Техника - молодёжи 2006-10, страница 7

ВОЗВРАЩАЯСЬ К НАПЕЧАТАННОМУ www.tm-magazin.ru О

АЭРОДИНАМИКА -КРИЗИС КЛАССИЧЕСКОЙ ТЕОРИИ

Георгий КАРАЧЕВСКИЙ, кандидат технических наук

Текущий — 2006 г. — для аэродинамической науки особенный — практически, трижды юбилейный и, вполне возможно, этапный.

Во-первых, ровно 100 лет назад Николай Егорович Жуковский впервые опубликовал свою знаменитую теорему о подъёмной силе крыла бесконечного размаха (называемую также теоремой Кутта—Жуковского), которая по праву считается основной теоремой аэродинамики и характеризует, по сути, момент ее зарождения в качестве самостоятельного научного направления механики.

Во-вторых, в прошлом году исполнилось 250 лет с момента публикации Леонардом Эйлером своих дифференциальных гидродинамических уравнений движения идеальной (т.е. невязкой) жидкости, которые являются во многом базовыми и для теоретической аэродинамики.

В-третьих, ровно 500 леттому назад (по оценкам историков именно в -1506 г.) знаменитый итальянский художник и ученый Леонардо да Винчи впервые ввел понятие сопротивления жидких и газообразных сред движущимся в них телам и в своих записках изложил физическую сущность его первопричины. Он предполагал (и, похоже, не без оснований, поскольку полученные новые «неклассические» результаты проведенных исследований это подтверждают и количественно), что она связана со сжатием среды в лобовой части таких тел. Аналогичное объяснение он давал и происхождению подъёмной силы, утверждая, что воздух под крылом уплотняется и создаёт соответствующую опору.

Все эти научные разработки являются, бесспорно, гениальными и достойными упоминания, поскольку они в значительной мере предопределили направления развития соответствующих научных исследований на многие годы вперед.

Однако юбилеи — хороший повод не только для признания таланта и больших заслуг этих великих ученых мирового уровня, но и для критической оценки современного состояния аэродинамической науки с учётом, прежде всего, её соответствия требованиям практики. И здесь приходится с сожалением констатировать, что известная классическая теоретическая аэродинамика явно им не соответствует, поскольку не обеспечивает решение многих прикладных задач с не

обходимой точностью. Это убедительно подтверждают результаты многолетних комплексных (теоретических и экспериментальных) исследований, осуществленных в 30 ЦНИИ МО РФ, ЦАГИ и ИТПМ СО РАН (Институте теоретической и прикладной механики Сибирского отделения РАН в г. Новосибирске).

Почти четыре года назад в журнале «Техника — молодежи» уже была опубликована статья (см. «ТМ» №11, 2002 г.), посвященная этой актуальной научной проблеме. Однако за эти годы мало что изменилось даже в части признания ее наличия соответствующими высшими научными руководителями. Поэтому данная статья и посвящена в основном анализу результатов дополнительных исследований и физической сущности первопричины указанной проблемы.

Как проявляется несовершенство известной теории?

В указанной статье кратко рассмотрены результаты проведенного в ЦАГИ первого целевого эксперимента, которые подтверждают неприспособленность известной теории для адекватного моделирования реальной картины течения потока воздуха, обтекающего несущий (т.е. создающий подъёмную силу) профиль крыла. Анализ всех полученных результатов этого эксперимента, включая дополнительно оценку величин местных скоростей, распределения давления на профиле и параметров спутного следа не оставляет сомнений в обоснованности данного вывода. Тем не менее с учётом новизны и принципиальной его значимости был осуществлен ещё один, по сути дублирующий, эксперимент. При этом, с целью обеспечения максимальной независимости данных исследований, он был несколько видоизменён и, кроме того, осуществлен другими специалистами и в другом НИИ. Что же он показал?

Как и прежде, проводилась инструментальная оценка основных параметров установившегося потока воздуха в пространстве около симметричного профиля крыла. Однако в качестве продувочной модели был использован более тонкий (12%) профиль NASA, установленный под нулевым углом атаки и, соответственно, не создающий подъёмную силу. Кроме того, особое внимание было уделено всесторонней и углубленной оценке параметров пограничного слоя — иногда

проявляющиеся на практике существенные расхождения между расчетными и опытными данными принято, объяснять лишь ссылками на трудно-оцениваемое влияние вязкости воздуха, т.е. пограничного слоя (при бес-срывном обтекании).

На рисунках приведены некоторые результаты этого эксперимента. Координаты рассматриваемых контрольных точек, выраженные в долях длины хорды профиля, указаны в скобках (начало координат находится в носке профиля). Соответствующий анализ позволяет отметить следующее.

Во-первых, даже в условиях рассмотренного наиболее простейшего случая и при весьма малых числах М (т0,15) параметры и картины течения потока воздуха по мере увеличения его скорости изменяются намного сильнее, чем принято считать в соответствии с известной теорией. К примеру, при переходе от скорости в 10 м/с (М h 0,03) к скорости в 50 м/с (М h 0,15) относительные изменения местных углов скоса потока (Ь) достигают до ~ 20..30% (рис.1), а по классической теории они не должны превышать даже ~ 1..1,5%. Такие количественные показатели, с учётом соответствующей коррекции по скоростям потока, вполне согласуются с результатами указанного первого эксперимента и ещё раз убедительно подтверждают одну из особенностей выявленной новой закономерности.

Во-вторых, в диапазоне рассмотренных скоростей основные параметры пограничного слоя меняются весьма незначительно (рис.2) и практически не влияют на указанные выше существенные изменения параметров внешнего потока. При этом было даже установлено, что местный угол скоса потока в средней части профиля увеличивается в сторону профиля по мере увеличения скорости потока даже в тех случаях, когда толщина пограничного слоя несколько нарастает.

Кроме того, следует учесть, что в рамках исследования все той же указанной проблемы в ЦАГИ были проведены и другие целевые эксперименты с использованием вращающегося цилиндра, модели гидродинамического диполя, а также несимметричного профиля крыла. Полученные при этом результаты также однозначно подтверждают неприспособленность известной теории для адекватного моделирования реальных аэродинамических процессов применительно к проверенной области относительно небольших дозвуковых скоростей до -70..80 м/с (-250..300 км/ч), соответствующих малым числам М (т 0,2..0,3).

Однако указанные скорости не соответствуют диапазону основных крейсерских скоростей большинства