Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»



Скачать 38.76 Mb.
страница67/170
Дата07.03.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   63   64   65   66   67   68   69   70   ...   170

К. с. имеет место также при движении с дозвуковыми скоростями других плохо обтекаемых тел с гладким контуром: круговой цилиндр, эллипсоиды и т. д. Для хорошо обтекаемых тел (аэродинамические профили и другие) он практически не наблюдается.

В. А. Башкин.

Распределение коэффициента давления сp = 2(р - p{{}})/{{ρ}}u2{{}} (р — давление на поверхности шара, p{{}} — давление в набегающем потоке, u{{}} — скорость потока, {{ρ}} — плотность среды вдоль образующей шара: 1 — Re = 157200, cx = 0.471; 2 — Re = 251300, cx = 0,313; 3 — Re = 298500, cx = 0,151; 4 — Re = 424500, cx = 0,143; штриховая кривая — идеальная жидкость при безотрывном обтекании; М — положение максимума скорости среды, cx — безразмерный коэффициент полного аэродинамического сопротивления.



Крикун Александр Филиппович (1909—1970) — советский воздухоплаватель. Окончил Московскую воздухоплавательную школу ГВФ (1936). Выполнял полеты на свободных аэростатах для тренировок лётного состава и научно-исследовательских целей (налетал свыше 2500 ч); совершил ряд рекордных полётов на аэростатах разных объёмов. В 1938 вместе с А. А. Фоминым и Г. И. Голышевым выполнил полёт на субстратостате с планёром, отцепленным на высоте 5100 м. Выполнил ряд полётов для отработки прыжков с парашютом с аэростата, Помощник командира стратостата-парашюта ВР-60 «Комсомол», совершившего 12 октября 1939 полёт на высоте 16800 м. В годы Великой Отечественной войны начальник штаба отдельного воздухоплавательного отряда. После войны работал пилотом свободных аэростатов в Центральной аэрологической обсерватории Гидрометеослужбы СССР. 27 апреля 1949 вместе с П. П. Полосухиным при полёте на субстратостате СССР ВР-79 объёмом 2650 м3 установил всесоюзный рекорд высоты прыжка (11668 м), который превышал мировой.

А. Ф. Крикун.



криогенная аэродинамическая труба (от греческого kr{{y}}os — холод, мороз, лёд и -gen{{e}}s — рождающий, рождённый) — аэродинамическая труба, в которой рабочий газ охлаждается вплоть до температуры начала равновесной конденсации в потоке. Охлаждение потока производится с целью повышения Рейнолъдса числа Re за счёт уменьшения динамической вязкости. Другие известные способы увеличения Re путём увеличения полного давления p0 или характерных размеров l аэродинамической трубы и модели приводят к увеличению требуемой для проведения эксперимента мощности привода (N{{∞}}p0l2), тогда как увеличение чисел Рейнольдса путём снижения температуры торможения Т0 приводили уменьшению мощности привода (N{{∞}}T0,5).

Охлаждение рабочего газа — воздуха или азота — производится обычно путём впрыска и испарения в нём жидкого азота. При заданных давлении p0 и размере рабочей части l имеют место следующие зависимости основных параметров К. а. т. от температуры торможения при Маха числе М = const: Re{{∞}}Т0-1,4, расход газа G{{∞}}T0-0,5, скорость ω{{∞}}T00,5 и скоростной напор q = {{ρ}}ω2/2∞/2 не зависит от Т0 (см. рис.). При Re = const, p0 = const расход полной энергии для обычной компрессорной трубы требуется примерно в 2 раза больший, чем для криогенной включая затраты на получение жидкого азота. Постоянство скоростного напора а является очень важным качеством К. а. т.: при охлаждении потока (p0 = const) Re растёт, а нагрузка на модель не изменяется, что позволяет исследовать раздельно влияние значения Re и аэроупругости на аэродинамические характеристики модели.

При криогенных температураx свойства воздуха (или азота) отличаются от свойств совершенного газа. Однако эти отличия при давлениях до 0,4 МПа и температурах, которые превышают температуры конденсации, составляют не более 1% и практически не сказываются на газодинамических характеристиках потока. Потому при анализе экспериментальных данных и проведении аэродинамических расчётов можно пользоваться уравнениями для совершенного газа с показателем адиабаты {{γ}} = 1,4.

А. Л. Искра.

Зависимости относительных значений числа Рейнольдса {{Re}}, плотности газа {{р}}, расхода газа {{б}}, скоростного напора {{д}}, потребной мощности {{N}} и скорости потока {{ш}} (отнесённых к их значениям при некоторой «начальной» температуре) от температуры торможения T0.



криогенное топливо — жидкое топливо (при температуре ниже 120 К), получаемое сжижением газов глубоким охлаждением, К К. т. относятся жидкие водород, метан и (в значительной мере условно) пропан. Они обладают повышенным хладоресурсом топлива, что важно для решения проблем, связанных с охлаждением теплонапряжённых элементов летательного аппарата, силовой установки и бортового оборудования при больших скоростях полёта.

Широкие перспективы открываются при использовании в качестве авиационного топлива жидкого водорода, имеющего высокие энергетические характеристики. С применением водорода связывают возможности создания самолётов с большими гиперзвуковыми скоростями полёта. Жидкий пропан рассматривается в качестве эффективного хладагента для бортовых систем кондиционирования и теплонапряжённых элементов летательных аппаратов и силовых установок. При использовании пропана значительно легче (по сравнению с использованием водорода и метана) решаются проблемы сжижения, транспортировки, хранения, а также размещения К. т. на летательном аппарате. Метан по многим важным эксплуатационным показателям (плотности, температурному диапазону жидкого состояния и другим) существенно уступает пропану, но превосходит его по ресурсам сырья.



В 1988 в СССР начались лётные испытания экспериментального самолёта Ту-155, способного использовать в качестве топлива жидкий водород и сжиженный природный газ.

Н. Ф. Дубовкин.

критическая скорость течения — местная скорость {{α}}* стационарного течения газа, равная местной скорости звука. К. с. т. вводится обычно при анализе движения идеального совершенного газа, формула для её расчёта следует из Бернулли уравнения при отсутствии массовых сил: {{α}}* = [2Н({{γ}} - 1)/({{γ}} + 1)]{{' }} = Vm[({{γ}} - 1)/({{γ}} + 1){{-lf}},где {{γ}} — показатель адиабаты, H — энтальпия торможения, Vm — максимальная скорость в газе. В задачах аэро- и гидродинамики К. с. т. часто используется в качестве характерного масштаба скорости.

критические режимы летательного аппарата — опасные формы свободного движения летательного аппарата (например, инерционное вращение, самовращение, сваливание, штопор), развивающиеся при значительных превышениях установленных для данного типа летательного аппарата лётных ограничений. Общим для таких режимов является сложное пространственное движение, нередко с большими скоростями вращения и значительными линейными и угловыми ускорениями, вследствие чего летательный аппарат может практически полностью выйти из-под контроля нетренированного лётчика. Кроме того, возникающие при этом изменения характера реакции летательного аппарата на отклонения органов управления для выхода из К. р. требуют, как правило, особых приёмов пилотирования.

критическое сечение сопла — см. в статье Лаваля сопло.

Крокко (Сrоcco) Гаэтано Артуро (1877—1968) — итальянский специалист в области авиации и артиллерии, один из пионеров ракетной техники, генерал. Учился а университете в Палермо (1896—1900). Статьи по авиации и воздухоплаванию печатал с 1902. Особое внимание уделял вопросам устойчивости и управляемости летательных аппаратов. В 1904 одним из первых обосновал необходимость применения элеронов. Большое внимание уделял исследованию воздушных винтов, первым предложил (1905) использовать режим авторотации винта для осуществления аварийной посадки вертолётов. В 1904—1926 — один из руководителей итальянского дирижаблестроения. Построенный в 1908 при его участии дирижабль Р-1бис положил начало итальянской школе полужёстких дирижаблей. Внёс ряд усовершенствований в конструкцию, аэродинамику и вооружение дирижаблей. После 1926 занимался авиацией, особое внимание уделял проблемам высотной и реактивной авиации, испытывал твердотопливные ракеты. После Второй мировой войны возглавлял Итальянскую ассоциацию ракетных исследований и аэронавтики, пропагандировал межпланетные полёты и космические исследования, в том числе «пакетное» использование ракетных двигателей. Именем К. назван кратер на Луне.

Г. А. Крокко.



Крокко (Сrоссо) Луиджи (р. 1909) — итальянский учёный в области авиации и космонавтики, профессор. Окончил Римский университет (1931). В 1928—1949 занимался теоретическими и экспериментальными исследованиями в области аэродинамики больших скоростей и реактивного движения. С 1949 работает в США; руководитель Гуггенхеймского центра реактивного движения в Принстоне (1949—73).

круговая скорость — см. в статье Космические скорости.

«Крузейру ду Сул» (Servicos А{{é}}геos Cruzeiro do Sul) — авиакомпания Бразилии. Осуществляет перевозки в странах Южной Америки. Основана в 1927. В 1989 перевезла 3,6 миллионов пассажиров, пассажирооборот 3,63 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 13 самолётов.

Крутень Евграф Николаевич (1890—1917) — русский лётчик, капитан. Окончил Гатчинскую военную авиационную школу со званием военного лётчика (1914). В 1914—1916 летчик, командир второго армейского авиационного отряда, командир второго авиационного отряда истребителей. В 1916 командирован во Францию и Великобританию, где ознакомился с постановкой авиационного дела, освоил новые типы самолётов, принял участие в боевых действиях. После возвращения в Россию назначен (апрель 1917) командиром второй боевой авиационной группы, в состав которой входили три отряда истребителей. К. разработал теорию и проверил на практике многие приёмы воздушного боя. Им написаны работы «Воздушный бой» (1916), «Истребительная авиация» (1917) и другие. Сбил около 20 самолётов противника. Погиб в июне 1917, возвращаясь с боевого задания.

Лит.: Залуцкий Г. В., Выдающиеся русские летчики. М., 1953.

Е. Н. Крутень.



крутка крыла — угловое отклонение местных хорд крыла от его базовой плоскости (см. Системы координат летательного аппарата) и (или) изменение кривизны профилей крыла по его размаху. Различают геометрические и аэродинамические крутки. Геометрическая К. к. — изменение по размаху крыла углов между базовой плоскостью крыла и местными хордами при постоянном по размаху значении кривизны профиля; характеризуется местным углом крутки, который считается положительным, если передняя точка хорды лежит выше задней. Изменение кривизны профилей по размаху крыла при расположении всех местных хорд в одной плоскости называется аэродинамической К. к. или аэродинамической закрученностью крыла. При малых углах атаки можно считать, что подъёмная сила в каждом сечении закрученного неплоского крыла при заданном угле атаки равна сумме подъёмной силы в этом сечении для плоского крыла при том же угле атаки и дополнительной подъёмной силы, обусловленной К. к.; характерным свойством закрученного крыла является наличие ненулевой подъёмной силы в различных сечениях крыла при нулевой подъёмной силе всего крыла.

К. к. широко применяется в прикладной аэродинамике для создания несущих поверхностей с заданными суммарными аэродинамическими нагрузками. Наиболее важным является использование К. к. для получения приращения коэффициента продольного момента (см. Аэродинамические коэффициенты) при нулевой подъёмной силе и для минимизации той части сопротивления аэродинамического, которая связана с созданием подъёмной силы; при дозвуковых скоростях полёта таким сопротивлением является индуктивное сопротивление. Применение К. к. позволяет повысить степени реализации подсасывающей силы и получить распределение нагрузки по размаху крыла, близкое к эллиптическому, при котором индуктивное сопротивление минимально. При сверхзвуковых скоростях полёта наряду с индуктивным (вихревым) сопротивлением появляется волновое сопротивление, которое также может быть уменьшено путём применения соответствующей К. к.

Оптимальные формы срединной поверхности крыла, то есть оптимальные К. к., определяются из решения соответствующих вариационных задач. Широко используются для этой цели панельные методы линейной крыла теории. Обычно решается задача отыскания оптимальной К. к., обеспечивающей получение минимального сопротивления при заданной подъёмной силе с дополнительными возможными ограничениями на значения коэффициента продольного момента и угла атаки, соответствующие нулевой подъёмной силе, на максимально допустимые углы крутки и прогибы средний линий и т. д. Применение оптимальных К. к. позволяет практически реализовать заметные выигрыши в значениях сопротивления и максимального аэродинамического качества летательного аппарата при сверхзвуковых скоростях, в особенности при дозвуковых кромках крыла. Например, применение К. к. на крыле с частично дозвуковыми передними кромками позволило повысить значение максимального аэродинамического качества сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144 при крейсерских Маха числах полёта М{{}} = 2—2,2 на 10%. При сверхзвуковых передних кромках крыла возможности уменьшения сопротивления, обусловленного подъёмной силой, за счёт К. к. значительно сужаются.



Л. Е. Васильев.

крыла теория — математическое описание в рамках определенной схемы течения взаимодействия движущегося крыла летательного аппарата с окружающей средой при заданных внешних условиях, геометрии крыла, законах его движения и деформациях поверхности (упругих или вызванных отклонениями рулей). К. т. — одна из основных проблем аэродинамики на всех этапах её развития — базируется на уравнениях газовой динамики, выражающих собой сохранения законы; на поверхности крыла выполняются граничные условия прилипания в вязкой и непротекания в идеальной жидкости.

Математическая постановка задач К. т. всегда представляла собой компромисс между потребностями практики и возможностями теории, Основное внимание в К. т. уделяется изучению пространственных эффектов; анализ локальных явлений при условиях, в которых работают отдельно взятые сечения крыла, обычно рассматриваются профиля теорией. Особенности применяемых схем течения определяются: 1) формой крыла в плане, наиболее важными характеристиками которой являются удлинение крыла {{λ}} = l2/S (l — размах, S — площадь крыла) и угол стреловидности {{χ}}; 2) Маха числом полёта M{{}} = V/a{{}} (V — скорость движения крыла относительно среды, a{{}} — скорость звука в невозмущенном потоке); 3) относительными значениями возмущений газодинамических переменных, которые вносятся телом в невозмущенный поток и определяются прежде всего местными углами атаки и числом М{{}}.

Наибольшее развитие и применение получила линейная К. т., в которой удерживаются только первые степени возмущений газодинамических переменных. Она неприменима для трансзвуковых течений и гиперзвуковых течений, а также при больших углах атаки крыла; при транс- и гиперзвуковых скоростях потока поведение возмущений описывается нелинейными уравнениями, линеаризация которых практически невозможна. С начала XX в. и до 40 х гг. К. т. развивалась для несжимаемой жидкости применительно к крыльям малой стреловидности и большого удлинения. Фундаментальные основы её были заложены Н. Е. Жуковским и С. А. Чаплыгиным. Жуковский показал, что механизм образования подъёмной силы можно описать в рамках модели идеальной жидкости (см. Жуковского теорема). Он ввёл понятие о вихрях присоединённых, связанных с крылом, и предложил схему обтекания (схему несущей нити), которая легла в основу всех вихревых методов расчёта крыла и воздушного винта, а Чаплыгина — Жуковского условие о конечности скорости на задней острой кромке профиля дало простой и универсальный подход к выделению решения, имеющего физический смысл. Согласно этой схеме, крыло заменяется одним прямолинейным присоединённым вихрем с переменной по размаху циркуляцией скорости Г, и с него по направлению невозмущенной скорости сбегает слой полубесконечных вихрей свободных, что обеспечивает выполнение теоремы о постоянстве циркуляции скорости. Согласно правилу плоских сечений (см. Тонкого тела теория), каждое сечение z0 = const крыла обтекается как профиль при истинном угле атаки {{α}} = {{α}}г - {{Δα}}, где {{α}}г — геометрический угол атаки, {{Δα}} — скос потока, значение которого зависит от скорости, индуцируемой свободными вихрями на присоединённом. В результате для определения Г(z0) получается интегро-дифференциальное уравнение Прандтля:

{{формула}}

где {{α}}(z0) и f(z0) — известные функции, определяемые геометрией крыла и формой профиля.

Со второй половины 40 х гг. в связи с применением стреловидных крыльев малого удлинения интенсивно разрабатывается более точная схема несущей поверхности (см. также Стреловидного крыла теория). В этом случае тонкое, слабо изогнутое крыло, близкое к плоскости y = 0 (рис. 1), заменяется вихревым слоем интенсивности {{γ}}(x, z), расположенным на проекции крыла на плоскость y = 0. Свободные вихри {{Σ}} сходят с задней кромки крыла и располагаются в плоскости y = 0 параллельно оси x, их интенсивности, согласно теореме о сохранении циркуляции скорости, выражаются через {{γ}}(x, z). Получающаяся замкнутая вихревая система создаёт поле скоростей, потенциал скорости которого {{φ}}(x, y, z) удовлетворяет уравнению Лапласа {{Δφ}} = 0 и граничному условию непротекания на поверхности крыла: д{{φ}}/дy0 = f(x0, z0) ( = - V{{}}). С помощью Био — Савара формулы задача по определению {{γ}}(х, z) сводится к решению сингулярного интегрального уравнения

{{формула}}

(интеграл поднимается в смысле конечной части по Адамару). По найденному полю скоростей поле давления определяется с помощью Бернулли уравнения, а нагрузки на крыло (разность {{Δ}}p давлений на нижней и верхней поверхностях) вычисляются по теореме Жуковского «в малом»; {{Δ}}p = {{ρ}}Wov{{γ}}, где {{ρ}} — плотность среды, {{γ}} — интенсивность присоединённого вихревого слоя, Wov — нормальная к оси вихри составляющая относительной скорости в точке, принадлежащей крылу. Эта формула обладает большой общностью: она применима для любой тонкой несущей поверхности, в том числе и при нестационарном обтекании.

В сжимаемой жидкости потенциал скорости удовлетворяет линеаризированному уравнению

{{формула}}

При дозвуковых скоростях (М{{}} < 1) линейная задача с помощью преобразования Прандтля — Глауэрта

x = (l — M2)1/2xм, y = yм, z = zм

(индекс «м» обозначает преобразованные координаты) сводится к предыдущей, но для крыла преобразованной формы в плане (см. Прандтля — Глауэрта теория). При сверхзвуковых скоростях в качестве неизвестной функции удобно взять потенциал скорости {{φ}}(x, у, z). Решение линеаризированного уравнения имеет вид (области интегрирования указаны на рис. 1):

{{формула}}

где R2 = [(xx0)2 — (M{{}}2 — 1)[(yy0)2 + (zz0)2])1/2.Значения д{{φ}}/дy на S известны из граничного условия непротекания, на диафрагмах {{σ}} из соображений симметрии {{φ}}(x0, 0, z0) = 0, а на вихревом следе {{Σ}} из условия сохранения циркуляции скорости {{φ}}(x0, 0, z0) = {{φ}}(x*0, 0, z*0), где x*0, z*0 — координаты задней кромки.

Линейная К. т. позволяет надёжно изучать суммарные и некоторые локальные эффекты для крыльев и самолётов при умеренных углах атаки (кроме транс- и гиперзвуковых скоростей), поэтому она продолжает развиваться. В связи с внедрением адаптивных крыльев появились задачи, в которых определяются деформации поверхности (обычно углы отклонения носков) для обеспечения безударного обтекания и ликвидации отрыва потока. Потребности динамики полёта и аэроупругости стимулировали развитие нестационарной К. т. как при гармонических (колебания самолёта, флаттер), так и произвольных (переходные режимы, воздействие порывов ветра) зависимостях параметров от времени. При этом усложняется структура свободных вихрей (наряду с продольными появляются поперечные вихри), что существенно усложняет уравнения К. т. и методы их решения.

Прогресс ЭВМ и численных методов дали жизнь новому научному методу — вычислительному эксперименту. Наряду с традиционными схемами большое развитие получили дискретные вихревые схемы с соответствующим математическим описанием (метод дискретных вихрей, панельный метод).

Значительным достижением аэродинамики явилось установление и внедрение в практику самолётостроения эффекта полезного отрыва. При обтекании тонких крыльев с острых передних кромок сходит носовая вихревая пелена, которая на крыльях большой стреловидности сворачивается в устойчивые вихревые жгуты, создающие дополнительное разрежение над крылом. В результате возрастают несущие свойства и критический угол атаки крыла. Поэтому одной из важных задач К. т. стало установление диапазона углов атаки и скольжения, а также угловых скоростей, в котором имеет место эффект полезного отрыва. Оказалось, что критические значения этих параметров можно находить расчётом из условия невозможности существования вихревых жгутов (из-за пульсаций и разрушения). При достаточно больших Рейнольдса числах отрывные режимы с фиксированными местами отрыва потока можно исследовать в рамках теории идеальной жидкости, как правило, путём решения нестационарных задач. На рис. 2 проведено сравнение теоретических и экспериментальных данных для треугольного крыла ({{γ}} = 1,5), а на рис. 3 показаны вихревые структуры, вычисленные методом дискретных вихрей.

При полностью отрывном нестационарном обтекании тонкого крыла свободные вихри сходят со всех кромок и образуют систему продольных и поперечных вихрей (рис. 4) с осями, не параллельными вектору местной скорости. В методе дискретных вихрей криволинейные нити суммарных вихрей (присоединённых и свободных) на крыле и свободных вне его заменяются системой прямолинейных вихревых отрезков, образующих совокупность замкнутых вихревых четырёхугольников, при этом циркуляции скорости вокруг сторон четырёхугольника одинаковы. (В панельном методе непрерывное распределение вихрей заменяется кусочно непрерывным, по элементами поверхности тела — панелям.) Значения циркуляции присоединённых вихрей изменяются за счёт схода свободных, которые движутся со скоростями частиц жидкости, так что остаются справедливыми все теоремы о вихрях, Форма следа определяется последовательно в каждый расчётный момент времени. При этом условие Чаплыгина—Жуковского удовлетворяется на всех кромках, а граничное условие непротекания — в конечном числе точек на поверхности крыла (светлые кружки на рис. 4). Нахождение циркуляции скорости сводится к решению системы линейных алгебраических уравнений, невырожденность определителя которой обеспечивает устойчивость счёта. При этом выполняются все условия задачи, причём уравнения неразрывности и импульсов в несжимаемой жидкости — автоматически.

При безотрывном обтекании крыла вихри с передних кромок не сходят, а при частично отрывном сходят только с их части, которая заранее считается известной. Например, заострение передних кромок гарантирует появление на них отрыва; предотвратить о его, даже на тонком крыле, можно отклонением секций носков, причём углы отклонения, обеспечивающие безударное обтекание, находятся расчётом. В стационарных задачах циркуляции скорости присоединённых вихрей во времени не меняются и нет поперечных свободных вихрей; форма вихревого следа при каждом угле атаки вычисляется методом итераций. При больших до- и трансзвуковых скоростях полёта поверхность крыла и вихревой след за ним также заменяются системами вихревых отрезков, но в отличие от несжимаемой жидкости вне крыла необходимо вводить соответствующим образом распределённые источники (см. Источники и стоки). Определение циркуляции вихрей, интенсивностей источников и формы следа осуществляется также методом итераций, причём потенциал скорости на m й итерации удовлетворяет уравнению Пуассона {{Δφ}}(m) = M{{}}-2F(m-1)(x, y, z), правая часть которого считается известной и выражается через потенциал скорости и его производные на предыдущей итерации. Итерационный процесс быстро 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 {{λ}} = 1,5 при отрывном обтекании ({{α}} = 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; {{Σ}} — вихревой след; {{σ}} — диафрагмы; штриховыми прямыми показаны прямой и обратный конусы Маха; заштрихована область влияния.

Рис. 2. Эффект полезного отрыва на треугольном крыле ({{λ}} = 1,5) — зависимости коэффициентов нормальной силы cn и продольного момента mzот угла атаки {{α}}: 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).


Каталог: library -> 3 %D0%A2%D0%95%D0%A5%D0%9D%D0%98%D0%9A%D0%90 %D0%98 %D0%A2%D0%95%D0%A5%D0%9D%D0%98%D0%A7%D0%95%D0%A1%D0%9A%D0%98%D0%95 %D0%9D%D0%90%D0%A3%D0%9A%D0%98 -> 39 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2 -> 39.5 %D0%92%D0%9E%D0%97%D0%94%D0%A3%D0%A8%D0%9D%D0%AB%D0%99 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2
39.5 %D0%92%D0%9E%D0%97%D0%94%D0%A3%D0%A8%D0%9D%D0%AB%D0%99 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2 -> Журнал учета авиационных происшествий
39.5 %D0%92%D0%9E%D0%97%D0%94%D0%A3%D0%A8%D0%9D%D0%AB%D0%99 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2 -> Отчет партнерства «безопасность полетов»
39.5 %D0%92%D0%9E%D0%97%D0%94%D0%A3%D0%A8%D0%9D%D0%AB%D0%99 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2 -> Руководство по расследованию авиационных происшествий. В данном руководстве содержится информация и инструктивный материал по процедурам, практике и методам, используемым при расследовании авиационных происшествий и инцидентов
39.5 %D0%92%D0%9E%D0%97%D0%94%D0%A3%D0%A8%D0%9D%D0%AB%D0%99 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2 -> Основные данные двигателя м-14п общие сведения


Поделитесь с Вашими друзьями:
1   ...   63   64   65   66   67   68   69   70   ...   170


База данных защищена авторским правом ©uverenniy.ru 2019
обратиться к администрации

    Главная страница