Главная > Разное > Аэродинамика. Избранные темы в их историческом развитии
<< Предыдущий параграф
Следующий параграф >>
<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Макеты страниц

Околозвуковой полет

Здесь я хотел бы довольно кратко обсудить диапазон околозвуковых скоростей, а именно диапазон скоростей, который простирается как раз ниже и выше звуковой скорости. Особенно мне хотелось бы рассмотреть аэродинамику крыльев в окрестности М = 1.

На рис. 46 я уже исследовал коэффициент подъемной силы профиля крыла в соответствии с линеаризованной теорией в дозвуковых и сверхзвуковых областях. Коэффициент подъемной силы становится бесконечным, если число Маха приближается к единице как с дозвуковой, так и сверхзвуковой стороны. Этого явления в природе не встречается. Вместо того чтобы увеличиваться до бесконечности,

коэффициент подъемной силы достигает максимального значения, а затем падает так же, как в случае срыва потока при увеличении угла атаки. Действительно, оба явления уменьшение коэффициента подъемной силы выше определенного угла атаки и выше определенного числа Маха — вызваны отрывом потока. Вопрос состоит в том: что вызывает отрыв в случае течения, приближающегося к скорости звука?

Рис. 53. Теневая картина структуры потока нормального дозвукового течения. Число Маха равно 0,829. Отрыв почти, если не полностью, отсутствует. Если отрыв есть, то он незначительный или проявляет себя как пограничный слой отчасти увеличенной толщины. (С любезного разрешения Гугген-хеймовской лаборатории по аэронавтике, Калнфориийский технологический институт.)

Для того чтобы понять этот процесс, рассмотрим несколько картин течения. На рис. 53 показана структура потока нормального дозвукового течения вокруг крыла. Здесь нет отрыва, за исключением небольшого стремления к отрыву возле задней кромки, которое может быть просто утолщением пограничного слоя, вызывающим малое сопротивление следа. Сначала течение ускоряется вдоль верхней поверхности крыла, но не достигает значения скорости звука; затем, достигнув максимальной скорости в некоторой точке поверхности, течение снова замедляется.

На рис. 54 показана картина течения на более высокой дозвуковой скорости начета. Основной ноток все еще остается дозвуковым, но

Рис. 54. Теневая картина структуры потока как на рис. 55, но при более высокой скорости. Число Маха равно 0,860. Представлена сверхзвуковая область, и переход к дозвуковому потоку происходит посредством ударной волны. Заметно определенное увеличение толщины пограничного слоя, но пока еще нет заметного отрыва. (С любезного разрешения Гуггенхеймовской лаборатории по аэронавтике, Калифорнийский технологический институт.)

около поверхности крыла должно быть сверхзвуковое течение, потому что в противном случае не может появиться видимая на рисунке ударная волна. Очевидно, что течение около поверхности (но за пределами пограничного слоя) ускоряется выше скорости звука. По мере того как течение тянется к задней кромке, оно замедляется, и переход к дозвуковому течению происходит посредством удара. Распространение ударной волны ограничено на обоих концах. В свободном потоке она распространяется только до определенного расстояния от поверхности крыла, потому что за его пределами течение больше не является сверхзвуковым. У нее также есть конец в пограничном слое, поскольку в этом слое скорость на поверхности уменьшается до нуля. Мы наблюдаем незначительное увеличение толщины пограничного слоя, возможно, вызванное тем, что благодаря наличию ударной волны вдоль поверхности должно произойти довольно быстрое увеличение давления и пограничный слой должен работать против повышения давления. Мы

Рис. 55. Теневая картина структуры потока как на рис. 54, но на большей скорости. Число Маха равно 0,914. Отрыв потока завершен. В этом случае пограничный слой ламинарный. (С любезного разрешения Гуггенхеймовской лаборатории по аэронавтике, Калифорнийский технологический институт.)

знаем, что именно это явление — замедление жидкости в пограничном слое при чрезмерном росте давления — вызывает отрыв потока.

На рис. 55, который относится к немного большему значению числа Маха, мы видим завершение отрыва. По аналогии с другим случаем отрыва потока мы называем это явление волновым срывом потока. Рис. 55 относится к случаю, где пограничный слой ламинарный. Если пограничный слой турбулентный, то он оказывает до некоторой степени большее сопротивление отрыву. Это взаимосвязанное явление известно как взаимодействие ударной волны и пограничного слоя. Увеличение давления, вызванное ударной волной, может вызвать отрыв пограничного слоя, который в свою очередь влияет на образование ударной волны. Впервые эту задачу исследовали Акерет, Фельдман и Ротт [16] в Цюрихе и Липман [17] в Калифорнийском технологическом институте.

Волновой срыв потока оказывает двойное влияние на аэродинамические характеристики крыла: уменьшение подъемной силы и сильное увеличение сопротивления.

На рис. 56 и 57 схематично показано поведение коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления профиля крыла с постоянным углом атаки как функций числа Маха в околозвуковом диапазоне скоростей.

Рис. 56. Коэффициент подъемной силы профиля крыла при постоянном угле атаки в околозвуковом диапазоне как функция числа Маха М.

Рис. 57. Коэффициент лобового сопротивления при постоянном угле атаки в околозвуковом диапазоне как функция числа Маха М.

В главах II и III мы видели, что аэродинамическая наука добилась успехов в развитии теории подъемной силы и теории сопротивления для несжимаемых жидкостей, т. е. движения жидкости на низких скоростях. Эти теории дают нам возможность рассчитать, по крайней мере с достаточной степенью точности, распределение давления вокруг профиля крыла и с помощью понятия пограничного слоя поверхностное трение, действующее на поверхности крыла. В диапазоне более высоких дозвуковых скоростей, до того как мы достигнем диапазона

околозвуковых скоростей, описанные выше теории Прандтля - Глауэрта и Кармана-Цзена позволяют свести задачу определения приближенного распределения давления к задаче несжимаемой жидкости. В настоящей главе мы видели, что есть методы расчета подъемной силы и лобового сопротивления для сверхзвуковых скоростей выше околозвукового диапазона. Однако положение не столь благоприятно относительно теории подъемной силы и лобового сопротивления в околозвуковом диапазоне. Здесь доступны решения задачи лишь для определенных единичных случаев, определенных чисел Маха и определенных профилей крыла. Однако решение уравнений движения течения вообще требует чрезвычайно громоздких расчетов, которые не дают уверенности, что результаты окажутся точными.

В этой ситуации соображение подобия, которое я предложил и назвал правилом околозвукового подобия, окажет хорошую услугу, поскольку оно позволяет перенести экспериментальные результаты от одного случая к другому [18]. Предположим, что у нас есть два тонких профиля крыла, которые геометрически подобны в том смысле, что они стали бы идентичными, если изменяется масштаб толщины. Например, можно сравнить два профиля крыла: одно 3-х процентной, а другое -процентной максимальной толщины; распределение ординат, выраженное на основе максимальной ординаты, является тождественным. На основе рассмотрения уравнений движения течения установим, относительно двумерного течения, что структура потока должна быть подобна, если отношение имеет одинаковое значение, где t — максимальная относительная толщина, число Маха. Следовательно, если у нас есть величина распределения давления, коэффициент подъемной силы или коэффициент лобового сопротивления для одного из профилей крыла как функций числа Маха, мы сможем рассчитать соответствующие величины для других подобных профилей крыла с различной относительной толщиной. Прогнозы на основании правила подобия очень хорошо соответствуют экспериментам. Установлено также, что правило подобия приблизительно верно, даже если в течении появляются относительно слабые ударные волны.

Интересно отметить, что как теория Прандтля - Глауэрта для дозвуковых скоростей, так и теория Акерета для сверхзвуковых скоростей дают аналогичные правила подобия для соответствующих диапазонов скоростей. В двумерном течении соответствующее правило утверждало бы, что течения подобны, если отношение или

остается постоянным. Первое отношение — вещественное число для значений М меньше единицы, а второе для значений М больше единицы.

Появление ударных волн и явление волнового срыва потока вызывает значительные изменения в поведении самолета, летящего через диапазон околозвуковых скоростей, которое с некоторыми упрощениями, можно кратко описать следующим образом:

а) Неожиданные изменения, которые происходят в балансировке самолета. Предположим, например, что крыло испытывает волновой срыв потока раньше хвостовой части. (Это весьма возможно, поскольку как относительная толщина, так и угол атаки крыла могут быть больше соответствующих параметров хвостовой поверхности.) Несомненно, внезапное уменьшение подъемной силы на крыле вызовет сильный момент перетяжеления на нос. Или из-за появления ударной волны на верхней поверхности крыла точка действия результирующей подъемной силы может неожиданно сместиться, нарушив относительное расположение подъемной силы и силы тяжести.

б) Могут произойти различные резкие нарушения маневренности самолета. Иногда летчик обнаруживает, что руль высоты или руль направления полностью бездействует; он двигает рукоятку или педали руля, но самолет не реагирует. Это можно объяснить волновым срывом неподвижной горизонтальной или вертикальной поверхностей, при наличии которого поверхность управления двигается в следе и не действует. В следующий раз летчик может обнаружить, что поверхность управления «заморожена»; очевидно, что аэродинамический шарнирный момент увеличился настолько, что летчик уже не способен его подавить. Исчерпывающее объяснение этого явления неизвестно; возможно оно имеет отношение к положению ударной волны. Наконец, некоторые летчики говорят, что наблюдали смещение поверхностей управления при определенном числе Маха на данном самолете; руль направления, руль высоты или элерон могут внезапно оставить свое нейтральное положение и переместиться в отклоненное положение без каких-либо действий со стороны летчика.

в) Часто наблюдается вибрация хвостовой части или даже всего самолета. Вероятно в смешанном дозвуковом-сверхзвуковом течении над крылом не вполне определены положения ударных волн; они могут

двигаться назад и вперед. Наблюдали также, как в случае возникновения ударных волн как на верхней, так и на нижней поверхности они могут двигаться в противоположной фазе, которая, очевидно, заставляет след колебаться, и это колебание переносится на крыло или хвостовую часть.

Когда подобные трудности впервые встретились в полете, их охарактеризовали как «помехи сжимаемости».

Я помню конференцию в 1941 году, когда Авиационная корпорация «Локхид» построила один из первых самолетов, где число Маха достигло значения выше 0,7. Во время пикирования самолет оказался перетяжеленным на нос, и колебания, возникшие в хвостовой части, неистово сотрясали весь самолет. Для консультаций и постановки диагноза болезни был вызван ряд «докторов от аэродинамики». Некоторые говорили, что это был обычный флаттер крыла, вид колебания, который мы рассмотрим в главе V. Среди докторов был и я; я высказался за волновой срыв потока, и полагаю, что был прав. Конечно, последующие исследования корпорации «Локхид» показали, что максимальный коэффициент подъемной силы, которого можно достичь без колебания хвостовой части, уменьшается с увеличением числа Маха. Возможно, это был первый случай околозвуковых трудностей в реальном полете.

Я хорошо помню то время, когда конструкторы пребывали в некотором отчаянии из-за неожиданных трудностей околозвукового полета. Они полагали, что эти помехи указывают на несостоятельность аэродинамической теории. Я считал, что таких эффектов сжимаемости следовало ожидать, поскольку воздух всегда был сжимаем. Довольно примечательно, что мы смогли продвинуться настолько далеко на основе теории, основанной на предположении, что воздух можно рассматривать как несжимаемую жидкость.

С практической точки зрения для минимизации околозвуковых помех можно рекомендовать увеличение размера поверхностей управления или увеличение их эффективности с помощью специальных приборов. Часто также необходимо увеличение силы, имеющейся в распоряжении летчика, для оперирования поверхностями управления с помощью так называемых вспомогательных средств управления. Более того, превышение тяги желательно, чтобы дать возможность быстрого прохода через критические диапазоны скоростей; действительно замечено, что некоторые из опасных эффектов уменьшаются до незначительного

рывка или крена, если самолет быстро проходит через околозвуковой диапазон.

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление