| |
сходится, и обычно требуется не более 5 итераций даже при появлении зон с
умеренными сверхзвуковыми скоростями. На рис. 5 показаны линии постоянных
значений числа Маха на верхней поверхности треугольного крыла с {{?}} = 1,5
при отрывном обтекании ({{?}} = 15{{°}}, М{{?}} = 0,7).
Схема тонкой несущей поверхности даёт приемлемые результаты по аэродинамическим
нагрузкам и суммарным характеристикам, но недостаточна для изучения
распределения давления по крылу, поэтому развиваются модели с учётом конечности
толщины тела. На сверхзвуковых скоростях, когда области влияния поверхности на
данную точку (часть поверхности, ограниченная обратным конусом Маха, см. рис.
1) ограничены, основное применение получили прямые численные методы
интегрирования уравнений газовой динамики (так называемые методы конечных
разностей, крупных частиц и другие). Изучение отрывного обтекания крыльев
конечной толщины на дозвуковых скоростях привело к физико-математическим
моделям, основанным на схемах идеальной жидкости и пограничного слоя; влияние
последнего сказывается в увеличении эффективной толщины крыла и, главное, в
формировании отрыва. Методы К. т. используются для исследования несущих
поверхностей и другие типов (крестообразных, кольцевых и т. д.), а также
схематизированых компоновок самолётов.
Численные методы и ЭВМ становятся одним из основных источников информации в
аэродинамике. Однако аналитические подходы в К. т. продолжают играть
существенную роль как при математической постановке задачи, так и при
организации вычислительного эксперимента. Точные соотношения (например,
обратимости теорема), асимптотические решения и т. д. служат важным средством
контроля, иногда позволяют упростить решение некоторого класса задач (метод
сращиваемых асимптотических разложений и другие). За физическим экспериментом,
в особенности натурным, остаётся важнейшая контрольная роль. Вычислительный
эксперимент в сочетании с физическим даёт возможность установить количеств,
рамки применимости используемых схем и моделей. ЭВМ позволили использовать их в
полном виде без каких-либо дополнительных упрощений, поэтому существенно
расширяются области применимости классических схем; особенно это относится к
модели идеальной жидкости.
Лит.: Жуковский Н. Е., О присоединенных вихрях, Собр. соч., т. 4,М., 1949;
Чаплыгин С. А., О давлении плоскопараллельного потока на преграждающие тела (к
теории аэроплана). Собр. соч., т. 2, М., 1948; Голубев В. В., Лекции по теории
крыла, М.—Л,, 1949; Красильщикова Е. А., Крыло конечного размаха в сжимаемом
потоке, М,—Л., 195Z; Белоцерковский С. М., Тонкая несущая поверхность в
дозвуковом потоке газа, М., 1965; Эшли X., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и
корпусов летательных аппаратов, пер. с англ., М., 1969; Белоцерковский С. М.,
Скрипач Б. К., Табачников В. Г., Крыло в нестационарном потоке газа, М., 1971;
Белоцерковский С. М., Ништ М. И., Отрывное и безотрывное обтекание тонких
крыльев идеальной жидкостью, М., 1978; Исследование сверхзвуковой аэродинамики
самолетов на ЭВМ, М., 1983.
С. М. Белоцерковский.
Рис. 1. Основные области в схеме несущей поверхности: S — крыло; {{?}} —
вихревой след; {{?}} — диафрагмы; штриховыми прямыми показаны прямой и обратный
конусы Маха; заштрихована область влияния.
Рис. 2. Эффект полезного отрыва на треугольном крыле ({{?}} = 1,5) —
зависимости коэффициентов нормальной силы cn и продольного момента mzот угла
атаки {{?}}: 1 — расчет с носовой пеленой (штриховая линия — переходный режим с
пульсациями вихревых жгутов); 2 — без носовой пелены; {{?}} — эксперимент на
тонком крыле (относительная толщина {{c}} = 1%), {{?}} — на крыле с
профилированными сечениями ({{с}} = 18%).
Рис. 3. Вихревые структуры треугольного крыла (а, крыло изображено
треугольником) и стреловидного крыла с наплывом (б, крыло обозначено буквой S,
а = 15{{°}}); стрелками указано направление набегающего потока.
Рис. 4. Расчётная вихревая схема крыла (красная линия) в теории несущей
поверхности (отрывное нестационарное обтекание).
крылатая ракета — беспилотный летательный аппарат одноразового действия с
автономной системой наведения, снаряжённый ядерной или обычной боевыми частями,
совершающий управляемый полёт в атмосфере. К. р. подразделяются на до-, сверх-,
гиперзвуковые; стратегические и тактические; для поражения наземных и морской
целей; авиационного, морской и наземного базирования. Управление К. р.
осуществляется с помощью аэродинамических сил. В качестве маршевого двигателя
применяется турбореактивный двигатель, турбореактивный двухконтурный двигатель,
прямоточный воздушно-реактивный двигатель, комбинированный прямоточный
воздушно-реактивный двигатель и другие Для сообщения дозвуковым К. р. наземного
и морского базирования необходимой скорости полета на ней устанавливается
ускоритель в виде ракетного двигателя твёрдого топлива. У сверхзвуковых К. р. с
прямоточным воздушно-реактивным двигателем роль крыла при больших сверхзвуковых
скоростях могут выполнять корпус ракеты и боковые воздухозаборники; разгон
ракеты до скорости, соответствующей началу работы маршевого прямоточного
воздушно-реактивного двигателя (М{{?}} = 1,8—2,2), осуществляется либо с
помощью заряда твёрдого топлива, располагаемого внутри камеры сгорания
прямоточного воздушно-реактивного двигателя (комбинированный прямоточный
воздушно-реактивный двигатель) либо с помощью ускорителя в виде ракетного
двигателя твердого топлива расположенного снаружи — по бокам ракеты или по
схеме «тандем». В зависимости от положения органов продольного управления
относительно центра масс ракеты принято различать «нормальную» аэродинамическую
схему (рули в хвостовой части корпуса), «утку» (рули в носовой части корпуса) и
«бесхвостку» (рули на задней кромке крыла).
|
|
