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

сивнее скачок уплотнения и тем сильнее нагревается воздух. Воздух в свою очередь нагревает соприкасаю­ щуюся с ним поверхность ракеты.

При заданной сверхзвуковой скорости волновое соп­ ротивление зависит от формы скачка: прямого или косо­ го. При прямом скачке уплотнения скорость за скачком становится дозвуковой, поэтому потери при прямом скач­ ке наибольшие. При косом скачке потери зависят от уг­ ла встречи потока с телом: чем острее этот угол, тем меньше потери.

Наиболее трудны исследования условий полета раке­ ты (самолета) при переходе скоростей полета от дозву­ ковых к сверхзвуковым. Это связано с тем, что при пере­ ходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям возника­ ют новые условия обтекания: появляются скачки уплот­ нения, параметры потока изменяются практически мгно­ венно.

Как уменьшить силу лобового сопротивления при сверхзвуковых скоростях?

Во второй главе рассмотрен вопрос о наиболее выгод­ ной аэродинамической форме при дозвуковых скоростях. А какая же форма должна быть при сверхзвуковых ско­ ростях полета? Вначале ученые и конструкторы не зна­ ли, какую форму летательного аппарата выбрать для сверхзвукового полета. Поэтому самолеты, рассчитанные на скорости, близкие к скорости звука, имели такие же формы, как и для малых дозвуковых скоростей.

Еще в период второй мировой войны во время испы­ таний английского истребителя «Спитфайр» делались по­ пытки достичь предельной скорости на пикировании при работе двигателя на полных оборотах. Во время этих по­ летов со скоростью около 900 км/ч самолетом было труд­ но управлять. Чтобы повернуть ручку, требовались зна­ чительно большие усилия, чем при меньших скоростях. Самолет не слушался, начиналась вибрация органов уп­ равления, крыльев, всего самолета. Были случаи, когда самолет полностью терял управление и даже разрушал­ ся в воздухе. Аналогичные явления происходили при ис­ пытании немецкого истребителя «Ме-163» с жидкостным реактивным двигателем конструкции Вальтера.

112

Рис. 42. Обтекание сверхзвуковым потоком:

а—дозвукового профиля, б—сверхзвукового профиля

Эти явления, которые тогда не могли объяснить, вы­ зывались тем, что при приближении скорости полета к скорости звука самолеты, имеющие форму, которая хо­ рошо обтекается дозвуковым потоком, оказываются неус­ тойчивыми, так как начинает сказываться сжимаемость воздуха, и условия обтекания изменяются.

Было установлено, что при сверхзвуковых скоростях лучше использовать профили с заостренными кромками

(рис. 42, б ) .

Если для сверхзвукового полета взять профиль с ок­ ругленной носовой частью, который применяется для до­ звукового полета (см. рис. 42, а), то перед профилем возникнет прямой скачок уплотнения, следовательно, скорость потока снизится до дозвуковой. Чтобы избе­ жать прямого скачка, переднюю и заднюю кромки про­ филя делают заостренными (см. рис. 42, б). Наиболее выгодным профилем для сверхзвукового полета является профиль, показанный на рис. 42, б сплошной линией. Следует также указать, что и профили с заостренными кромками различаются в зависимости от величины сверх­ звуковой скорости.

Поэтому в последние годы ученые и конструкторы многих стран мира работают над созданием летательных аппаратов с крылом изменяемой стреловидности. У тако­ го летательного аппарата при взлете крылья прямые. Этим достигается большая подъемная сила, и летатель­ ный аппарат легко поднимается. На сверхзвуковых ско­ ростях крылья складываются, образуют необходимую ве­ личину стреловидности. При посадке крылья снова раз­ вертываются.

Если сверхзвуковым потоком обтекается заостренное тело, например, крыло с заостренной кромкой, то начи­ ная с некоторого большого значения скорости потока,

118

скачок садится на острие: передняя точка скачка совме­ щается с острой кромкой крыла. Для каждого угла за­ острения имеется определенная скорость, начиная с ко­ торой, наблюдается такое явление. При таком обтекании прямого скачка не получается, в данном случае появля­ ется косой скачок. А на косом скачке, как было сказано выше, потери значительно меньше, чем на прямом, При небольшом угле, который образуют острые кромки кры­ ла, скачок создает с набегающим потоком угол, близкий к углу слабых возмущений. Чем тоньше носок, тем мень­ ше возмущения в потоке он вызывает и тем меньше по­ терн энергии. Возмущения, которые может вызывать, например, швейная игла при сверхзвзуковой скорости, будут очень близки к слабым возмущениям •— звуковым волнам.

При выборе формы профиля для сверхзвукового по­ лета стремятся к тому, чтобы получить на профиле не прямой, а косой скачок уплотнения и чтобы этот скачок был с возможно меньшим острым углом. Для сверхзву­ кового полета применяются так называемые ламинарные профили крыльев: наибольшая толщина крыла переме­ щается назад и уменьшается его вогнутость, т. е. оно приближается к симметричному профилю.

При такой форме крыла любого летательного аппа­ рата пограничный ламинарный слой сохраняется на зна­ чительной части крыла, благодаря чему уменьшается соп­ ротивление воздуха. Применяются стреловидные крылья, о которых будет сказано ниже.

Кроме формы аэродинамических поверхностей, на ве­ личину сопротивления воздуха полету ракеты (летатель­ ного аппарата) влияет также чистота аэродинамических поверхностей, соприкасающихся с воздушным потоком. Чем более гладкая поверхность, тем меньше она испыты­ вает сопротивление трения. И это кажется очевидным.

В поисках наиболее выгодных форм аэродинамиче­ ских поверхностей и материалов ученые изучают полет птиц. Ведь ни один летательный аппарат еще не может поднять то количество груза на единицу потребляемой мощности, которое поднимают птицы. Но и птицы лета­ ют по-разному. Одни из них летают медленно и тяжело, затрачивая много энергии на полет, другие летят быстро и делают большие перелеты и т. д.

114

До настоящего времени казалось очевидным, что чем более гладкая поверхность летательного аппарата, тем меньшее сопротивление он испытывает при полете и тем больше его подъемная сила.

Но в последнее время аэродинамики совместно с био­ логами установили, что шероховатость поверхности не только не ухудшает аэродинамические качества птиц, но, наоборот, улучшает их.

Действительно, несмотря на то, что перья на крыльях птиц плотно прилегают друг к другу, они образуют бо­ роздчатую поверхность. В эти бороздки попадают части­ цы воздуха, которые образуют тонкий слой, движущийся вместе с крылом. Потоки воздуха, с которыми встреча­ ется крыло птицы, скользят не по перьям, а по очень тонкому слою воздуха, удерживающемуся в перьях кры­ ла. В данном случае происходит трение воздуха о воздух. На трение воздуха о воздух тратится значительно мень­ ше энергии, чем на трение воздуха о твердое тело, хотя бы очень гладкое. Это очень интересное явление изучает­ ся с целью возможности практического использования.

При полете птица совершает сложное движение кры­ льями, причем крыло находится под таким углом к нап­ равлению встречного воздуха, под которым оно испыты­ вает минимальное лобовое сопротивление. Еще академик С. А. Чаплыгин высказывал мысль об увеличении подъ­ емной силы при наличии разрезного «рыла (как у пти­ цы). Опыты подтверждают, что подъемная сила крыла во время отрыва птицы от опоры возрастает, а концы крыльев птиц имеют такие же свойства, как пропеллер винтомоторного самолета. Это и приводит к тому, что птицы тратят значительно меньше энергии на единицу поднимаемого веса, чем самые современные летательные аппараты.

Так, изучая живую природу, аэродинамики находят пути уменьшения лобового сопротивления.

Аэродинамический нагрев

Воздух (газ) отличается от несжимаемой жидкости прежде всего тем, что его потенциальная энергия пропор­ циональна абсолютной температуре. При движении воз­ духа может происходить превращение кинетической энер­ гии в потенциальную и наоборот.

115

Вследствие этого уменьшение кинетической энергии (без отвода тепла от воздушного потока) обязательно связано с возрастанием температуры.

При малых скоростях движения воздуха кинетическая энергия мала в сравнении с теплосодержанием, и поэто­ му в этих случаях влиянием изменения скорости воздуха на его абсолютную температуру на практике пренебре­ гают. А при больших скоростях, соизмеримых со скоро­ стью звука, кинетическая энергия уже близка к тепло­ содержанию. Поэтому при скоростях, близких к скорости звука и более высоких скоростях, необходимо учитывать изменение температуры потока вследствие изменения скорости течения.

Повышение температуры при этом (уменьшение ки­ нетической энергии) происходит по двум причинам: вследствие сжатия воздуха и в результате трения.

Нагревание вследствие сжатия воздуха. Переход ки­ нетической энергии в потенциальную происходит при встрече ракеты с потоком воздуха. При этом уменьшает­ ся скорость движения и увеличивается температура воз­ духа. Носовая часть ракеты заставляет ноток тормозить­ ся. что вызывает сжатие воздуха перед носовой частью и его нагревание. В самом центре потока произойдет пол­ ное торможение, т. е. вся кинетическая энергия перейдет в потенциальную; температура, которую при этом при­ мет воздух, называется т е м п е р а т у р о й т о р м о ж е ­ ния. Точка, в которой скорость воздуха принимает нуле­ вое значение, называется к р и т и ч е с к о й т о ч к о й . Ес­ тественно, что чем выше скорость движения, тем больше сжатие и, следовательно, больше температура воздушно­ го потока. Часть тепла при этом, конечно, отводится в окружающее пространство, часть тепла воспринимает

.носовая часть поверхности ракеты.

Нагревание вследствие трения. Другая причина, вы­ зывающая торможение потока, порождается вязкими свойствами воздуха. У поверхности обтекаемой ракеты образуется тонкий пограничный слой заторможенного воздуха. В этом слое скорость изменяется от нуля на по­ верхности ракеты до скорости потока на внешней грани­ це пограничного слоя.

Вследствие разности скоростей в соприкасающихся слоях воздуха у поверхности ракеты происходит внут­ реннее трение, которое вызывает в этом тонком погра­

116

ничном слое нагревание. Конечно, часть тепла и в этом случае уходит в окружающую среду, а часть остается в пограничном слое. Температура воздуха в набегающем потоке при этом увеличивается.

Таким образом, уменьшение скорости потока в ре­ зультате торможения его при встрече с движущейся ра­ кетой, а также в результате трения в пограничном слое воздуха и трения его о поверхность ракеты вызывает по­ вышение температуры воздуха, обтекающего ракету, и повышение температуры ракеты. Как было уже отмечено, в носовой части ракеты скорость потока воздуха вслед­ ствие торможения падает до нуля. Температуру тормо­ жения можно вычислить по формуле

v — скорость потока (ракеты), м/с.

Рассчитаем температуру торможения для двух скоро­ стей ракеты — 1000 и 3000 м/с — при температуре окру­

Из расчетов видно, что увеличение скорости ракеты очень сильно повышает температуру торможения. Так при скорости ракеты 1000 м/с температура торможения составляет 733°, а при скорости ракеты 3000 м/с она до­ стигает уже 4733°. Температура поверхности ракеты бу­ дет, конечно, несколько ниже температуры торможения вследствие теплового излучения в окружающее прост­ ранство и отвода части тепла внутрь ракеты.

Однако при больших скоростях ракеты эта темпера­ тура будет все же очень высокой, и необходимо прини­ мать специальные меры к защите ракеты, а особенно ее головной части от сгорания. Предотвратить сгорание ра­ кеты, движущейся с большой скоростью, можно двумя путями.

Один из них был использован при создании первых межконтинентальных баллистических ракет, когда отда-

117

зали предпочтение остроконечным формам. Такие фор­ мы, как мы уже знаем, оказывают наименьшее сопротив­ ление воздушному потоку. Однако испытания таких ра­ кет показали, что в пограничном слое воздуха создаются' очень высокие температуры, так как носовая часть та­ кой ракеты отражает в атмосферу только около 50% теп­ ла. Следовательно, корпус такой ракеты воспринимает также около 50% тепловой энергии.

Опыты показали, что совершенно иное положение у ракет с тупой носовой частью. При полете в атмосфере ракеты с тупой носовой частью впереди нее образуется очень мощная ударная волна (рис. 43). Эта волна дейст­ вует как тормоз и отражает в атмосферу приблизительно 90% тепловой энергии. Следовательно, при тупой носовой части только одна десятая доля тепла идет на нагрев корпуса ракеты. Воздушный поток в сжатой зоне перед головной частью ракеты быстро теряет скорость и сильно нагревается. Увеличение температуры потока приводит к разрушению молекул воздуха на атомы (диссоциация).

При тупой носовой части количество тепла, которое попадает на единицу площади, меньше, так как оно рас­ пределяется на большей площади.

Второй путь предохранения ракеты от сгорания за­ ключается в том, что ее носовую часть покрывают таки­ ми веществами, которые для плавления и испарения тре­ буют очень большого количества тепловой энергии и> имеют возможно меньшую скорость передачи тепла. Этот слой при полете обгорит, но ракета останется целой. Для покрытия носовой части ракет используют углерод, окись магния. Углерод при повышении температуры во время полета из твердого состояния сразу же переходит в га­ зообразное (минуя жидкую фазу). При этом он поглоща­ ет тепла в десятки раз больше, чем такие тугоплавкие металлы, как хром и молибден.

К настоящему времени разработано много способов борьбы с тепловыми потерями.

118

К ним например, относятся:

1.Термостойкие покрытия.

2.Применение искусственного охлаждения.

3.Создание обшивки с циркулирующей по ее внут­ ренней поверхности жидкостью, т. е. создание так назы­ ваемой «тепловой подушки».

4.Обработка наружных поверхностей до зеркальной

чистоты для отражения солнечных лучей и т. д.

Гипер- и супераэродинамика,

.магнитоаэродинамика

Известно, что современные баллистические ракеты (космические корабли) движутся с очень большими ско­ ростями, достигающими 4000—7000 м/с и более. Такие скорости в двадцать и более раз превышают скорость звука. Кроме того, такие ракеты совершают полет на очень больших высотах, где воздух сильно разрежен.

Условия аэродинамических полетов с очень большими

.скоростями и на больших высотах в сильно разреженной

В чем же заключаются особенности полета ракет с боль­ шими скоростями в разреженных средах?

Дело в том, что скачки уплотнения, которые образу­ ются уже при малых сверхзвуковых скоростях, при больших сверхзвуковых скоростях наклоняются в нап­ равлении набегающего потока, т. е. приближаются к по­ верхности ракеты. Кроме того, мощность скачков уплот­ нения при таких скоростях сильно возрастает.

Уже при числе М, равном 5, характер обтекания ра­ кеты изменяется. Ударная головная 'волна идет вдоль поверхности ракеты, все более приближаясь к погранич­ ному слою; это еще более сближает наружную границу пограничного слоя с ударной волной, что приводит к взаимодействию ударной волны с пограничным слоем. Давление по фронту волны при этом будет неодина­ ковым, обтекание ухудшается. Возникает добавочное сопротивление, которое называется индукционным.

Следует указать, что с увеличением скорости толщина пограничного слоя растет.

119