АЭРОДИНАМИКА РАЗРЕЖЕННЫХ ГАЗОВ, раздел механики газов, в к-ром для описания движения газов необходимо учитывать их молекулярное строение. Методы А. р. г. широко применяют при определении аэродинамического нагрева приземляющихся орбитальных аппаратов, низко летящих спутников Земли, для расчёта теплового режима приборных датчиков ракет, зондирующих верхние слои атмосферы, и т. д. Точный прогноз траекторий околопланетных спутников, испытывающих тормозящее действие разреженной атмосферы, невозможен без знания методов А. р. г., с помощью к-рых определяются аэродинамические силы и моменты, действующие на летящее в газе тело. А. р. г. изучает также течения газов в вакуумных системах, ультразвуковые колебания в газе и др. проблемы молекулярной физики.
На больших высотах атмосфера очень разрежена и ср. длина свободного пробега / молекул между двумя соударениями становится сравнимой с характерным размером движущегося в атмосфере тела d (или рассматриваемой области потока). Поэтому методы расчёта течения, применяемые в аэродинамике и газовой динамике, основанные на представлении о газе, как о сплошной среде (континууме), непригодны и приходится прибегать к кинетической теории газа. При высоких темп-pax газа, имеющих место, напр., при очень больших скоростях полёта, течение может сопровождаться эффектами возбуждения молекул, их диссоциацией, ионизацией и т. д. Эти проблемы также изучаются в А. р. г.
А. р. г. принято делить на три области:
1) свободное молекулярное течение,
2) промежуточная область, 3) течение со скольжением (рис. 1).
При с в о б о д н о м о л е к у л я рн о м о б т е к а н и и у отражённых от тела моле-хул длина свободного пробега l больше характерного размера тела d, поэтому взаимодействие отражённых молекул с набегающими молекулами вблизи тела незначительно. Это даёт возможность рассматривать падающий и отражённый потоки молекул независимо, что существенно облегчает описание их движения. Движение любой молекулы можно считать как бы состоящим из двух: 1) молекулы участвуют в направленном движении газового потока и их скорость равна скорости потока в целом; 2) одновременно молекулы участвуют в хаотич. тепловом движении и при этом движутся с различными скоростями, значения к-рых описываются Максвелла распределением. Применение кинетич. теории газов даёт принципиальную возможность рассчитать как давление газа на стенку, так в количество тепла, к-рое она получает или отдаёт при взаимодействии с молекулами газа. Для этого необходимо знать законы отражения молекул от твёрдой поверхности.
Однако точное математич. описание движения разреженного газа с помощью уравнений кинетич. теории представляет значит. трудности. Это заставляет развивать приближённые методы. Напр., реальное отражение молекулы от тела заменяется т. н. зеркально-диффузной схемой, согласно к-рой часть молекул отражается от поверхности тела зеркально, другая - рассеивается диффузно, в соответствии с Ламберта законом (законом косинуса).
Отношение количества диффузно рассеянных молекул к общему их числу определяет степень диффузности рассеяния, к-рая характеризуется числом f (при f=0 происходит только зеркальное отражение, при f = l - только диффузное). Для снижения сопротивления летящего тела выгодно зеркальное отражение, а также малые углы падения молекул на поверхность, т. к. при этом увеличивается вероятность зеркального отражения.
Другим существенным параметром является т. н. коэффициент термической аккомодации а, к-рый характеризует изменение энергии молекулы после её отражения. Значения а могут меняться от 0 до 1. Если после отражения энергия молекулы не изменилась и осталась равной энергии падающей молекулы, то а=0. Если же средняя энергия отражённой молекулы соответствует темп-ре стенки, то это значит, что она отдала стенке всю возможную энергию и a = 1. Очевидно, что аэродинамич. нагрев тем меньше, чем меньше а.
Величины f я а - наиболее важные характеристики А. р. г. В общем случае а и f зависят от скорости движения потока газа, материала и темп-ры стенки, от гладкости её поверхности, наличия на поверхности адсорбированных молекул газа и т. д. Однако точных зависимостей а и f от определяющих их параметров ещё не получено.
Эксперименты, проведённые в широком диапазоне скоростей для различных газов и материалов, дают значения а в широких пределах - от 0,95 до 0,02. Установлено, что уменьшение а происходит при увеличении скорости молекул газа и отношения молекулярных масс mt и mi тела и газа:
а= 2m1m2. Так, напр., если вместо
(m т.,)
тела из алюминия взять тело из свинца, то коэфф. аккомодации уменьшается примерно в 4 раза, что приводит к уменьшению аэродинамич. нагрева. Коэфф. f изменяется меньше: от 0,98 до 0,7.
Разреженность среды проявляется в совершенно необычном поведении аэродинамических коэффициентов. Так, коэфф. сопротивления сферы Сх зависит от отношения абс. темп-ры тела То, к абс. темп-ре потока Тi , а также от а и f (рис. 2), в то время как в сплошной среде таких зависимостей не наблюдается. Коэффициенты, характеризующие теплообмен, также отличаются качественно и количественно от континуальных.
Рис. 2. Зависимость коэффициента сопротивления сферы Сх в свободномоле-кулярном потоке при различных отношениях абс. темп-ры тела Tw к абс. темп-ре потока Г,-: а - от числа М полёта для а = 1,0 и б ~ от коэффициента аккомодации а.
П р о м е ж у т о ч н а я о б л а с т ь. При l/d ~ 1 существенна роль межмолекулярных столкновений, когда отражённые от поверхности тела молекулы значительно искажают распределение скоростей молекул набегающего потока. Теоретич. решения для свободномолекулярного потока здесь неприемлемы. Вместе с тем, такое течение ещё нельзя рассматривать как течение сплошной среды. Промежуточная область весьма трудна для математич. анализа.
Течение со скольжением. Если размер тела d в десятки раз больше l, т. е. l/d"l, то в потоке уже могут возникать характерные для газовой динамики ударные волны и пограничные слои на поверхности тел. Однако, в отличие от обычного пограничного слоя, темп-pa примыкающего к стенке газа Та не равна температуре стенки TW, а скорость потока на поверхности тела не равна нулю (поток проскальзывает). Скачок темп-ры (Тw.-Та) пропорционален I и зависит от а. Скорость скольжения также пропорциональна l и зависит от f. Эксперименты показывают, что при увеличении разреженности газа происходит утолщение ударнjй волны, возрастает и толщина пограничного слоя, но значительно медленнее (рис. 3). Ударная волна может распространиться на всю область сжатого газа в районе передней критич. точки обтекаемого тела и слиться с пограничным слоем. Распределение плотности в районе передней критич. точки становится плавным, а не скачкообразным, как в континууме. При расчёте течений со скольжением поток описывается обычными уравнениями газовой динамики, но с граничными условиями, учитывающими скачок темп-ры и скорость скольжения.
Границы упомянутых областей течения весьма условны. Для различных тел появление признаков, характеризующих ту или иную область, может наступить при разных значениях параметра разреженности l/d. В связи со сложностью теоретич. расчётов и необходимостью определения ряда эмпирич. констант, входящих в практич. методы расчёта тепловых и аэродинамич. характеристик, особое значение в А. р. г. приобретает эксперимент.
Лит.: Аэродинамика разреженных газов, сб. 1, под ред. С. В. Валландера, Л., 1963; Паттерсон Г. Н., Молекулярное течение газов, пер. с англ., М., 1960; Тзян X. Ш., Аэродинамика разреженных газов, в сб.: Газовая динамика, сб. статей, пер. с англ., под ред. С. Г. Попова и С. В. Фальковнча, М., 1950.
Л. В. Козлов.