Файл: Киселев, С. П. Ракета в воздушном океане.pdf

Рис. 17. Так скашивается поток при наличии подъ­ емной силы на крыле

лы /на крыле образуются так называемые «вихревые усы», создающие дополнительное сопротивление. Как это про­ исходит?

При обтекании крыла или оперения воздушным пото­ ком образуется разность давлении: под крылом (опере­ нием) давление выше, чем над крылом. В результате разности давлений воздух будет перетекать через торцы крыла из-под крыла на крыло. При перетекании воздуха и образуются «вихревые усы» — вращающаяся масса воздуха, которая увлекает за собой набегающий на кры­ ло поток воздуха при движении ракеты (самолета). На­ бегающий на крыло поток под действием «вихревых усов» увлекается вниз под некоторым углом скоса. Подъ­ емная же сила перпендикулярна направлению потока, возникающего в результате движения.ракеты вперед.

Но так как поток воздуха, набегающий на крыло при движении ракеты, получает угол скоса а (рис. 17), то и подъемная сила наклоняется па такой же угол. И если теперь разложить подъемную силу на две составляющие, то будет видно, что одна сила действует перпендикуляр­ но потоку (подъемная сила), а другая — под углом ско­ са против движения ракеты, создавая дополнительное — и н д у к т и в н о е с о п р о т н в л е н и е, возникающее изза наклона подъемной силы под действием скоса потока.

Для удобства исследования подъемную силу Ry, пер­ пендикулярную к скошенному потоку, раскладывают на две составляющие: Ryu— перпендикулярную к набегаю­ щему (возмущенному) потоку, и RXi — перпендикуляр­ ную к Ryh (рис. 18).

Сила Rxi представляет собой дополнительное сопро­ тивление, связанное с подъемной силой, — индуктивное сопротивление. Формула индуктивного сопротивления имеет вид

где Rv — подъемная сила;

я— 3,14;

/— размах «рыла;

v — скорость полета; О— плотность воздуха.

Нз формулы видно, что индуктивное сопротивление возникает всегда, когда есть подъемная сила, и избежать этого нельзя.

Из формулы также видно, что увеличение размаха крыла, скорости полета п плотности воздуха значительно уменьшает индуктивное сопротивление.

Таким образом, общее сопротивление движению ле­ тательного аппарата слагается из трех составляющих:

— трения воздуха о поверхность аппарата — с о п р о ­ т и в л е н и я т р е н и я;

— образования вихревых следов — п р о ф и л ь н о г о

вид сопротивления — волновое, о котором будет расска­ зано в четвертой главе при рассмотрении сверхзвуковых скоростей полета.

Как изменяются величины этих сопротивлений в за­ висимости от формы крыла и состояния его поверхности?

Сопротивление трения растет с увеличением шерохо­ ватости поверхности.

" Профильное сопротивление увеличивается с увеличе­ нием толщины крыла.

Рис. 18. Разложение подъемной силы на сос­ тавляющие

68

Индуктивное сопротивление увеличивается с увели­ чением подъемной силы и уменьшением удлинения кры­

ла *.

Коэффициенты подъемной силы су и боковой силы cz по своей природе аналогичны коэффициенту лобового сопротивления.

Расчет и определение аэродинамических коэффициен­ тов, зависящих от многих факторов, является трудной задачей. Эти коэффициенты можно рассчитать прибли­ женно, а затем уточнить по результатам опытов в аэро­ динамических трубах. Опыты чаще всего проводятся на уменьшенных моделях ракет, подобных реальным лета­ тельным аппаратам.

Для проведения таких испытаний руководствуются выводами теории подобия.

Выводы теории подобия очень широко применяются в различных областях науки и техники.

Необходимость применения выводов теории подобия связана с тем, что внешние условия воздушного потока и летательного аппарата (часто говорят натуры) различны для летательного аппарата и ее модели. Поэтому различ­ ны и соотношения сил, действующих на летательный ап­ парат, и результаты действия этих сил. Задача теории подобия заключается в том, чтобы установить основные

— геометрическое;

— кинематическое;

— динамическое.

При г е о м е т р и ч е с к о м п о д о б и и у летательного аппарата и модели сходные размеры (длины, размеры крыльев п т. д.) должны быть пропорциональны. Геомет­ рическое подобие является простейшим подобием, но оно

69

только сходные размеры, но также и скорость, и ускоре­ ния в сходных точках модели и натуры. Это более слож­ ное подобие, выполнить на практике которое труднее. Но при кинематическом подобии получаются более точ­ ные результаты при переносе их с модели на натуру.

на модель и натуру. В динамическое подобие включают­ ся геометрическое и кинематическое подобие.

В теории подобия разработано много критериев подо­ бия. В обтекающих модель и летательный аппарат пото­ ках необходимо выдержать определенные соотношения между всеми силами, действующими на воздушный по­ ток и скоростями потока. Поэтому в аэродинамике чаще применяются критерии динамического подобия.

Расскажем о некоторых из них.

В качестве одного из основных критериев динамиче­ ского подобия в аэродинамике применяется число М — отношение скорости полета к местной скорости звука.

Часто используется критерий Рейнольдса (названный по имени ученого, предложившего этот критерий), кото­

критического значения, то течение ламинарное, если же больше — турбулентное. (Критическое значение Re опре­ деляет момент перехода из ламинарного потока в турбу­ лентный и наоборот).

При малых значениях критерия Рейнольдса сопро­ тивление зависит главным образом от вязкости — сил трения, так как течение ламинарное. При ламинарном течении трение осуществляется за счет перемещения мо­

70

лекул воздуха в их колебательном движении из слоя с одной скоростью в слой с другой скоростью.

При больших значениях чисел Re сопротивление за­ висит в основном от скорости потока, так как течение турбулентное. При турбулентном течении перемешивание воздуха осуществляют целые частицы воздуха. Поэтому при турбулентном движении выравнивание скорости по толщине потока происходит быстрее, чем при ламинар­ ном.

тяжести к силам инерции. За характерный размер, обыч­ но принимается наибольшее поперечное сечение, перпен­ дикулярное набегающему потоку.

В аэродинамике может быть применен критерий Эйлера, который дает отношение сил давления к силам инерции.

Критерий Эйлера выражается так: e = P ^ £ £L)

где р—р п — давление в данной точке соответственно пе­ ред летательным аппаратом и моделью;

q — плотность воздуха;

v — скорость набегающего потока.

Какие силы и моменты действуют на ракету?

Какие же еще силы, помимо полной аэродинамиче­ ской силы, действуют на ракету в полете?

71