Число Маха расхождения сопротивления
Число Маха сопротивления и расхождения (не путать с критическим числом Маха ) — это число Маха , при котором сопротивление профиля аэродинамическое или планера начинает быстро увеличиваться по мере того, как число Маха продолжает увеличиваться. [1] Это увеличение может привести к увеличению коэффициента лобового сопротивления более чем в десять раз по сравнению с его значением на низкой скорости .
Значение числа Маха сопротивления и расхождения обычно превышает 0,6; следовательно, это трансзвуковой эффект. Число Маха сопротивления и расхождения обычно близко к критическому числу Маха и всегда превышает его . Обычно коэффициент лобового сопротивления достигает максимума при скорости 1,0 Маха и снова начинает уменьшаться после перехода на сверхзвуковой режим выше примерно 1,2 Маха.
Значительное увеличение сопротивления вызвано образованием ударной волны на верхней поверхности аэродинамического профиля, которая может вызвать отрыв потока и неблагоприятные градиенты давления в кормовой части крыла. Этот эффект требует, чтобы самолеты, предназначенные для полетов на сверхзвуковых скоростях, имели большую тягу . На ранних этапах разработки околозвуковых и сверхзвуковых самолетов крутое пикирование часто использовалось для обеспечения дополнительного ускорения в области высокого лобового сопротивления около 1,0 Маха. Это резкое увеличение сопротивления породило популярное ложное представление о непреодолимом звуковом барьере , поскольку казалось, что ни одна авиационная технология в обозримом будущем не будет иметь достаточной движущей силы или мощности управления , чтобы преодолеть его. Действительно, один из популярных аналитических методов расчета сопротивления на высоких скоростях, правило Прандтля-Глауэрта , предсказывает бесконечную величину сопротивления при скорости 1,0 Маха.
Двумя важными технологическими достижениями, возникшими в результате попыток преодолеть звуковой барьер, были правило площади Уиткомба и сверхкритический профиль крыла . Форма сверхкритического профиля специально разработана таким образом, чтобы максимально увеличить число Маха сопротивления и расхождения, что позволяет самолету летать с относительно меньшим сопротивлением на высоких дозвуковых и низких околозвуковых скоростях. Это, наряду с другими достижениями, включая вычислительную гидродинамику , позволило снизить коэффициент увеличения лобового сопротивления до двух или трех для современных конструкций самолетов. [2]
Числа Маха дивергенции сопротивления M dd для данного семейства профилей винтов могут быть аппроксимированы соотношением Корна: [3]
где
- - число Маха дивергенции сопротивления,
- - коэффициент подъемной силы конкретного участка профиля,
- t — толщина профиля в данном сечении,
- c — длина хорды на данном участке,
- – фактор, установленный посредством анализа CFD:
- К = 0,87 для обычных профилей (6 серия), [4]
- K = 0,95 для сверхкритических профилей.
См. также
[ редактировать ]- Уголок гроба
- Критическое число Маха
- Звуковой барьер
- Скорость звука
- Сверхкритический профиль
- Волновое сопротивление
Примечания
[ редактировать ]- ^ Андерсон, Джон Д. (2001). Основы аэродинамики . МакГроу-Хилл. стр. 613 . ISBN 9780072373356 .
- ^ Андерсон, Джон Д. (2001). Основы аэродинамики . МакГроу-Хилл. стр. 615 . ISBN 9780072373356 .
- ^ Боппе, CW, «Прогнозирование сопротивления CFD для аэродинамического проектирования», Обзор технического состояния прогнозирования и анализа сопротивления на основе вычислительной гидродинамики: современное состояние, AGARD AR 256, июнь 1989 г., стр. 8-1 – 8-27.
- ^ Мейсон, WH «Некоторые околозвуковые аэродинамики» , стр. 51.