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

При дозвуковых скоростях потока относительное из­ менение скорости по абсолютной величине больше, чем относительное изменение плотности. Поэтому для увели­ чения скорости воздушного потока, например, в два ра­ за, необходимо уменьшить сечение трубы несколько меньше, чем в два раза. Почему? Сечение трубы умень­ шается не в два, а несколько меньше, чем в два раза? Тут сказывается сжимаемость воздуха.

Для увеличения скорости водяного потока в два раза сечение трубы необходимо уменьшить в два раза потому,, что вода практически несжимаема.

Сжатие воздуха при дозвуковых скоростях хотя и сла­ бо, но уже проявляется. Чем скорость потока ближе к скорости звука, тем свойство сжимаемости воздуха про­ является сильнее. Поэтому для увеличения скорости воз­ душного потока в два раза (при малых скоростях пото­ ка) сечение трубы следует уменьшить несколько меньше,, чем в два раза.

Положение меняется при сверхзвуковых скоростях, при которых сжимаемость воздуха сказывается уже сильно.

В этом случае плотность воздуха уменьшается быст­ рее, чем возрастает скорость потока. К чему это приво­ дит? Это приводит к тому, что для увеличения скорости сверхзвукового воздушного потока сечение трубы надо не уменьшать, как для водяного потока, а увеличивать.

Итак, если увеличение скорости дозвукового потока1 достигается в суживающейся трубе, то увеличение скоро­ сти сверхзвукового потока достигается в расширяющей­ ся трубе.

Установлено, что самая большая скорость воздушно­ го потока, которую можно получить в суживающейся трубе, равна скорости звука.

Сверхзвуковая же скорость может быть получена только в расширяющейся трубе.

Рис. 35. Сопло Лаваля (продольный раз­ рез):

У—критическое сечение; 2— выход газов

98

Сверхзвуковую скорость получил в конце прошлого столетия в сопле специальной формы шведский ученый Лаваль, работавший над усовершенствованием паровой турбины. Это сопло, названное соплом Лаваля, показано

•на рис. 36 в продольном разрезе.

Если через такое сопло продувать газ, имеющий боль­ шую разность давлений на входе и выходе, то в сужива­ ющейся части сопла газ можно разогнать до скорости, равной местной скорости звука, а в расширяющейся час­ ти получить сверхзвуковую скорость. Самое узкое сече­ ние сопла называется критическим сечением.

Сопло Лаваля широко используется в ракетной тех­ нике для получения больших скоростей истечения газов из двигателя.

Свойства сжимаемой среды наглядно иллюстрируют­ ся приведенной табл. 3.

Таблица 3

СВОЙСТВО СЖИМАЕМОЙ СРЕДЫ ПРИ РАЗЛИЧНЫХ СКОРОСТЯХ

Здесь v—скорость потока; р—давление в потоке; Т—температу­ ра потока; р—плотность среды.

99

Из таблицы можно сделать следующие выводы:

—дозвуковой поток (М<С1) в суживающемся канале ускоряется, а в расширяющемся замедляется;

—сверхзвуковой поток (М > 1 ) в суживающемся ка­ нале замедляется, а в расширяющемся ускоряется.

Эти положения играют исключительно большую роль

вракетной технике. Они легли в основу создания ракет­ ных двигателей для сверхзвуковой авиации и двигателей для космических кораблей. Такие двигатели позволили человеку преодолеть силу земного притяжения, запу­ скать космические корабли на Луну и планеты Солнеч­ ной системы.

Рассмотрим принцип работы сопла Лаваля как эле­ мента двигателя и как элемента сверхзвуковой аэродина­ мической трубы. Для простоты будем считать, что про­ цесс протекает без обмена теплом между газом и стенка­ ми камеры — адиабатически.

При установившемся течении в соответствии с урав­ нением неразрывности через каждое поперечное сечение

вкаждый момент времени проходит одно и то же количе­

ство газа

F vq — const,

где F — поперечное сечение.

Если в трубе течет жидкость, то плотность ее во всех сечениях трубы будет одинакова (так как жидкость прак­ тически несжимаема) и формула примет вид

Fv —const.

на тепла)

100

Из этой формулы вытекает правило: скорость тече­ ния жидкости увеличивается во столько раз, во сколько раз уменьшается площадь сечения трубы.

Этим правилом для газов можно пользоваться только в том случае, когда скорость их течения мала по сравне­ нию со скоростью звука, поскольку при таких скоростях газы можно считать практически несжимаемыми. Но с увеличением скорости течения газа начинает проявлять­ ся свойство его сжимаемости, т. е. начинает изменяться плотность газа. В этом случае необходимо пользоваться формулой, в которую входит плотность.

Как же изменяется плотность газа в зависимости от скорости его течения? С увеличением скорости течения газа (рассматривается процесс без обмена теплом с внешней средой — адиабатический процесс) падают его давление и температура, причем температура падает медленнее, чем давление. С понижением давления умень­ шается плотность газа. Следовательно, с увеличением скорости газ расширяется. Если бы плотность газа уменьшалась во столько же раз, во сколько увеличивает­ ся скорость, то увеличивать скорость газа можно было бы в трубе, имеющей постоянное сечение.

Зависимость плотности воздуха (газа) от скорости его течения показана на рис. 36. Из рисунка видно, что при малых скоростях потока плотность мало зависит от скорости (поэтому при малых скоростях сжимаемость газов не учитывается), а с увеличением скорости потока плотность уменьшается значительно. Особенно резкое падение плотности происходит при сверхзвуковых ско­ ростях.

Вторая особенность сверхзвукового воздушного пото­ ка связана с его торможением.

Как происходит торможение дозвукового потока?

начинается на некотором расстоянии от тела, по мере приближения к телу усиливается. Происходит это пото­ му, что в дозвуковом потоке возмущения (чередование повышения и понижения давления), создаваемые телом, распространяются против потока со скоростью звука.

А что происходит при сверхзвуковом потоке?

При набегании сверхзвукового потока на тело обра­ зуется с к а ч о к у п л о т н е н и я , у д а р н а я в олна . До

101

встреча с фронтом скачка уплотнения сверхзвуковой по­ ток торможения со стороны препятствия не испытывает. Пройдя сквозь фронт скачка, поток мгновенно теряет скорость. Если воздушный поток встречается с препятст­ вием под прямым углом, то с к а ч о к н а з ы в а ю т пря- м ы м, а если не под прямым, то скачок н а з ы в а ю т к о- с ы м с к а ч к о м уплотнения.

Прямой скачок уплотнения превращает сверхзвуковой поток в дозвуковой; при этом направление воздушного потока до н после скачка одно и то же. Направление и скорость потока за фронтом при косом скачке зависят от угла встречи воздушного потока с препятствием. Ско­ рость потока при этом может остаться и сверхзвуковой.

Таким образом, вторая особенность сверхзвукового потока состоит в том, что торможение потока при встре­ че с летательным аппаратом происходит скачкообразно (получается удар). При этом образуются прямые или ко­ сые скачки уплотнения. Эти физические явления, проис­ ходящие в воздушном потоке при сверхзвуковых скоро­ стях, учитывают при создании летательных аппаратов.

Чтобы легче раскрыть физическую сущность явлений при рассмотрении двух особенностей сверхзвукового по­ тока, мы говорим, что тело неподвижно, а поток на него набегает, хотя в действительности движется ракета, а поток неподвижен.

Но в соответствии с принципом обратимости такая замена правомерна.

Отличие обтекания тел дозвуковыми и сверхзвуковыми потоками

Картины обтекания одного и того же тела, движуще­ гося с дозвуковой и сверхзвуковой скоростью, различны.

На рис. 37 видно, что при дозвуковой скорости тела еще до подхода его к сечению а—а поток начинает де­ формироваться: струи воздуха расходятся, готовясь плавно обтекать тело. Следовательно, поток уже получил сигнал о приближении тела. Сигнал этот — повышенное давление в носовой части тела. Такие сигналы распрост-' раняются со скоростью звука. А так как тело имеет до­ звуковую скорость, сигналы опережают его и создают перед ним области повышенного давления.

102

Рис. 37. Обтекание тела при дозвуко­ вых скоростях

Если сверхзвуковым потоком обтекается сверхзвуко­ вой профиль, то перед ним не возникает область повы­ шенного давления, т. е. поток перед телом .не деформиру­ ется. В этом случае возмущенная и невозмущенная час­ ти потока разделены четкой границей (рис. 38). На этой границе скачком изменяются давление, скорость и темпе­ ратура потока. В этом случае возникают скачки уплот­ нения. Чем больше сверхзвуковая скорость, тем сильнее изменяются параметры. Возмущенная область потока об­ разуется наложением друг на друга сферических волн, которые создаются носовой частью тела (ракеты) при его движении. Угол а между осью летящего тела и гра­ ницей возмущений зависит от скорости полета: чем она больше, тем меньше угол.

Поэтому оптимальные формы тел, предназначенных для дозвукового и сверхзвукового полета, отличаются друг от друга.

Как уже отмечалось, наилучшей формой тела для до­ звукового полета является форма падающей капли. Тело такой формы обтекается воздушным потоком плавно. Разность давлений в носовой и хвостовой частях его, ко­ торая служит одной из основных причин возникновения силы лобового сопротивления, получается наименьшей.

С повышением скорости формы тел должны изменять-

Рис. 38. Так возникает граница между возмущенным и невозму­ щенным потоками:

/—граница между возмущенным н невозмущенкым потоками; 2—воз­ мущенная часть; 3 —невозмущенная

часть

ЮЗ

дозвуковые. В этой зоне не появляется скачков уплотне­ ния, ударных волн.

Трансзвуковая зона характерна появлением вблизи летательного аппарата местных воздушных течений со скоростью звука и превышающих ее. Здесь могут поя­ виться ударные волны. До тех пор пока сверхзвуковая скорость незначительно превышает скорость звука, удар­ ные волны тоже незначительны. Но с возрастанием сверх­ звуковой скорости слабые скачки уплотнения сливаются вместе и образуют мощные скачки уплотнения, переме­ щающиеся к задней части летательного аппарата. Это может вызвать отрыв пограничного слоя за скачком уп­ лотнения и вместе с волновыми потерями вызовет резкое увеличение лобового сопротивления.

В трансзвуковой зоне скоростей, как правило, умень­ шается подъемная сила в зависимости от профиля лета­ тельного аппарата и ухудшается его управляемость.

Все это объясняется непостоянством параметров воз­ душного потока вблизи различных поверхностей лета­ тельного аппарата.

Сверхзвуковая зона — в этой зоне летательный аппа­ рат полностью обтекается сверхзвуковым потоком воз­ духа. Здесь ударные волны носят постоянный характер и мощность их возрастает с увеличением скорости поле­ та. Угол наклона фронта ударных волн уменьшается с увеличением скорости. С возрастанием скорости сверх­ звукового полета коэффициент волнового сопротивления уменьшается, что вызывает уменьшение нарастания ло­ бового сопротивления при возрастании скорости в срав­ нении с нарастанием лобового сопротивления в зоне трансзвуковых скоростей.

104