Переход от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым скоростям не представляет собой внезапного изменения условий течения у профиля крыла, так как и при дозвуковых скоростях полета в некоторых местах поверхности скорости могут быть выше, чем скорость звука. Такие области при увеличении скорости полета все более увеличиваются. Переход к сверхзвуковым скоростям значительно облегчает теоретический анализ, ибо в этом случае увеличиваются области течений со скоростями, большими, чем скорость звука, аналитическое исследование которых во многих случаях проще, нежели исследование течений с дозвуковыми скоростями, не говоря уже об областях скоростей обоего рода потоков. И в данном случае нам придется при расчетах сделать некоторые не вполне отвечающие действительности предположения. Прежде всего мы вовсе не будем учитывать силу трения, которая, впрочем, едва ли играет в данном случае большую роль. Далее мы пренебрегаем и явлениями отрыва струй на верхней поверхности крыла, хотя они в данном случае имеют очень важнее значение. И, наконец, мы предполагаем, что на поток не действуют внешние силы, что он свободен от вихрей и не обладает теплопроводностью. Таким образом силы, действующие на данный профиль, не могут быть подсчитаны с достаточной точностью; однако те пределы, в которых они могут колебаться,. могут быть установлены достаточно точно. Мы позволим себе здесь уже обратить внимание на некоторые свойства потока, обладающего скоростью выше скорости звука. В то время как воздух при обтекании тела со скоростью ниже скорости звука получает ускорение при сужении пространства, при скорости воздуха выше скорости звука движение его при этом получает замедление; кроме того, образуются волны, которые напоминают поверхностные волны, образующиеся на воде, в особенности волны при прохождении судна. Наконец, при сверхзвуковых скоростях мы встречаемся еще с одним явлением, которое отсутствует при нижезвуковых скоростях, а именно: все возмущения, возникающие в таком потоке, наблюдаются только вниз по течению, внутри конуса, вершина которого находится в центре возмущения и который имеет вполне определенный угол раскрытия.
Явления срыва струй в области сверхзвуковых скоростей
При всех предыдущих исследованиях профиля мы не принимали во внимание явлений срыва струй, наблюдаемых при определенных углах атаки у профилей, движущихся при скоростях ниже скорости звука. Условия на верхней стороне крыла при сверхзвуковых скоростях будут благоприятнее, нежели при малых скоростях, так как в этом случае сильного повышения давления по направлению к заднему краю профиля, способствующего отделению пограничного слоя, не имеется; как правило, наблюдается даже уменьшение давления в этом направлении, так что в данном случае пограничный слой не только не замедляется Б своем движении, но даже получает ускорение. Однако результаты опытов Бриггса дают совершенно противоположную картину, и Бриггс утверждает, что отрыв струй на верхней стороне профиля наступает самое позднее в тот момент, когда местное давление понизится до 0,51-кратного внешнего давления. Бриггс ставит это число в зависимость от критического отношения давления воздуха =0,527. Само собой разумеется, что момент перехода от скоростей ниже скорости звука к сверхзвуковым скоростям может привести к отрыву пограничного слоя вследствие прерывных условий потока и уплотнений. Еще не вполне выяснено, можно ли совершенно не опасаться, что такой отрыв струй не будет происходить при сверхзвуковых скоростях. Во всяком случае, на верхней стороне профиля следует по возможности избегать возникновения уплотнений, так как они оказывают то же действие, что и повышение давления, и могут служить причиной срыва струй.
Пространственная теория подъемной силы отдельного крыла при сверхзвуковой скорости потока
На концах крыла конечной длины при скоростях выше скорости звука наблюдается уменьшение подъемной силы, а по Буземану — одновременно и сил лобового сопротивления, причем при таком уменьшении подъемной силы крыла конечной длины коэффициент планирования будет равен этому же коэффициенту крыла бесконечного размаха. Это утверждение будет вполне справедливо для плоской пластинки, а приближенно для профилей средней толщины. У крыла, применяемого при сверхзвуковых скоростях, не имеется поэтому, собственно говоря, концевых сопротивлений. В отношении величины уменьшения подъемной силы благодаря влиянию концов крыла из природы самого потока при сверхзвуковой скорости можно предположить, что при крыльях с обычным удлинением оно будет незначительно.
Основные принципы для выбора формы крыла при сверхзвуковых скоростях
При выборе формы крыла для сверхзвуковых скоростей следует помнить, что плоская бесконечно тонкая пластинка представляет собой теоретически наилучшее крыло для сверхзвуковых скоростей и что выполняемые на практике крылья конечной толщины будут тем лучше, чем более они будут приближаться к этой форме. Качество таких тонких пластинок равняется обратной величине угла атаки и ухудшается у профилей конечной толщины вместе с удлинением профиля. Несмотря на то, что теоретически требуется выбирать по возможности гонкие сечения крыльев, однако из конструктивных соображений часто рекомендуется применение коротких широких крыльев с небольшими статическими моментами относительно основания лонжерона. Делается это ввиду того, что вследствие отсутствия концевого сопротивления удлинение крыла почти не влияет на качество крыла. У профилей конечной толщины носик должен быть остроконечный настолько, чтобы угол между входными касательными был максимально близок к полетным углам атаки; последнее необходимо для того, чтобы на верхней стороне профиля всегда имелось только разрежение. При дозвуковых скоростях лучшие профили имеют выгнутую кверху среднюю линию, но во избежание пересечения звуковых воли от нижней стороны профиля и обусловливаемых ими отражений и возмущений можно рекомендовать совершенно плоскую нижнюю сторону профиля. Верхний контур профиля определяется наименьшей допустимой по конструктивным соображениям толщиной крыла и направлением входной касательной профиля. Для того чтобы улучшить качество крыла, необходимо выполнить условие максимума. В отношении применения этих профилей следует екать, что угол атаки некогда не должен быть настолько мал, чтобы на верхней стороне носика профиля создавалось избыточное давление. По-видимому теоретически будет вполне правильно настолько вытянуть носик профиля, чтобы угол между входными касательными приближался к нулю, причем кончик этот для обеспечения безударного входа должен быть загнут по направлению полета. Практически потери вследствие уплотнений на нижней стороне профиля при конечном угле атаки будут, однако, настолько малы, что учитывать их при конструировании не стоит.
Явления срыва струй в области сверхзвуковых скоростей
При всех предыдущих исследованиях профиля мы не принимали во внимание явлений срыва струй, наблюдаемых при определенных углах атаки у профилей, движущихся при скоростях ниже скорости звука. Условия на верхней стороне крыла при сверхзвуковых скоростях будут благоприятнее, нежели при малых скоростях, так как в этом случае сильного повышения давления по направлению к заднему краю профиля, способствующего отделению пограничного слоя, не имеется; как правило, наблюдается даже уменьшение давления в этом направлении, так что в данном случае пограничный слой не только не замедляется Б своем движении, но даже получает ускорение. Однако результаты опытов Бриггса дают совершенно противоположную картину, и Бриггс утверждает, что отрыв струй на верхней стороне профиля наступает самое позднее в тот момент, когда местное давление понизится до 0,51-кратного внешнего давления. Бриггс ставит это число в зависимость от критического отношения давления воздуха =0,527. Само собой разумеется, что момент перехода от скоростей ниже скорости звука к сверхзвуковым скоростям может привести к отрыву пограничного слоя вследствие прерывных условий потока и уплотнений. Еще не вполне выяснено, можно ли совершенно не опасаться, что такой отрыв струй не будет происходить при сверхзвуковых скоростях. Во всяком случае, на верхней стороне профиля следует по возможности избегать возникновения уплотнений, так как они оказывают то же действие, что и повышение давления, и могут служить причиной срыва струй.
Пространственная теория подъемной силы отдельного крыла при сверхзвуковой скорости потока
На концах крыла конечной длины при скоростях выше скорости звука наблюдается уменьшение подъемной силы, а по Буземану — одновременно и сил лобового сопротивления, причем при таком уменьшении подъемной силы крыла конечной длины коэффициент планирования будет равен этому же коэффициенту крыла бесконечного размаха. Это утверждение будет вполне справедливо для плоской пластинки, а приближенно для профилей средней толщины. У крыла, применяемого при сверхзвуковых скоростях, не имеется поэтому, собственно говоря, концевых сопротивлений. В отношении величины уменьшения подъемной силы благодаря влиянию концов крыла из природы самого потока при сверхзвуковой скорости можно предположить, что при крыльях с обычным удлинением оно будет незначительно.
Основные принципы для выбора формы крыла при сверхзвуковых скоростях
При выборе формы крыла для сверхзвуковых скоростей следует помнить, что плоская бесконечно тонкая пластинка представляет собой теоретически наилучшее крыло для сверхзвуковых скоростей и что выполняемые на практике крылья конечной толщины будут тем лучше, чем более они будут приближаться к этой форме. Качество таких тонких пластинок равняется обратной величине угла атаки и ухудшается у профилей конечной толщины вместе с удлинением профиля. Несмотря на то, что теоретически требуется выбирать по возможности гонкие сечения крыльев, однако из конструктивных соображений часто рекомендуется применение коротких широких крыльев с небольшими статическими моментами относительно основания лонжерона. Делается это ввиду того, что вследствие отсутствия концевого сопротивления удлинение крыла почти не влияет на качество крыла. У профилей конечной толщины носик должен быть остроконечный настолько, чтобы угол между входными касательными был максимально близок к полетным углам атаки; последнее необходимо для того, чтобы на верхней стороне профиля всегда имелось только разрежение. При дозвуковых скоростях лучшие профили имеют выгнутую кверху среднюю линию, но во избежание пересечения звуковых воли от нижней стороны профиля и обусловливаемых ими отражений и возмущений можно рекомендовать совершенно плоскую нижнюю сторону профиля. Верхний контур профиля определяется наименьшей допустимой по конструктивным соображениям толщиной крыла и направлением входной касательной профиля. Для того чтобы улучшить качество крыла, необходимо выполнить условие максимума. В отношении применения этих профилей следует екать, что угол атаки некогда не должен быть настолько мал, чтобы на верхней стороне носика профиля создавалось избыточное давление. По-видимому теоретически будет вполне правильно настолько вытянуть носик профиля, чтобы угол между входными касательными приближался к нулю, причем кончик этот для обеспечения безударного входа должен быть загнут по направлению полета. Практически потери вследствие уплотнений на нижней стороне профиля при конечном угле атаки будут, однако, настолько малы, что учитывать их при конструировании не стоит.