Сверхзвуковые профили

Сверхзвуковой профиль представляет собой геометрию поперечного сечения, предназначенную для эффективного создания подъемной силы на сверхзвуковых скоростях. Необходимость в такой конструкции возникает, когда от самолета требуется устойчивая работа на сверхзвуковом режиме полета.

Сверхзвуковые профили обычно имеют тонкое сечение, образованное либо наклонными плоскостями, либо противоположными дугами (так называемые «профили с двойным клином» и «двояковыпуклые профили» соответственно) с очень острыми передней и задней кромками. Острые края предотвращают образование отдельного носового амортизатора перед крылом при его движении в воздухе. ^[1] Эта форма отличается от дозвуковых профилей, которые часто имеют закругленные передние кромки для уменьшения отрыва потока в широком диапазоне углов атаки . ^[2] Закругленный край будет вести себя как тупое тело в сверхзвуковом полете и, таким образом, образует головную ударную волну, которая значительно увеличивает волновое сопротивление. Толщина, изгиб и угол атаки аэродинамических профилей варьируются для достижения конструкции, которая вызывает небольшое отклонение в направлении окружающего воздушного потока. ^[3]

Поднимите и перетащите

На сверхзвуке сопротивление самолета возникает из-за:

Сопротивление трения кожи из-за сдвига.
Волновое сопротивление из-за толщины (или объема) или волнового сопротивления с нулевой подъемной силой.
Перетаскивание из-за подъема

Следовательно, коэффициент сопротивления на сверхзвуковом профиле описывается следующим выражением:

C _D = C _{D, трение} + C _{D, толщина} + C _{D, подъемная сила}

Экспериментальные данные позволяют свести это выражение к:

C _D = C _D,O + KC _{L ²}Где C _DO — сумма C _{(D, трение} ) и C _{D, толщина} , а k для сверхзвукового потока является функцией числа Маха. ^[3] Поверхностная составляющая обусловлена наличием вязкого пограничного слоя, бесконечно близкого к поверхности корпуса летательного аппарата . У граничной стенки нормальная составляющая скорости равна нулю; следовательно, существует бесконечно малая область, где нет скольжения . Компонента волнового сопротивления при нулевой подъемной силе может быть получена на основе правила сверхзвуковой площади, которое говорит нам, что волновое сопротивление самолета в устойчивом сверхзвуковом потоке идентично среднему значению ряда эквивалентных тел вращения. Тела вращения определяются разрезами самолета, сделанными касательной к переднему конусу Маха от удаленной точки самолета под азимутальным углом. Это среднее значение относится ко всем азимутальным углам. ^[4] Компонент сопротивления, обусловленный подъемной силой, рассчитывается с использованием программ анализа подъемной силы. Проектирование крыла и программы анализа подъемной силы представляют собой отдельные методы несущих поверхностей, которые решают прямую или обратную задачу проектирования и анализа подъемной силы.

Конструкция сверхзвукового крыла

Годы исследований и опыта работы с необычными условиями сверхзвукового потока привели к некоторым интересным выводам о конструкции крыла. Учитывая прямоугольное крыло, давление в точке P с координатами (x,y) на крыле определяется только возмущениями давления , возникающими в точках входного конуса Маха, исходящего из точки P. ^[3] В результате законцовки крыла изменяют поток внутри своих задних конусов Маха. Оставшаяся площадь крыла не подвергается никаким изменениям со стороны законцовок и может быть проанализирована с помощью двумерной теории. Для произвольной формы в плане сверхзвуковыми передней и задней кромкой являются те участки кромки крыла, где компоненты скорости набегающего потока, нормальные к кромке, являются сверхзвуковыми. Аналогично, дозвуковые передняя и задняя части - это те части кромки крыла, где компоненты скорости набегающего потока, нормальные к кромке, являются дозвуковыми.

Дельта-крылья имеют сверхзвуковую переднюю и заднюю кромки; крылья стрелы, напротив, имеют дозвуковую переднюю кромку и сверхзвуковую заднюю кромку.

При проектировании сверхзвукового профиля необходимо учитывать два фактора: ударную волну и волны расширения. ^[5] Генерируется ли ударная волна или волна расширения в разных местах аэродинамического профиля, зависит от местной скорости и направления потока, а также от геометрии аэродинамического профиля.

Краткое содержание

Аэродинамическая эффективность сверхзвуковых самолетов увеличивается за счет аэродинамических профилей тонкого сечения с острыми передней и задней кромками. Стреловидное крыло с дозвуковой передней кромкой имеет то преимущество, что снижает составляющую волнового сопротивления на сверхзвуковых скоростях полета; однако эксперименты показывают, что теоретический эффект не всегда достигается за счет отрыва потока по поверхности крыла; однако это можно исправить с помощью конструктивных факторов. Двойной клин и двояковыпуклый профиль крыла являются наиболее распространенными конструкциями, используемыми в сверхзвуковых полетах. Волновое сопротивление — самая простая и важная составляющая сопротивления в областях полета сверхзвукового потока. Для оптимизированного самолета почти 60% его сопротивления составляет сопротивление трения обшивки, чуть более 20% - это вынужденное сопротивление и чуть менее 20% - волновое сопротивление, следовательно, менее 30% сопротивления приходится на подъемную силу.

См. также

Ссылки

^ Курант и Фридрихс. Сверхзвуковые течения и ударные волны . Страницы 357:366. Том I. Нью-Йорк: Inter science Publishers, Inc, 1948 г.
^ Цукер, Роберт и Библарц, Оскар. Основы газовой динамики , страницы 226:229. Второе издание. ISBN 0-471-05967-6 John Wiley & Sons, Inc.
^ Jump up to: ^а ^б ^с Бертин, Джон и Смит, Майкл. Аэродинамика для инженеров . Третье издание. Прентис Холл. ISBN 0-13-576356-8 . Прентис Холл.
^ Вудхалл, Джон. «Сверхзвуковая аэродинамика: подъемная сила и сопротивление». Университет Колорадо. Доклад, представленный на курсе RTO AVT по исследованию гидродинамики на сверхзвуковых самолетах.
^ Андерсон, Джон Д. младший (21 марта 2016 г.). Основы аэродинамики (Шестое изд.). Нью-Йорк, штат Нью-Йорк. ISBN 978-1-259-12991-9 . OCLC 927104254 . {{cite book}}: CS1 maint: отсутствует местоположение издателя ( ссылка )

[Courant-1] Курант и Фридрихс. Сверхзвуковые течения и ударные волны . Страницы 357:366. Том I. Нью-Йорк: Inter science Publishers, Inc, 1948 г.

[2] Цукер, Роберт и Библарц, Оскар. Основы газовой динамики , страницы 226:229. Второе издание. ISBN 0-471-05967-6 John Wiley & Sons, Inc.

[Bertin-3] Jump up to: ^а ^б ^с Бертин, Джон и Смит, Майкл. Аэродинамика для инженеров . Третье издание. Прентис Холл. ISBN 0-13-576356-8 . Прентис Холл.

[4] Вудхалл, Джон. «Сверхзвуковая аэродинамика: подъемная сила и сопротивление». Университет Колорадо. Доклад, представленный на курсе RTO AVT по исследованию гидродинамики на сверхзвуковых самолетах.

[5] Андерсон, Джон Д. младший (21 марта 2016 г.). Основы аэродинамики (Шестое изд.). Нью-Йорк, штат Нью-Йорк. ISBN 978-1-259-12991-9 . OCLC 927104254 . {{cite book}}: CS1 maint: отсутствует местоположение издателя ( ссылка )

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]