сированных значениях критериев аэродинамич. подобия и установившемся (стационарном) движении зависят от его ориентации к потоку (от углов атаки а, скольжения р и крена у, рис. 1, 2). При неустановившемся движении А. к. зависят также от величин, характеризующих ускорение T-cvia и угловую скорость его вращения. Поскольку момент mza измеряется относительно принятого центра масс л стат. аппарата, по виду зависимости Mza=/(o<.) (рис. 3), напр., можно судить о продольной статич. устойчивости аппарата. Зависимость 1 соответствует статически устойчивому аппарату, т. к. при отклонении от т. н. балансировочного угла атаки ее, к-рому соответствует тга ≈0, возникает момент, возвращающий аппарат в прежнее положение, а кривая 2 ≈ статически неустойчивому, поскольку действует мо-монт, увеличивающий возникшее отклонение от балансировочного угла атаки. Л. к. зависят также от чисел М и Re. Начало возрастания и максимум зависимости £j/a (╧} (рис. 4) связаны с переходом скорости пол╦та через скорость звука (М ≈ 1) или с т. н, волновым кризисом. Немонотонность в ср. части зависимости Сха от Re (рис, 5) связана с переходом от ламинарного режима обтекания к турбулентному.
Знамения А. к. необходимы для определения основных л╦тных характеристик объекта ≈ его сопротивления и подъ╦мной силы, а также для расч╦та его уст ой-
гуа
∙∙га
О
Рис. £. Зависимость С т,, от числа М.
уа
и
1
Рис. 5. Зависимость ┬,\\а от числа Re.
чивости и управляемости. Осн. метод определения Л. к. сложных по форме тел≈эксперименты на моделях н натурных объектах, хотя расч╦тно-теоретич. методы с использованием ЭВМ получают вс╦ большее развитие и позволяют решать все более сложные задачи аэродинамики.
Лит.: Фабрикант Н. Я., Аэродинамика, М., 1!>б4; А р ж <i и и к о д Н. С., Мальцев В. Н., Аэродинамики. М., 1952; Аржаников Н, С., Садекова Г. С., Аэродинамика больших скоростей, М-, 1У65- Ю. А. Рыжов. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛА И МОМЕНТ ≈ вели чины, характеризующие силовое воздействие жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело. А, с. им. зависят от формы и размеров тела, его ориентации по отношению к направлению движения, от его скорости, свойств и состояния среды (жидкости, газа, плазмы), а так/ко от угловых скоростей и ускорения движения. Определение А. с. и м., действующих на тела разд. формы при заданных условиях пол╦та, является одной из осн. задач аэродинамики.
Силовое воздействие среды на тело сводится к силам давления и трении, распредел╦нным по поверхности Ti-.'Ea. Такая пространственная система сил может быть приведена к равнодействующей этих сил ≈ а о р о д и-н а м и ч, с и ,тт е 7f д и к паре сил с моментом М, наз, а 'J р о д н н а м и ч. м о м е н т о м. А. с. и м. определяются ф-ламп
где интегралы берутся но nceii внеш. поверхности тела 2; рп и т└ ≈ векторы проекций давления и напряжения трения на нормаль к элементу поверхности tfo; г ≈ радиус-вектор элемента поверхности, провед╦нный лз точки, относительно к-рой вычисляется .момент. В аэродинамике обычно пользуются проэк-
Л. г. и м. на оси т. н. скоростной и связанной ортогональных правых систем координат,
В скоростной системе координат (рис. 1), к-рой удобно пользоваться при пост, скорости пол╦та, Х(1 ≈ сила лобового или аэродинамического сопротивления есть проекция ПА па ось ха и направлена противопо-
Рис. 1. Проекции аэродинамической силы IT момента л скоростной системе координат; а ≈ угол атаки, р --угол скольжении.
ложно вектору скорости полета *'«,, Ya ≈ аэродинамич, подъемная сила и Zff ≈ аэродинамич. боковая сила ≈∙ проекции If д па оси уа и 7-а соответственно. Составляющие апродинамич. момента М но тем же осям скоростной системы координат будут: Мха ≈ аэродинамич. момент крена, Муа ≈ аэродинамич. момент рыскания н М_,д ≈ а:фодинамич. момент тангажа. Составляющие момента положительны при совпадении с направлением соответствующей оси.
В связанной с летящим телом системе {рис. 2) координат ось х совпадает с продольной осью л стат.
Рис. 2. Проекции аэродинамической силы и момента в связанной системе координат; пииШачс'НИн, как на рис. 1.
х
аппарата и направлена впер╦д по его движению. Разложение М в связанной системе аналогично скоростной, а составляющие Кд ио осям этой системы наз. X ≈ аэродинамич. продольной силой, У ≈ аэродинамич. нормальной силой и Z ≈ аэродинамической попероч-Hoii силой.
.Turn.; Фабрикант II. Я., Аародинамика, М., 1964; Л р ж а к и и о в Н. С., Мальцев В, Н., Аэродинамика, М., 1!Ш; А р ж а и и к о в Н. С., С а д е к о в а Г. С., Аэродинамика больших скоростей, М., 1965. Ю. А. Рыжов.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ МОМЕНТ ≈ см. Аэродинамические сила и момент.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ ≈ нагрев тел, движущихся с большой скоростью п воздухе или др.газе. Л. н. неразрывно связан с аэродинамическим, сопротивлением, к-рое испытывают тела при пол╦те н атмосфере. Энергия, затрачиваемая па преодоление сопротивления, частично переда╦тся телу в виде А, н. Рассмотрение физ. процессов, обусловливающих А. п., удобно провести с точки зрения наблюдателя, находящегося па движущемся теле. В атом случае можно заметить, что набегающий на тело газ тормозится вблизи поверхности тела. Сначала торможение происходит в ударной, волне, образующейся перед телом, если пол╦т происходит со сверхзвуковой скоростью. Дальнейшее торможение газа происходит, как и при дозвуковых скоростях пол╦та, непосредственно У самой поверхности тела, где оно вызывается силами вязкости, заставляющими молекулы «прилипать» к поверхности с образованием пограничного слоя. При торможении потока газа его кинетич. энергия уменьшается, что в соответствии с законом сохранения энергии приводит к увеличению внутр. энергии газа и его темп-ры. Макс, теплосодержание (энтальпия) газа при его торможении у поверхности тела близко к энтальпии торможения: ,у^о=гУ^н+1;2/2> гДе Ж\\\\ ≈ энтальпия набегающего потока, а v ≈ скорость пол╦та. Если скорость полета не слишком высока (z^lOOO м/с), то уд. тепло╦мкость при пост, давлении ср может счи-
Т 1
о
о.
165
")
}
