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

Ниже мы увидим, что в сверхзвуковой зоне характер обтекания меняется качественно в зависимости от вели­ чины сверхзвуковой скорости и высоты полета.

В связи с этим и появились новые разделы аэродина­ мики: гипераэродинамика, супераэродинамика, магнитоаэродинамика.

Скачки уплотнения

Для того чтобы выяснить физическую сущность скач­ ков уплотнения, рассмотрим обтекание тел сверхзвуко­ вым потоком воздуха (газа).

Обтекание сверхзвуковым потоком тела, имеющего тупой внешний угол. Как видно из рис. 39, а, поток, об­ текая тупой угол АОВ, расширяется. В связи с тем, что тело обтекается сверхзвуковым потоком, этот поток при огибании тупого угла будет ускоряться.

Допустим, что течение происходит с постоянной сверх­ звуковой скоростью щ. После обтекания угла скорость потока увеличивается до иг.

Точка О для потока является источником возникнове­ ния слабых возмущений. От :нее распространяются зву­ ковые волны. До граничной волны Oi поток невозмущен и имеет постоянную скорость щ, между граничными вол­ нами Oi и Ог поток возмущен и его скорость изменяется от Vi до ог. За граничной волной 0 2 поток имеет постоян­ ную скорость (рис. 39,б).

Если обтекается тело с выпуклой криволинейной по­ верхностью (см. рис. 39, б), то граничные волны отделя­ ются при каждом изгибе поверхности тела.

Рис. 39. Обтекание тел сверхзвуковым потоком:

л—с внешним тупым углом; б —с выпуклой криволинейной поверхностью; в —41 вогнутой криволинейной поверхностью

105

Обтекание сверхзвуковым потоком вогнутой криволи­ нейной поверхности. Если при обтекании сверхзвуковым,

ничные волны сходятся (см. рис. 39, в ) .

В случае течения вдоль вогнутой криволинейной по­ верхности поток не расширяется, а сужается, скорость его уменьшается. Угол возмущений при этом увеличива­ ется.

На различных граничных волнах слабых возмущений параметры потока (скорость, давление, плотность, тем­ пература) различны. Вследствие этого в точках, в кото­ рых пересекаются граничные волны, непрерывность па­ раметров потока нарушается. Происходит очень быстрое изменение скорости, плотности, давления и температуры.

В точках пересечения граничных волн образуется ска­ чок уплотнения: появляется поверхность, проходя через которую поток скачком уменьшает свою скорость, а дав­ ление, плотность и температура при этом повышаются. Линия 0\, Ог, Оз — линия скачка уплотнения.

Мы рассмотрели случай образования граничных волн слабых возмущений при обтекании сверхзвуковым пото­ ком поверхности тела с тупым углом. При переходе гра­ ни тела этим потоком возникают малые возмущения (звуковые волны), которые распространяются со скоро­ стью звука. Ранее было указано, что волны малых воз­ мущений не что иное, как небольшие изменения плотно­ сти и давления. Эти изменения происходят в течение долей секунды. Поэтому при возникновении волн сла­ бых возмущений говорят о том, что в воздухе (газе) имеют место слабые разрывы непрерывности.

Пересечение граничных волн слабых возмущений, ко­ торые имеют место при обтекании вогнутой поверхности,, приводит к наложению этих волн друг на друга, их сум­ мированию. Это уже сильные разрывы непрерывности.

В результате такого наложения малых возмущенийволн появляются сильные изменения параметров потока- и как результат этого скачки уплотнения. Скачки уплот­ нения появляются при полете летательных аппаратов со скоростями, близкими к скорости звука и превышающи­ ми ее.

106

Таким образом, при скоростях потока, близких к ско­ рости звука или превышающих ее, непрерывность потока нарушается. Параметры потока изменяются не постепен­ но, а очень быстро, скачком (как говорят, параметры

.воздуха терпят разрыв).

Образование скачков уплотнения объясняется тормо­ жением сверхзвукового потока при встрече его с раке­ той. Физическая же причина возникновения таких скач­ ков кроется в особенностях распространения слабых возмущений (звуковых колебаний) в сверхзвуковом по­ токе (при движении ракеты со сверхзвуковой скоро­ стью).

При движении ракеты с дозвуковой скоростью нахо­ дящейся впереди воздух начинает колебаться. Резких из-

.менений параметров потока при этом не происходит.

лотнения, который молено представить, при котором дав­ ление за скачком в бесконечно большое число раз пре­ вышает давление перед скачком, плотность воздуха (во­ обще двухатомных газов) не превышает ушестеренного

.значения плотности перед скачком. Это объясняется тем, ■ что повышение температуры воздуха при его сжатии на скачке противодействует сжатию (воздух при нагрева­ нии стремится расшириться), при нагревании воздух ста­ новится как бы более жестким. Если же ракета движется

•со сверхзвуковой скоростью, то на границе возмущенной и невозмущенной областей возникают сильные уплотне­ ния воздуха. Скорость встречного движения воздуха и ракеты уменьшается за счет торможения, а давление и плотность сильно возрастают, вследствие чего повышает­ ся температура воздуха.

Так как ширина зоны скачка очень мала (по теорети­ ческим расчетам она равна 10~4— 10-5 мм), сжатие про­ исходит быстро и окружающий ракету воздух сильно на­

пендикулярна к набегающему потоку. Воздушный поток в этом случае наталкивается на перпендикулярное пре­ пятствие — тупую переднюю грань какого-либо элемента

107

тела. При обтекании такой грани сверхзвуковым пото­ ком перед телом образуется уплотненный слой воздуха.

Как известно, на границе возмущенной зоны происхо­ дят резкие изменения скорости, давления, плотности и температуры. Скорость при прямом скачке изменяется резко от сверхзвуковой до звуковой.

Быстрое уменьшение скорости на поверхности скачка и увеличение давления сопровождаются сжатием час­ тиц воздуха, увеличением плотности.

Так как сжатие происходит очень быстро, и выделя­ ющееся при сжатии тепло не успевает уйти из потока, частицы воздуха нагреваются, их температура повыша­ ется.

При косом скачке поверхность уплотнений находится под острым углом к набегающему потоку (см. рис. 40, б). Сталкиваясь с поверхностью тела, частицы сверхзвуково­ го потока отклоняются в сторону и продолжают свое движение, изменив угол. Здесь так же, как при прямом скачке, происходит резкое изменение скорости, давления, плотности и температуры. Но, поскольку набегающий по­ ток встречается с телом под острым углом, изменения получаются менее интенсивными. Следовательно, потери при косом скачке меньше, чем при прямом.

Если при прямом скачке сверхзвуковая скорость пе­ реходит в дозвуковую, то при косом она может быть и дозвуковой, и сверхзвуковой. Это зависит от угла, под которым поток набегает на тело. Чем острее этот угол, тем меньше изменяются скорость потока и другие пара­ метры.

108

Поясним это на примере обтекания конуса. Угол на­ клона скачка к направлению набегающего потока при данной скорости потока зависит от угла раствора конуса. На рис. 41, а изображен конус с большим углом раство­ ра а, чем конус, изображенный на рис. 41, б. Угол накло­ на скачка уплотнения в первом случае также больше, чем во втором. Но при большем угле наклона скачка потеря скорости будет больше, чем во втором случае.

Если же угол раствора конуса превысит некоторое предельное значение для данной скорости потока, то впереди конуса образуется скачок уплотнения, называе­ мый ударной головной волной (см. рис. 41, в). Скачок уплотнения называют ударной волной, так как при нем происходит газовый удар. Головная ударная волна, воз­ никающая перед головной частью ракеты (тела) — это скачок уплотнения, угол наклона которого меняется от точки к точке вдоль поверхности головной волны.

Воздух в ударной волне уплотняется. Из физики из­ вестно, что с изменением плотности изменяется угол пре­ ломления. Это дает возможность получить аэродинами­ ческий спектр потока в ударной волне и зарегистриро­ вать его на фото или кинопленку.

В ударной волне воздух нагревается. Та часть возду­ ха, которая встречается с передней частью летательного аппарата, нагревается сильнее. В этой части потока вся кинетическая энергия переходит в тепловую.

Тепло передается корпусу летательного аппарата. Ес­ ли скорости полета велики, то температура достигает не-

109

Волновое сопротивление

При дозвуковых скоростях полета ракеты в атмосфе­ ре возникают: сопротивление трения, профильное сопро­ тивление и индуктивное сопротивление.

При сверхзвуковых скоростях полета в результате об­ разования скачков уплотнения возникает еще один вид сопротивления — волновое сопротивление.

Каковы причины возникновения волнового сопротив­ ления и какова его физическая сущность?

Представим себе, что воздух не обладает свойством вязкости и обтекает тело идеальной формы без срыва по­ тока с тела и без образования вихрей.

Очевидно, что при дозвуковой скорости такое тело не будет испытывать никакого сопротивления ни в результа­ те разности давлений на переднюю и заднюю его части, ни вследствие трения.

Но если поток, набегающий на тело, будет сверхзвуко­ вым, то тело будет испытывать сильное сопротивление. Почему это происходит? Это происходит потому, что по­ являются необратимые потери в тепло той кинетической (механической) энергии, которой обладал набегающий со сверхзвуковой скоростью поток. Внешне это явление можно сравнить с потерями внутри пограничного слоя.

В пограничном слое часть анергии частиц воздуха те­ ряется необратимо, переходя в тепло. Но в этом случае причина потерь энергии другая: внутреннее трение в воздухе. Если механические потерн в пограничном слое являются причиной сопротивления трения, то механиче­ ские потери, которые происходят при сверхзвуковой ско­ рости движения, являются источником нового вида соп­ ротивления, которое называется в о л н о в ы м . Конечно, сравнение здесь является чисто внешним. Механизм пе­ редачи энергии здесь различен. Волновое сопротивление возникает на скачке уплотнения и связано с ним. При этом говорят, что наступил волновой кризис. При волно­ вом кризисе сопротивление резко возрастает, подъемная сила уменьшается, в этом случае могут возникнуть виб­ рации, опасные для прочности отдельных частей или ра­ кеты в целом.

Потери происходят потому, что сверхзвуковая ско­ рость в данной части потока переходит в дозвуковую не плавно, а скачком. Чем выше скорость потока, тем интен­

111