Волновое сопротивление

В воздухоплавании снарядов волновое сопротивление — составляющая аэродинамического сопротивления крыльев и фюзеляжа самолета, законцовок лопастей винтов и , движущихся с околозвуковой и сверхзвуковой скоростью, обусловленная наличием ударных волн . ^[1] Волновое сопротивление не зависит от вязких эффектов , ^[2] и имеет тенденцию проявляться как внезапное и резкое увеличение сопротивления, когда транспортное средство увеличивает скорость до критического числа Маха . Именно внезапное и резкое увеличение волнового сопротивления привело к появлению концепции звукового барьера .

Обзор

Волновое сопротивление является компонентом сопротивления давления из-за эффектов сжимаемости . ^[3] Это вызвано образованием ударных волн вокруг тела. Ударные волны создают значительное сопротивление, которое может привести к сильному сопротивлению тела. Хотя ударные волны обычно связаны со сверхзвуковым потоком, они могут образовываться на дозвуковых скоростях самолета на участках тела, где местный воздушный поток ускоряется до сверхзвуковой скорости. Эффект обычно наблюдается на самолетах на околозвуковых скоростях (около 0,8 Маха ), но проблему можно заметить на любой скорости, превышающей критическую скорость этого самолета. Оно настолько выражено, что до 1947 года считалось, что авиационные двигатели не будут достаточно мощными, чтобы преодолеть повышенное сопротивление, или что силы будут настолько велики, что самолет будет подвергаться риску разрушения в полете. Это привело к появлению концепции звукового барьера .

Исследовать

В 1947 году исследования волнового сопротивления привели к разработке идеальных форм, позволяющих уменьшить волновое сопротивление настолько, насколько это теоретически возможно. Для фюзеляжа полученной формой было тело Сирса-Хаака , которое предполагало идеальную форму поперечного сечения для любого заданного внутреннего объема. Ожива фон Кармана имела аналогичную форму для тел с тупым концом, как у ракеты. Оба имели длинные узкие формы с заостренными концами, главное отличие заключалось в том, что стрельчатая стрела была заострена только на одном конце.

Уменьшение сопротивления

Ряд новых технологий, разработанных во время и сразу после Второй мировой войны, позволили резко уменьшить величину волнового сопротивления, и к началу 1950-х годов новейшие истребители могли достигать сверхзвуковых скоростей.

Эти методы были быстро использованы авиаконструкторами. Одним из распространенных решений проблемы волнового сопротивления было использование стреловидного крыла , которое фактически было разработано до Второй мировой войны и использовалось в некоторых немецких конструкциях военного времени. Размах крыла делает его тоньше и длиннее в направлении воздушного потока, делая традиционную каплевидную форму крыла ближе к форме стрелы фон Кармана , но при этом остается полезным на более низких скоростях, где важны кривизна и толщина.

Крыло не обязательно иметь стреловидность, если можно построить очень тонкое крыло. Это решение использовалось в ряде проектов, начиная с Bell X-1 , первого пилотируемого самолета, летающего со скоростью звука. Обратной стороной этого подхода является то, что крыло настолько тонкое, что его уже невозможно использовать для хранения топлива или шасси. Такие крылья очень распространены на ракетах, хотя в этой области их часто называют «плавниками».

Форма фюзеляжа была аналогичным образом изменена с введением правила площади Уиткомба . Уиткомб работал над испытанием различных форм планера на трансзвуковое сопротивление, когда после просмотра презентации Адольфа Буземанна в 1952 году он понял, что корпус Sears-Haack должен применяться ко всему самолету, а не только к фюзеляжу. Это означало, что фюзеляж нужно было сделать уже в месте соединения с крыльями, чтобы поперечное сечение всего самолета соответствовало корпусу Sears-Haack.

Применение правила площади можно также увидеть при использовании противоударных корпусов на околозвуковых самолетах, включая некоторые реактивные авиалайнеры . Противоударные корпуса, представляющие собой гондолы вдоль задних кромок крыльев, выполняют ту же роль, что и конструкция фюзеляжа с узкой талией других трансзвуковых самолетов.

Другие методы снижения сопротивления

За прошедшие годы было предпринято несколько других попыток уменьшить волновое сопротивление. Сверхкритический профиль - это тип, который обеспечивает разумную подъемную силу на низкой скорости, как и обычный профиль, но имеет профиль, значительно более близкий к профилю оживы фон Кармана. Все современные гражданские авиалайнеры используют сверхкритический аэродинамический профиль и имеют значительный сверхзвуковой поток над верхней поверхностью крыла.

Математическая формула

Для плоского аэродинамического профиля

$cd_{w}=4*{\frac {\alpha ^{2}}{\sqrt {(M^{2}-1)}}}$ ^[4]

Для крыла с двойным клином

$cd_{w}=4*{\frac {\alpha ^{2}+(t/c)^{2}}{\sqrt {(M^{2}-1)}}}$ ^[4]

Где:

cd_w - Коэффициент сопротивления волны

α - Угол атаки

t/c - Отношение толщины к хорде

M - число Маха набегающего потока

Эти уравнения применимы при малых углах атаки (α < 5°).

Ссылки

^ Андерсон, Джон Д. младший (1991). Основы аэродинамики (2-е изд.). Нью-Йорк: МакГроу-Хилл. стр. 492, 573. ISBN. 0-07-001679-8 .
^ Клэнси, LJ (1975), Аэродинамика , Раздел 11.7
^ Андерсон, Джон Д. младший (1991). Основы аэродинамики (2-е изд.). Нью-Йорк: МакГроу-Хилл. п. 25. ISBN 0-07-001679-8 .
^ Перейти обратно: ^а ^б «Как рассчитать волновое сопротивление сверхзвукового профиля?» . 2 февраля 2014 года . Проверено 23 мая 2019 г.

[1] Андерсон, Джон Д. младший (1991). Основы аэродинамики (2-е изд.). Нью-Йорк: МакГроу-Хилл. стр. 492, 573. ISBN. 0-07-001679-8 .

[LJC11.7-2] Клэнси, LJ (1975), Аэродинамика , Раздел 11.7

[Anderson-3] Андерсон, Джон Д. младший (1991). Основы аэродинамики (2-е изд.). Нью-Йорк: МакГроу-Хилл. п. 25. ISBN 0-07-001679-8 .

[:0-4] Перейти обратно: ^а ^б «Как рассчитать волновое сопротивление сверхзвукового профиля?» . 2 февраля 2014 года . Проверено 23 мая 2019 г.

[1]

[2]

[3]

[4]