Волновое сопротивление
эксперимент
теория
0,014
0,012
0,010
0,008
0,6
0,65
0,7
0,75
0,006
0
0,5
1,0
Риc. 62.
Скачки уплотнения
Возникают в
сверхзвуковом потоке
a
конус
возмущения
сфера возмущения
Риc. 63.
Малые возмущения от движущейся точки распространяются со скоростью звука, а сама точка движется быстрее звука V>a
P
,V
T
,
P
,V
T
,
M= 1,2 1,8
Ty-144
M=0,9
система
скачков уплотнения
Вместо плавного
обтекания
возникает
скачкообразное, параметры
потока меняются
скачком
P
,V
,T
,
=>
P
,V
,T
,
Скачки уплотнения дают дополнительное волновое сопротивление:
1. В скачке повышается температура
- часть энергии двигателя расходуется на нагрев атмосферы
2. Как правило за скачком следует отрыв потока, дающий
дополнительный
Риc. 64.
Природа скачка уплотнения
Расширение
течения
M
=1,4
A
M
=1,6
Риc. 65.
Главное правило:
в сверхзвуковом потоке при расширении струи скорость возрастает
(в дозвуковом потоке V уменьшается)
При расширении потока существует плавная переходная зона между N и N в которой скорость (число М) постепенно увеличивается от М до М без всяких скачков уплотнения и потерь (см. пл.2).
Если угол
,
то картина следующая:
скачок уплотнения
(давления,
температуры, плотности, …)
M=1,2
M
=1,4
A
Риc. 66.
Линия возмущения N , которая относится к числу M за скачком, оказывается впереди линии N , которая определяется числом M перед скачком. Это означает, что конец возмущенной зоны А N оказывается впереди по потоку относительно начала возмущения А N , что бессмысленно.
В реальных процессах (с учетом вязкости) зона А,N ,N вырождается в скачок уплотнения.
Теоретически
возможно реализовать торможение
сверхзвукового потока без скачков.
Основное условие такого "изэнтропического
течения" - малый угол наклона поверхности
и очень плавное его увеличение.
Понятие “изэнтропического течения” удобно использовать для примера
- полная
аэродинамическая сила
1. Изэнтропич.
течение тонкая пластинка под
углом атаки
3. Чтобы вернуть
(как в 1.) нужно увеличить угол атаки
,
так чтобы
,
а
.
-M
> 1,2
M > 1,2
нет скачка
2. Течение со
скачком при
,
,
т.к. давление снизу
вследствие потери энергии в скачке
-M
> 1,2
скачок
M > 1,2
скачок
Видно, что при том
же
,
как и в 1. величина
существенно больше, т.е. потери в скачке
снижают давление
на нижней поверхности. При этом нужно
учесть, что при увеличении угла атаки
будут возрастать сами потери в скачке
уплотнения.
Теория показывает, что для уменьшения интенсивности скачка уплотнения нужно обеспечить косой скачок, который возникает у тонких, слабо искривленных заостренных тел при малых углах атаки и при малых углах клина или конуса.
Линия возмущения
тонкая пластинка,
скачка нет, т.к. нет изменения скорости.
A
B
Косой присоединенный
скачок.
A
B
Косой отсоединенный
скачок.
Сочетание прямого
скачка в центре и косого скачка с большим
углом
A
B
.
Нагрев
A
B
прямой скачок
Клин – двумерное течение, похожие тела – крыло, оперение.
Конус – трехмерное течение – тела типа фюзеляжей, круглых воздухозаборников.
Теоретические
связи
приводятся в литературе.
Ферри
Теоретические и прикладные методы расчета при сверхзвуковых скоростях для компоновки самолета в целом не являются надежными, необходима продувка моделей в АДТ.
M
0,8
1,0
1,2
2,0
1) дозвуковая
скорость
:
АДТ
2) сверхзвуковая
скорость
3) трансзвуковой
диапазон
скоростей
95% Л.А. – скорости дозвуковые – пассажирские, транспортные
5% Л.А. – скорости сверхзвуковые – истребители
~ 0,5% Л.А. – скорости трансзвуковые – спец. Л.А.
скачок
.
Как показывают исследования при
уже есть какая-то доля
.
Она возникает вследствие местных скачков
уплотнения, обусловленных наличием
отдельных зон сверхзвукового обтекания
при общей дозвуковой скорости полета.
M =0,9
отрыв потока
0,1
1,2
1,5
0,9
M =0,75
M =0,75
1,7
0,8
Перемещение скачка
на верхнюю поверхность крыла и далее
вперед можно объяснить повышением
давления в задней части профиля, т.к. за
профилем
(торможение потока,
).