Критическое число Маха

В аэродинамике критическое число Маха ( Mcr или M* ) самолета — это наименьшее число Маха , при котором поток воздуха над некоторой точкой самолета достигает скорости звука , но не превышает ее. ^{[ 1 ]} При меньшем критическом числе Маха обтекание всего самолета дозвуковым. Сверхзвуковые самолеты, такие как Конкорд , и боевые самолеты также имеют верхнее критическое число Маха , при котором воздушный поток вокруг всего самолета становится сверхзвуковым. ^{[ 2 ]}

Полет самолета

Для самолета в полете скорость воздушного потока вокруг самолета местами значительно отличается от воздушной скорости самолета; это связано с тем, что воздушному потоку приходится ускоряться и замедляться при движении вокруг конструкции самолета. Когда скорость самолета достигает критического числа Маха, скорость воздушного потока в некоторых областях вблизи фюзеляжа достигает скорости звука, хотя скорость самого самолета меньше 1,0 Маха. Это создает слабую ударную волну . Когда самолет превышает критическое число Маха, его коэффициент лобового сопротивления внезапно увеличивается, вызывая резкое увеличение лобового сопротивления . ^{[ 3 ]} а в самолете, не предназначенном для околозвуковых или сверхзвуковых скоростей, изменения воздушного потока над поверхностями управления полетом приводят к ухудшению управления самолетом. ^{[ 3 ]}

В самолетах, не предназначенных для полета с критическим числом Маха или выше, ударные волны, образующиеся в потоке воздуха над крылом и хвостовым оперением, достаточны для того, чтобы свалить крыло, сделать поверхности управления неэффективными или привести к потере управления самолетом ( например, подтяжка Маха , когда ударные волны в потоке воздуха над рулем высоты отправляют самолет в неконтролируемое пикирование). Эти проблемные явления, возникающие при критическом числе Маха или выше, стали известны как сжимаемость . Сжимаемость привела к ряду аварий с участием высокоскоростных военных и экспериментальных самолетов в 1930-х и 1940-х годах.

Хотя в то время это было неизвестно, сжимаемость была причиной явления, известного как звуковой барьер . 1940-х годов Военные дозвуковые самолеты , такие как Supermarine Spitfire , Bf 109 , P-51 Mustang , Gloster Meteor , He 162 и P-80 , имеют относительно толстые, нестреловидные крылья и не способны развивать скорость 1,0 Маха в управляемом полете. В 1947 году Чак Йегер управлял Bell X-1 (тоже с нестреловидным крылом, но гораздо более тонким), достигнув скорости 1,06 Маха и выше, и звуковой барьер был окончательно преодолен.

Ранние трансзвуковые военные самолеты, такие как Hawker Hunter и F-86 Sabre , были разработаны для удовлетворительного полета даже на скоростях, превышающих критическое число Маха. Они не обладали достаточной тягой двигателей, чтобы преодолеть звуковой барьер в горизонтальном полете, но могли превышать скорость 1,0 Маха в пикировании, оставаясь при этом управляемыми. Современные реактивные авиалайнеры , такие как самолеты Airbus и Boeing , имеют максимальное рабочее число Маха ниже, чем 1,0 Маха.

Сверхзвуковые самолеты, такие как Конкорд , Ту-144 , English Electric Lightning , Lockheed F-104 , Dassault Mirage III и МиГ 21 , рассчитаны на скорость, превышающую 1,0 Маха в горизонтальном полете, и поэтому имеют очень тонкие крылья. Их критические числа Маха выше, чем у дозвуковых и околозвуковых самолетов, но все же меньше 1,0 Маха.

Фактическое критическое число Маха варьируется от крыла к крылу. Как правило, более толстое крыло будет иметь более низкое критическое число Маха, поскольку более толстое крыло отклоняет воздушный поток, проходящий вокруг него, больше, чем более тонкое крыло, и, таким образом, ускоряет воздушный поток до более высокой скорости. Например, довольно толстое крыло P-38 Lightning имеет критическое число Маха около 0,69. Иногда самолет мог достигать этой скорости при пикировании, что приводило к ряду аварий. Гораздо более тонкое крыло Supermarine Spitfire дало ему значительно более высокое критическое число Маха (около 0,89).

См. также

Расхождение сопротивления Число Маха

Ссылки

LJ Clancy (1975) Аэродинамика , Pitman Publishing Limited, Лондон ISBN 0-273-01120-0

Примечания

^ Клэнси, LJ Aerodynamics , Раздел 11.6
^ Э. Ратакришнан (3 сентября 2013 г.). Газодинамика . PHI Learning Pvt. ООО с. 278. ИСБН 978-81-203-4839-4 .
^ Jump up to: ^а ^б Клэнси, LJ, Аэродинамика , Глава 11

[1] Клэнси, LJ Aerodynamics , Раздел 11.6

[RATHAKRISHNAN2013-2] Э. Ратакришнан (3 сентября 2013 г.). Газодинамика . PHI Learning Pvt. ООО с. 278. ИСБН 978-81-203-4839-4 .

[Clancy_Ch11-3] Jump up to: ^а ^б Клэнси, LJ, Аэродинамика , Глава 11

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]