книги из ГПНТБ / Гофман М.Л. Аэродинамика гиперзвуковых скоростей и супераэродинамика
.pdfшен на нити с известным коэффициентом скручивания, что позво ляет по его углу поворота судить о взаимодействии газа со стенками.
Для изучения течений сильно разреженных газов за последнее время получили распространение установки с молекулярными пуч ками (рис. 5.4), заимствованные из ядерной техники. В вакуумной камере установки создается поток молекул, выходящий из «печи». «Селектор» скорости, составленный из диафрагм, отбирает молекулы вполне определенной скорости. В одной из установок такого типа получают молекулярные пучки со скоростью молекул до 2900 км/час диаметром 0,476 см при давлении 10“7 ата.
Кроме установок, указанных выше, в литературу поступают све дения о баллистических вакуумных установках, установках с мо делью, вращающейся в вакуумной камере, и даже о моделировании газового потока падающими шариками.
Г Л ABA VI
А Э Р О Д И Н А М И Ч Е С К И Е Х А Р А К Т Е Р И С Т И К И ТЕЛ В О Б Л А С Т И
СУ П Е Р А Э Р О Д И Н А М И К И
Впредыдущей главе была дана краткая характеристика методов изучения аэродинамики разреженных газов. Знакомство с этими ме тодами приводит к выводу, что на пути исследования разреженных потоков в настоящее время стоят большие трудности. В первую оче редь это относится к теоретическим методам. Если свободномолеку лярные потоки довольно просто поддаются расчету, а для течений со скольжением удается применить модифицированную теорию вяз кого сжимаемого газа, то весьма обширная область переходных ре жимов до сего времени практически не поддается расчету.
Вэтой главе будут даны примеры применения теории разрежен ных потоков к определению аэродинамических характеристик неко торых простейших тел и оценка согласования теории с эксперимен тальными данными.
§6.1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТЕЛ В СВОБОДНОМОЛЕКУЛЯРНОМ ПОТОКЕ
Как уже указывалось, свободномолекулярное течение является простейшим расчетным-случаем аэродинамики разреженных газов. Наиболее просто определяются аэродинамические коэффициенты тел в свободномолекулярйюм потоке большой скорости, когда можно пренебречь значениями тепловых скоростей молекул по сравнению со скоростью потока. При этом предполагается, что все молекулы, попавшие на поверхность тела, адсорбируются и затем испускаются с тепловыми скоростями.
Р а с с м о т р и м |
п л о с к у ю |
п л а сти н к у |
п р о и зв о л ьн о й |
ф о р м ы |
п л о |
|||||||
щ а д ь ю |
F, о б т е к а е м у ю |
так им вы с о к о ск о р о стн ы м |
п о то к о м |
с в о |
||||||||
б од н ы х |
м о л е к у л под |
у г л о м |
ата ки |
а. О |
передню ю |
сторон у |
||||||
пласти н ки |
в |
единицу |
врем ени |
у д а р я е т с я |
п VF sin а |
м о л е к у л , |
||||||
к а ж д а я |
из |
к о т о р ы х имеет |
им пульс mV, которы й |
она |
п олн остью |
|||||||
п е р е д а е т пластинке. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
152
Лобовое сопротивление, испытываемое пластинкой, при этом будет
|
Q — V'himF sin к = р V-F sin а |
(6.1) |
|
и коэффициент лобового сопротивления |
|
||
|
сх = |
2sin а . |
(6.2) |
При этом |
так как отброс молекул по вертикали осущест |
||
вляется с |
низкими тепловыми |
скоростями. Если |
температура |
пластинки при весьма больших числах М достаточно велика, то будет создаваться подъемная сила за счет отбрасывания вниз тепловых молекул.
В общем случае, когда нельзя пренебречь тепловым движе нием молекул, для вычисления аэродинамических коэффициен
тов можно воспользоваться |
выражением для давления (5.17) и |
|
аналогичной формулой для касательных напряжений |
||
оо |
во оо |
|
d^ — dF | |
|m \^ fd \xd'iid\ij |
. |
Для свободномолекулярных течений функция распределения имеет вид (5.9). После подстановки ее в (5.17) и (6.3) и инте грирования получаем:
|
dp = dF -£=-£- / (s sin 0) еч s sin 0)2 + |
|
||||||
|
|
|
2 У ns |
( |
|
|
|
|
|
+ V к |
2 |
+ (s sin 6)2 [1 + |
erf (s sin |
(6.4) |
|||
|
|
|
|
|
|
|
||
|
21/• ■ |
\ |
|
f у тс (s sin 0) [1 + erf (s sin 0)] j . |
||||
|
|
|
|
|
( 6 . 5 ) |
|||
Здесь erf (s sin 6) — |
„функция |
|
ошибок", |
или |
„интеграл |
|||
|
вероятно |
|||||||
|
|
сти" |
*, |
|
s sin 0 |
|
|
|
|
|
erf ( ssin 0) |
= |
|
|
|
||
|
|
- ? =e~ X'dГ x |
, |
|
||||
|
|
|
|
|
У * J |
|
|
|
|
e — основание |
натуральных логарифмов, |
|
|||||
|
6 — угол |
встречи потока |
с элементом поверхности |
|||||
|
|
(рис. |
5.1), |
|
|
|
|
|
s = |
-ту-----коэффициент молекулярной скорости, |
|
||||||
|
* т |
|
|
вероятная скорость молекул, |
||||
|
Vm— наиболее |
|||||||
1 Значения |
этого интеграла имеются в таблицах интегралов. |
|
153
1/ ^ T = V 2 R T \
При больших разрежениях из-за отсутствия передачи возму щений в газе путем соударений молекул .теряет смысл понятие скорости звука. Ему в известном смысле соответствует наиболее вероятная скорость молекул Vm. Режим течения в таком слу
чае более естественно определять отношением s = |
, а не чис- |
||
лом М. |
|
|
V ГП |
|
Vm, коэффициент |
молекуляр |
|
Как видно из выражения для |
|||
ной скорости s пропорционален |
числу М и при /5=1,4 равен: |
||
s = |
М ж 0,84М . |
(6.6) |
Таким образом, критерием подобия для потоков разреженных газов, определяющим значения аэродинамических коэффициен тов, следует считать коэффициент молекулярной скорости s.
Итак, нормальная (давление) и тангенциальная (трение) состав ляющие импульса, передаваемого молекулами элементу dF, могут быть определены по формулам (6.4) и (6.5). При этом следует помнить, что молекулы, обменивающиеся с телом импульсами, делятся на две разнородные группы: падающие на тело молекулы невозмущенного потока, распределение которых по скоростям определяется температурой невозмущенного потока Т, и отраженные, распределение которых определяется при зеркальном отражении той же температурой Т, а при диф фузном отражении температурой стенки Т„„. Поэтому суммарное воздействие всех молекул на элемент dF представится в виде:
d p ^ d p i + dp,, |
1 |
(б_7) |
d^z—d”4 — dxr , |
/ |
|
где dp, и di, — воздействие молекул невозмущенного потока, dpr и dtr— воздействие отраженных молекул.
При этом
dpr = (1 - o') dp, + °'dpw,
dxr = {\ — n)dt,. |
(6.8) |
|
|
||
Из выражений (6.7) и (6.8) следует: |
|
|
dps = (2 — o') dp,+a'dpw, |
(6.9) |
|
d \ = adx, . |
||
|
Входящие в (6.9) величины dp, и dt, определяются по фор мулам (6.4) и (6.5) через температуру невозмущенного потока Т, a dpw находится с помощью температуры стенки Tw:
IS*
|
1_ |
(6. 10) |
dp, |
2 m Y2i:RTw dN i, |
|
где dNt — количество молекул, падающих на площадку dF-, |
||
dNi — - ~ ^ / r ~ ~ { e~ ('ssmS) |
+ V к (s sin 9) [1 + erf (s sin 0)]} d F . (6.11) |
С помощью формул (6.4)—(6.11) суммарный импульс, получен ный элементом dF, может быть записан в виде:
2s2 |
\ [ |
V * |
s sin 0 + |
|
|
е |
(s sin 6)2 |
(2 - o') ( s’ sin* 6 + у |
| + |
-2 lу / - |
(ssin0) |
[1 |
+ |
erf (ssiinOmrf/7,0)]jc |
|
|
|
|
|
|
|
|
(6. 12) |
d \ — — |
{e~(ssin |
+ У к (s sin б) [1 |
+ |
erf (s sin 6)]} d F . |
|||
2 У it |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(6.13) |
Интегрируя выражения (6.12) и (6.13) по поверхности обте* каемого тела, можно найти силу, действующую на него. Рас пределение температуры по его поверхности может быть най дено с помощью уравнения обмена энергией молекул со стенкой:
dQ |
k + l |
(s sin ЧР _|_ |
2 ( k — 1 ) |
|
|
|
|
+ Y n (s sin 0) (1 -j- erf (s sin 0)]
(s sin
dF . (6.14)
В практических расчетах, не требующих особой точности, часто принимается, что тело имеет установившуюся темпера туру, равную температуре свободного потока, и что отражение молекул является или полностью диффузным (о = о' = 1) или полностью зеркальным (а = о' = 0). Используя эти допущения, можно найти коэффициенты сх и су для ряда тел простой формы.
155
§6.2. ФОРМУЛЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ КОЭФФИЦИЕНТОВ ДЛЯ РАЗЛИЧНЫХ ТЕЛ В СВОБОДНОМОЛЕКУЛЯРНОМ ПОТОКЕ
Плоская пластинка под углом атаки. При диффузном от ражении
' хд ' |
s |
-(s*'aa/ + |
y * s s in > / l + 2s2 |
X |
. |
X |
|
7 t$ |
(6.15) |
erf (s sin а )-]----- sin2 а |
||||
|
|
|
$1С> |
|
'yd ' |
cos а |
—s*sin a" |
|
|
|
- [erf (s sina + ]/ir |
|
Рис. 6.1. Коэффициент лобового сопротив ления плоской пластинки в свободномо лекулярном потоке при диффузном от ражении для различных углов атаки
(/us- l
На рис. 6.1 и 6.2 пред ставлены результаты рас четов коэффициента лобо вого сопротивления и каче ства плоской пластинки в свободномолекулярном по токе при диффузном от ражении. Графики построе ны в зависимости от пара метра s , пропорциональ ного числу М. Фотография обтекания плоской пластин
ки, |
полученная |
методом |
|||
послесвечения |
аргона при |
||||
М = 1 ,5 |
и |
статическом да |
|||
влении |
65 |
мк, |
показана на |
||
рис. |
6.3. |
|
|
|
|
При зеркальном отраже |
|||||
нии коэффициенты |
ся и су |
||||
запишутся |
в виде: |
|
+ |
V * [ у + (ssina)2 |
(6.16) |
|
erf(ssina)j, |
|||
|
су з = |
Ctg ЯСх з . |
|
Параметр s w |
определяется по величине T w . |
||
Рис. 6.4 иллюстрирует |
расчет |
по формуле (6.16) для коэф |
фициента лобового сопротивления пластинки при зеркальном отражении. Следует заметить, что при наличии угла атаки на пластинку действует в разреженном газе сила, значительно
156
большая, чем в сплошной среде при тех же значениях скоро сти и давления. Так, сравнение экспериментов, проведенных при низких давлениях, с расчетными (например, по линейной теории)
показывает, что нормальная сила вдвое превосходит теоретические значения для сплошной среды. Это увели чение коэффициента подъ емной силы обусловлено в основном взаимодействием скачка с пограничным слоем.
Конус. Характеристики конуса представляют инте рес для аппаратов больших высот. На рис. 6.5. пред ставлены кривые изменения коэффициента лобового со противления конуса в слу чаях зеркального и диффуз ного отражения. Из графи ка видно, что при боль ших углах раствора кри вые близко совпадают для
обоих случаев Проведенные теоретические и экспериментальные исследования конусов в разреженном газе позволили полу-
Рис. 6.5. Изменение коэффициента лобового сопротивле ния конуса в зависимости от коэффициента молекулярной скорости:
а — зеркальное отражение; — диффузное отражение
чить подробные аэродинамические характеристики конуса. На рис. 6.6 дано сравнение экспериментальных кривых коэффи циентов осевой силы, нормальной силы и момента в 'зависи-
Рис. 6.6. Зависимость коэффициентов осевой силы, нормальной силы н мо мента конуса от угла атаки
Рис. 6.7. Коэффициент лобового сопротив- ' ления для сферы и цилиндра в свободно молекулярном потоке:
1—цилиндр (диффузное отражение), 2—ци линдр (зеркальное отражение), 3 — сфера (диффузное отражение), 4 — сфера (зер кальное отражение)
мости от угла атаки с теорией Ньютона. |
Отличие кривой сх — |
= / ( я) от закона Ньютона в области я^ О |
и о^180° объясняется |
влиянием пограничного слоя, не учитываемого теорией Ньютона.
159