Физическая энциклопедия Том 4 - Порохов А.М.
Скачать (прямая ссылка):
Рис. 6. Биплан Буземана.
напр, как в случае биплана Буземана. (рнс. 6), к-рын обладает нулевым сопротивлением, но не имеет и подъёмной силы.
Для уменьшения сопротивления, связанного с образованием головных ударных волн, прн сверхзвуковых скоростях пользуются стреловидными (рис. 7) И Tре-
Рис. 7. Схема обтеканин стреловидного крыла.
угольными нрыльнмн, передняя кромка к-рых образует острый угол р с направлением скорости v набегающего потока. Волновое сопротивление; нрыла бесконечного размаха обратится в нуль, когда угол скольжения (J крыла достигает такой величины, что нормальная к кромке крыла составляющая скорости Vn станет дозвуковой.
Аэродинамически совершенной формой (т. е. формой с относит, малым сопротивлением давления) при сверх-' звуковой скорости является тело, нормаль к поверхности к-рого мало отклоняется от плоскости, перпендикулярной к; направлению движения, т. е. тонкое,
заострённое с концов тело, движущееся под малыми углами атакн. При движении таиих тел с умеренной сверхзвуковой скоростью (когда скорость полёта превосходит скорость звука в небольшое число раз) производимые ими возмущения давления и плотности газа и возникающие скорости движения частиц газа малы. Для этих условий разработана теория, основанная иа линеаризации ур-ний движения сжимаемого газа и позволяющая определить азродииамич. характеристики профилей крыла, тел вращения, крыльев конечного размаха. К особенно простым соотношениям эта теория приводит в случае установившегося обтекания крыла бесконечного размаха (профиля). При таком обтекании избыточное давление, производимое потоком со скоростью V на каждый элемент поверхности крыла, равно ру20/У M1 —1, где р — плотность воздуха, 0 — местный угол между касательной к профилю и направлением набегающего потока, M — Маха число потока. Коэф. подъемной силы Cy и сопротивления Cx профиля (отнесённые к длине хорды профили) выражаются ф-ламн
Cy , Cx=[4аг+2^0* + 0* j j / У ЛU^T.
—2 --2
Здесь 6н н Gb — осредиёиные по длине профиля квадраты углов наклона элементов верхней и ннжней частей контура к его хорде.
Для определения полей скорости и давления прв С. т. около тел вращения и профилей немалой толщины, внутри сопел ракетных двигателей и сопел аэроди-намич. труб и в др. случаях С. т. пользуются численным методом характеристик и др. численными методами решения ур-иий газовой динамики. При использовании быстродействующих вычислит, машнн становится возможным расчёт трёхмерных С. т., иапр. расчёт обтекания тел вращения под углом атакн, сопел некруглого сечения ЕД^.
Течения с большой сверхзвуковой (гииерзвуковой) скоростью (V » а) обладают нек~рыми особыми свойствами. Полёт тела в газе с гиперзвуковой скоростью связан с ростом до очень больших значений темп-ры газа вблизи поверхности тела, что вызывается мощным сжатием газа перед головной частью движущегося тела и выделением тепла вследствие внутр. трення в газе, увлекаемом телом прн полёте. В связи с этим при изучений гиперзвуковых течений газа необходимо учитывать изменение свойств воздуха при высоких темп-pax, возбуждение внутр. степеней свободы и диссоциацию молекул газов, составляющих воздух, хим. реакции (напр., образование окнсн азота), возбуждение электронов и ионизацию.Прн расчёте равновесных адиабатнч. течений газа этн факторы влияют на зависимости теплосодержания газа и его энтропии от темп-ры н давления. В задачах, в к-рых существенны явления молекулярного переноса— прн расчёте поверхностного тления, тепловых потоков к обтекаемой газом поверхности и её темо-ры,— необходимо учитывать изменение в широких пределах вязкости и теплопроводности воздуха, в ряде случаев — диффузию и термодиффузию компонент воздуха. Напр., при обтекании охлаждённой поверхности воздухом высокой темп-ры, содержащим диссоцииров. иислород, у стенки воздух охлаждается и концентрация диссоцннров. частнц кислорода в иём уменьшается. Благодаря этому возникает диффузионный поток атомов кислорода к стенке, рекомбинация же диффундирующих атомов вблнзн стенкн связана с выделением тепла. Т. о., действит. тепловой поток к стенке больше того, к-рый был бы найден без учёта диффузии.
В нек-рых условиях гнпврзвукового полёта на больших высотах (см. Динамика разреженных газов) процессы, происходящие в газе, нельзя считать термодинамически равновесными. Установление термодинамич. равновесия в движущейся частице газа происходит не
мгновенно, а требует определ. времени — т. н. времен® релаксации, к-рое различно для разл. процессов. Отступления от термодинамич. равновесия могут заметно влиять иа процессы, происходящие в пограничном ело& (в частности, на величину тепловых потоков от газа к телу), на структуру скачков уплотнения, на распространение слаоых возмущений и др. явления. Так, прв сжатии воздуха в головной ударной волне легче всего возбуждаются поступат. степени свободы молекул, определяющее темп-ру воздуха, и его излучение в области за ударной волной может быть намного выше* чем по расчёту в предположении о мгновенном возбуждении колебат. степеней свободы.
