Тема 1.3. Основы аэродинамики больших скоростей

Основные закономерности движения сжимаемой среды: природа и скорость звука, дозвуковой полет, трансзвуковой полет, сверхзвуковой полет, число Маха, уравнение неразрывности, формы записи уравнения Бернулли, понятие о предельной и критической скоростях, зависимости параметров газа от скорости его течения, аэродинамический нагрев, области нагрева, параметры торможения. Влияние заторможенного потока на работу воздухозаборников двигателя высокоскоростных самолетов.

Распространение возмущений в потоке воздуха.

Обтекание тел сверхзвуковым потоком: скачки уплотнения, формы скачков уплотнения, волновое сопротивление, «звуковой удар».

Волновой кризис: понятие о критическом числе Маха, развитие местных скачков на околозвуковых скоростях, последствия волнового кризиса и их влияние на безопасность полета.

Преодоление волнового кризиса: скоростные профили, увеличение стреловидности (влияние угла стреловидности на критическое число Маха), уменьшение удлинения. Средства предупреждения срыва потока с поверхности стреловидного крыла: аэродинамические гребни, аэродинамический зуб, «запил».

Следует знать, что при больших скоростях полета зависимость между параметрами потока изменяется из-за проявления сжимаемости воздуха.

Нужно усвоить, что проявление сжимаемости в потоке воздуха зависит от соотношения между скоростью потока и скоростью звука, т.е. от числа Маха полета(потока), которое при постоянной скорости полета зависит от высоты полета.

Сделать выводы об особенностях сверхзвукового потока:

- при числе M=1 волны малых возмущений концентрируются на поверхности, проходящей через источник возмущений перпендикулярно к потоку;

- в сверхзвуковом потоке волны малых возмущений распространяются в коническом пространстве, называемом конусом возмущения;

- для непрерывного увеличения скорости потока его сечение необходимо сначала уменьшать, затем увеличивать (сопло Лаваля).

Обратить внимание на физическую сущность скачков уплотнения. Скачок уплотнения представляет co6oй поверхность, являющуюся границей возмущенной и невозмущенной областей потока, на которой резко изменяются все параметры воздуха.

При прохождении через скачок уплотнения сверхзвуковой поток теряет часть своей кинетической энергии. Процессы, происходящие в скачках уплотнения, необратимы, т.е. энергия потока из механической переходит в тепловую,

Волновое сопротивление по своей природе является сопротивлением давления. Образование скачков уплотнения в сверхзвуковом потоке вызывает перераспределение давления по профилю крыла.

При больших скоростях полета (потока) на передних скатах профиля создается повышенное давление, затем оно убывает. Спроектировав все векторы давлений на скоростную ось, получим дополнительную составляющую аэродинамической силы, направленную против полета ЛА. Эта составляющая и есть волновое сопротивление. При изучении вопроса "Волновой кризис" обратить внимание на понятие "критическая скорость полета", "критическое число Маха M_*". Выяснить физическую сущность местных скачков уплотнения.

Знать последствия волнового кризиса и их влияние на безопасность полета, хорошо представлять пути увеличения M_* и смягчения волнового кризиса.