Карманом, и правило подобия
являются важными результатами в этом направлении.
Докладчик подчеркнул необходимость экспериментального изучения
гидродинамических элементов на контрольной поверхности. Отсутствие
соответствующих сведений заставляет обращаться к теории, которая приводит
к некоторым отклонениям, зависящим от числа Маха; критические явления
могут происходить вследствие приближения числа Маха к единице на иижией
стороне несущей поверхностя. При всех экспериментах особое внимание
следует уделять этим явлениям.
Роберт Т. Джонс (Robert Т. Jones, Ames Aeronautical Laboratory, NACA).
Повидимому, в отношении использования эффекта стреловидности можно
сделать более полные практические заключения. Стремление к исчезновению
волнового сопротивления в случае длинного стреловидного крыла
иллюстрируется результа. тами вычислений. Это обстоятельство вместе с
другими принципами подчеркнуто в последней части доклада для
использования при конструировании.
Другой эффект стреловидности, который недостаточно оценен, представляет
собой влияние вязкости потока. Согласно уравнениям Навье-Стокса наклонный
вязкий поток, рассмотренный в сечении, перпендикулярном оси крыла,
окажется зависящим от числа Рейнольдса и угла атаки, вычисленных для
составляющей
78
СВЕРХЗВУКОВАЯ АЭРОДИНАМИКА
скорости в этом сечении. Эти обстоятельства ведут ие только к возможности
увеличения площади ламинарного течения на поверхности стреловидного
крыла, но, к несчастью, также к очень низким значениям максимума
коэффициента подъемной силы.
В отношении нового правила подобия для потока вблизи скорости звука
возникает вопрос, насколько это правило зависит от предположения
двумерности потока. При линейной теории по этому правилу влияние
удлинения и формы в плане возрастает при числе Маха, приближающемся к
единице. Это указывает, что трехмерный поток вокруг стреловидного крыла
вблизи числа Маха, равного единице, более подходяще опнсываегся двумерным
течением в плоскости, перпендикулярной направлению полета, чем двухмерным
течением, взятым в обычном смысле. Расширение правила подобия на
пространственный поток может привести к интересным результатам.
В. Белли Освальд (W. Bailey Oswald, Douglas Aircraft Corn рапу).
Проблемы полетов с небольшими и большими дозвуковыми скоростями можно
считать в настоящее время разрешенными. Очевидно, что следующий важный
этап в развитии авиации состоит в переходе к полетам со сверхзвуковыми
скоростями. Настоящий подробный доклад Кармана об основных принципах и
приложениях сверхзвуковой аэродинамики появился как раз во-врем": он
поможет выяснению путей для дальнейшего развития аэродинамики.
Я хочу остановиться кратко иа некоторых мыслях, которые возникли у меня в
связи с докладом, как у аэродинамика, связанного в течение многих лет
непосредственно с проектированием самолетов.
Карман указал три основных правила сверхзвуковой аэродинамики; они имеют
большое значение для рассмотрения сверхзвуковых течений. Следует
отметить, что зависимость между площадью и скоростью также является
основной. Поэтому указанные Карманом правила должны быть дополнены
следующим; линии тока в сверхзвуковом потоке расходятся при возрастании
скорости течения и сходятся при убывании скорости течения; если поток
возникает из дозвукового, то переход к сверхзвуковой скорости происходит
при минимальном сечении. Это соотношение между площадью и скоростью
противоположно тому, что наблюдается в дозвуковых течениях.
ИЗ ВЫСКАЗЫВАНИЙ ПО ДОКЛАДУ КАРМАНА
79
Математические результаты в сверхзвуковой области во многих отношениях
сходны с теми, которые имеются в области дозвуковых скоростей. Это, в
частности, справедливо в отношении распределения давления и,
следовательно, для подъемной силы, момента и сопротивления.
Экспериментальные результаты находятся в согласии с теоретическими
вычислениями, по крайней мере настолько, насколько конструктор привык это
ожидать. Многое в дозвуковых течениях еще не решено аналитически, но это
обстоя, тельство ие препятствует конструированию хороших самолетов.
Большинство результатов испытаний в сверхзвуковой области показывает, что
обычная поляра и диаграмма устойчивости весьма похожи на подобные же
характеристики для дозвуковых конструкций. Анализируя изложенные в
докладе основы сверхзвуковой аэродинамики и согласие между теорией и
экспериментом, можно притти к заключению, что возможность реального
