BusemannA., Schriften d. Deutsch. Akad. d. Luftfahrtforschung № 18; см. также Hantzsche W. und WendtH., ZAMM, т. 22 (1942), стр. 72.

СССР развитию нелинеаризованной теории дозвуковых потоков посвящены, в частности, работы: СА. Христианович, Обтекание тел газом при больших дозвуковых скоростях. Труды ЦАРИ, вып. 481 (1940); С. А. Христианович и И. М. Юрьев, Обтекание профиля при докритической скорости потока. Прикл. ма-тем. и механ., т. XI (1947), вып. 1; Н.А. Слезкин,К вопросу о плоском движении газов. Труды МГУ, 1935. (Прим. перев.)

3TollmienW. und G6rtlerH., ZAMM, т. 17 (1937), стр. 117; т. 19 (1939), стр. 325; т. 20 (1940), стр. 254; см. также Ringleb F., ZAMM; т. 20 (1940), стр. 185.

вместо точного, нелинейного уравнения. Однако при больших числах Маха М действительная скорость потока вблизи обтекаемого тонкого тела может сделаться очень близкой к скорости звука. В этом случае расчеты по изложенной теории, называемой линеаризованной, недостаточны. Можно значительно уточнить расчет поля давлений, если вести вычисления с числом Маха, взятым не по основной, невозмущенной скорости, а по местной скорости; это приводит к тому, что в рассматриваемом месте звуковая скорость возникает уже при меньшей скорости щ, чем можно было бы ожидать на основании приближенной теории. Не-линеаризованная теория, в которой сохраняются члены более высокого порядка малости, дает более точные результаты.

Явления, возникающие в потоках при скоростях, очень близких к скорости звука, до сих пор полностью еще не ясны. Методы, разработанные для исследования дозвуковых потоков, не могут быть применены для исследования сверхзвуковых потоков и, наоборот, методы, пригодные для исследования сверхзвуковых потоков, неприменимы для дозвуковых потоков. Поэтому ни те, ни другие методы не могут дать результатов при изучении потоков, в которых совершается переход скорости через значение, равное скорости звука. Однако известны примеры таких потоков, и эти примеры показывают, что в ограниченном пространстве возможен непрерывный переход от дозвуковой к сверхзвуковой скорости без наличия особых точек, правда, не при любом заданном контуре (хотя бы и непрерывном), ограничивающем поток. Это связано, очевидно, с явлением, изображенным на рис. 232. Наблюдения показывают, что переход от дозвуковой к сверхзвуковой скорости совершается всегда непрерывно, обратный же переход легко приводит к скачкам уплотнения, вызывающим отрыв потока, который, в свою очередь, еще более усиливает скачок уплотнения. Это явление и служит причиной очень сильного ухудшения полетных свойств тех профилей, у которых на подсасывающей стороне в отдельных местах возникают сверхзвуковые скорости. На рис. 246 и 247 изображены фотографии

Рис. 246. Возникновение местных Рис. 247. Возникновение местных сверхзвуковых скоростей при обте- сверхзвуковых скоростей при обтекании профиля (поток получен при кании профиля (поток получен при давлении в напорной камере, рав- давлении в напорной камере, равном 1,60 ата) ном 1,89 ата)

обтекания таких профилей. Область сверхзвукового течения получилась видимой потому, что на поверхности моделей были процарапаны небольшие бороздки, каждая из которых привела к возникновению линий разрежения. Скорость обтекания больше скорости звука всюду, где линии разрежения наклонены относительно линий тока. Там же, где линии разрежения перпендикулярны к линиям тока, скорость обтекания уже меньше скорости звука. В этой области возмущения давления по мере удаления от поверхности профиля постепенно затухают. На обоих рисунках видно, что сверхзвуковая область заканчивается скачком уплотнения. Кривые изменения давления при такого рода переходах через скорость звука изображены на рис. 248.

Вид этих кривых объясняет упомянутое выше резкое ухудшение полетных свойств профиля, когда скорость обтекания на некоторой части подсасывающей стороны становится больше скорости звука. Вследствие возникновения сильных скачков уплотнения лобовое сопротивление крыла возрастает настолько, что при числах Маха, близких к единице, становится невозможным. При скоростях, близких к скорости звука, лобовое сопротивление тем меньше, чем меньше кривизна профиля. Следовательно, и с этой точки зрения профиль (6) на рис. 156 (стр. 269) лучше в отношении быстроходности, чем профиль (а).

Явления, возникающие при обтекании выпуклых поверхностей в тех случаях, когда скорость обтекания переходит через значение скорости звука, объясняют также характер изменения коэффициентов сопротивления шаров и цилиндров (см. стр. 260). При увеличении числа Маха критическое число Рейнольдса возрастает втрое; приблизительно при М = 0,7 влияние числа

Stack, Lindsay and Littel, NACA-Report №646 (1938).

Рис. 248. Изменение распределения давления вдоль поверхности крыла при увеличении числа Маха

Рейнольдса на коэффициент сопротивления исчезает почти полностью; при М = 0,8 сопротивления делается практически постоянным (х 0,65). Новые тщательные измерения произведены А. Ферри.

§ 10. Движение тел в газах при сверхзвуковых скоростях. Сопротивление снарядов. В § 2 мы выяснили, что в тех случаях, когда небольшое тело движется в газе со сверхзвуковой скоростью или, что сводится к тому же, газ движется равномерно со сверхзвуковой скоростью около небольшого неподвижного тела, возмущения давления распространяются только позади тела внутри определенного конуса, угол раствора которого зависит от скорости течения. Однако этот результат передает действительную картину явления только до тех пор, пока обтекаемое тело является малым. Если же размеры обтекаемого тела не малы, то действительная картина обтекания получается более сложной. Пусть тело имеет спереди тупую форму. Тогда при своем движении оно немного вытесняет газ вперед, и в середине закругления в критической точке А (рис. 249) возникнет подпор газа [§ 5, п. с) гл. II]. Так как вытесняемая масса газа движется относительно тела с дозвуковой скоростью, то давление в ней распространяется также и в сторону движения тела, но на сравнительно

Рис. 249. Головная волна впереди тела с тупым передним концом

iPerri А., АШ di Guidonia, №67-69 (1942), стр. 49.