Рис. 1. Угол атаки профиля: b — хорда профиля. Рис. 2

Угол заклинения несущего винта; 1 — ось вала несущего винта; 2 — нормаль к строительной горизонтали; 3 — строительная горизонталь; {{Δφ_закл}} — угол заклинения.

Угол установки крыла {{φ}}₀.

В механике сплошных сред эту переходную область обычно можно считать поверхностью гидродинамического разрыва, при переходе через которую скачкообразно изменяются р, {{ρ}} и т. д. Газодинамические переменные по обе стороны У. в. связаны уравнениями, выражающими сохранения законы:

{{ρ}}₁({{υ}}_n1 ― U) = {{ρ}}₂({{υ}}_n2 ― U), {{υ_τ}}₁ = {{υ_τ}}₂;

p₁ + {{ρ}}₁({{υ}}_n1 ― U)² = p₂ + {{ρ}}₂({{υ}}_n2 ― U)²;

{{}},

где i — удельная энтальпия, U — скорость перемещения У. в., {{υ}}_n и {{υ_τ}} — нормальная и касательная к У. в. составляющие вектора скорости среды; индексы 1 и 2 относятся к состоянию среды перед и за У. в. В общем случае {{ρ}}, {{υ}}, U и т. д. — функции координат точки У. в. и времени.

Представление У. в. поверхностью разрыва является некоторой идеализацией, оправданной для большинства задач аэродинамики, так как толщина области, в которой проявляется действие вязкости и теплопроводности и устанавливается термодинамическое равновесие по поступательным степеням свободы и в которой происходит резкое изменение р, {{ρ}} и т. д., по порядку величины равна длине свободного пробега молекул газа l, что в механике сплошных сред является пренебрежимо малой величиной по сравнению с характерным линейным размером явления L.

При больших скоростях распространения У. в. (для воздуха более 2—3 км/с) в газе протекают неравновесные физико-химические процессы (возбуждение колебаний молекул, химические реакции, ионизация и т. д.) и структура У. в. более сложна. В этом случае за фронтом У. в. образуется релаксационная область толщиной d>>l, в которой происходит установление термодинамического равновесия, сопровождающееся дальнейшим изменением р, {{ρ}} и т. д. (Эта релаксационная область толщиной d, примыкающая к поверхности разрыва — фронту У. в., часто включается в понятие У. в.). В гиперзвуковой аэродинамике возможны случаи как d<<L, так d~L и d>>L (см. Неравновесное течение).

В отечественной литературе У. в., неподвижная в выбранной системе координат, обычно называется скачком уплотнения (СУ). СУ, плоскость которого перпендикулярна к направлению движения газа, называется прямым, а СУ, плоскость которого образует с направлением движения газа угол, отличный от прямого, — косым. Уравнения прямого СУ в совершенном газе имеют вид:

{{}};

{{}};

{{}};

где Т — термодинамическая температура среды, М — Маха число, {{γ}} — показатель адиабаты. Уравнения, описывающие косой СУ, можно получить из уравнений прямого СУ, если в них заменить {{υ}} на {{υ}}_n, М на М_n и добавить условие {{υ_τ}}₁ = {{υ_τ}}₂; {{υ}}_n {{υ_τ}} — соответственно нормальная и касательная к СУ составляющие скорости. Для анализа течений за косым СУ широко используется так называемая ударная поляра — кривая в плоскости годографа скоростей (см. Годографа метод), устанавливающая связь между компонентами скорости до и после СУ, углом отклонения потока и углом наклона СУ. СУ произвольной формы на каждом небольшом участке можно рассматривать как прямой или косой, поэтому соотношения для прямого и косого СУ применимы и для криволинейных СУ.

Запуск У. т. происходит в момент разрушения диафрагмы, отделяющей камеру от канала; газ, находившийся под высоким давлением, разгоняется в волне разрежения, сжимая и нагревая в ударной волне газ в канале (рис. 1, б). В результате в канале образуются две следующие друг за другом области газа с квазистационарными параметрами (см. Квазистационарное течение). Рабочей средой служит либо газ, вышедший из камеры, либо газ, которым заполнен канал перед запуском. Время испытаний определяется продолжительностью движения рабочего газа через измерительную секцию, зависит от параметров потока, схемы и размеров установки. Для получения высоких значений параметров потока (скоростей, температур, Маха чисел М, Рейнольдса чисел Rе и др.) газ в камере нагревают. У. т. классифицируют по так называемой волновой картине.

Ударная труба (рис. 1, а) обычно используется для решения задач нестационарной газовой динамики, аэрофизических и физико-химических исследований. Канал трубы заполняется рабочим газом, а камера — гелием или водородом. В рабочей части таких труб удаётся получать потоки газа с температурой до 10⁴ К и скоростью потока до 10⁴ м/с. Характерное время испытаний 10^-5—10^-4 с.

Аэродинамическая ударная труба (рис. 2, а) служит для проведения аэродинамических и тепловых испытаний моделей ЛА. К каналу пристыковывается отделяемое от канала второй диафрагмой сопло с рабочей частью. Канал заполняется рабочим газом, камера — гелием или водородом. Как правило, рабочий газ сжимается в падающем и отражённом от сопла скачках уплотнения. Начальные параметры газов в камере и канале выбирают так, чтобы устранить появление вторичных волн при пересечении отражённого скачка и контактного разрыва (см. Контактная поверхность). В аэродинамической У. т. реализуется поток газа с М = 7—25 и Rе = 10³—5{{·}}10⁷. Длительность испытаний ~5{{·}}10^-3 с.

Ударная труба с нестационарным разгоном рабочего газа (рис. 2, б) используется для аэродинамических, тепловых и аэрофизических исследований. Рабочий газ заполняет камеру, канал заполняется газом с низкой молекулярной массой. К камере подсоединяется дополнительный отсек с газом (обладающим большим давлением и высокой температурой), отделяемый от неё второй диафрагмой. Отсек по отношению к камере является так называемым волновым подогревателем. Запуск этой У. т. осуществляется разрывом второй диафрагмы. Первая диафрагма разрывается ударной волной, проходящей по камере. В канале реализуется поток газа со скоростями 10⁴—3{{·}}10⁴ м/с, время испытаний 10^-4 с.

Ударная труба Людвига используется для аэродинамических и тепловых испытаний моделей ЛА в диапазоне М = 0,2—10 и высоких значениях Rе (~10⁸) (см. Людвига труба).

При сверхзвуковых скоростях полёта более существенными оказываются другие геометрические параметры, и для сверхзвуковых самолётов рациональными являются крылья малого удлинения: {{λ}} = 1,5—2,5. Аналогично У. крыла определяются удлинения и др. несущих поверхностей, например горизонтального оперения.

2) У. фюзеляжа — отношение {{λ}}_ф длины l_ф фюзеляжа к диаметру d_{э. ф} эквивалентного круга, площадь которого равна площади миделевого сечения S_{м. ф} фюзеляжа: {{λ}}_ф = l/d_э. ф; d_э. ф = (4S_м. ф/{{π}})^1/2. В частном случае осесимметричного фюзеляжа диаметр эквивалентного круга совпадает с диаметром миделевого сечения. У. фюзеляжа является одним из геометрических параметров, определяющих его сопротивление аэродинамическое. Для фюзеляжей, носовые и хвостовые части которых представляют собой параболоиды вращения, при дозвуковых скоростях оптимальными будут {{λ}}_ф {{≈}} 3—4, при сверхзвуковых скоростях — {{λ}}_ф {{≈}} 14. Для многорежимных самолётов, летающих в дозвуковых и сверхзвуковых диапазонах скоростей, обычно выбирают компромиссное значение У. фюзеляжа с учётом возможной продолжительности полёта на обоих режимах. На практике выбор У. фюзеляжа часто оказывается продиктованным особенностями применения самолёта.

Л. Е. Васильев.

Уиттл (Whittle) Фрэнк (р. 1907) — английский конструктор ТРД. В 1926—28 учился в колледже ВВС, где в дипломной работе рассмотрел самолёты с ГТД. В 1929 поступил в Центральную лётную школу, работал инструктором и лётчиком-испытателем гидросамолетов. В 1930 У. запатентовал свой проект ТРД, в 1932 направлен на офицерские инженерные курсы, а в 1934 в Кембриджский университет для завершения образования. Для реализации идей У. в 1935 была основана частная фирма «Пауэр джетс» (Power Jets), где он стал главным инженером. В 1937 работы У. получили поддержку правительства. ТРД W. 1 с центробежным компрессором и тягой 3820 H впервые испытан в полёте на самолёте Е28/39 фирмы «Глостер» 15 мая 1941. Позже с новым ТРД W. 2/500 тягой 7550 Н скорость самолёта возросла с 544 до 724 км/ч. Производство улучшенных ТРД было налажено на ряде других фирм. В 1942 У. участвовал в организации производства ТРД своей конструкции в США. В 1943 в Великобритании был построен истребитель Глостер «Метеор» с двумя ТРД конструкции У. (первая боевая эскадрилья сформирована в 1944). Фирма «Пауэр джетс» национализирована в 1944 и вошла в состав Национального газотурбинного института. В 1948 У. уволился из ВВС в звании бригадного генерала, позже работал техническим советником (в том числе английской авиатранспортной компании «БОАК»), сотрудничал с английскими двигателестроительными фирмами. Отошёл от дел в 1970. Живет в США. Награждён медалью Гуггенхеймов (1946) и золотой авиационной медалью ФАИ (1951).

Ф. Уиттл.

С. А. Ульянин.

И. С. Уншлихт.

ОУ двигателей подразделяются на два типа. К первому относятся поворотные сопла (рис. 1, а и б) или решётки (рис. 1, в), выполняющие при крейсерском режиме функции прямого сопла, и плоские сопла с подвижными стенками (рис. 1, г). На рис. сплошными линиями показано положение отклоняющих струю элементов сопла и направление истечения струй на режиме прямой реакции, а штриховыми линиями — на режиме отклонённой тяги. ОУ второго типа имеют створки, перекрывающие тракт сопла или установленные за выходным сечением сопла. В этом случае отклонение реактивной струи осуществляется непосредственно створками. К таким ОУ относится реверсивное устройство. ОУ (кроме реверсивных устройств) имеют коэффициент тяги — Р = Р/Р_ид не ниже 0,94—0,96, где Р — тяга, создаваемая ОУ, Р_ид — идеальная тяга ОУ при том же расходе газа.

В ОУ самолётов отклонение реактивной струи двигателя осуществляется закрылками: при обдуве струёй закрылка снизу (рис. 2, а) или при обдуве крыла сверху (рис. 2, 6); в последнем случае используется эффект прилипания струи к поверхности (см. Энергетическая механизация крыла).

Лит.: Попов К. Н., Соколов В. Д., Хвостов Н. И., Сопла воздушно-реактивных двигателей с отклоняемым вектором тяги, М., 1979.

Ю. М. Клестов.