В аэродинамике , то критическое число Маха ( Мкр или М * ) из самолетов является наименьшим числом Маха , при котором воздушный поток над некоторой точке летательного аппарата достигает скорости звука , но не превышает его. [1] При нижнем критическом числе Маха воздушный поток вокруг всего самолета дозвуковой. Сверхзвуковые самолеты, такие как Concorde, и боевые самолеты также имеют верхнее критическое число Маха, при котором воздушный поток вокруг всего самолета становится сверхзвуковым. [2]
Полет на самолете [ править ]
Для летательного аппарата, находящегося в полете, скорость воздушного потока вокруг него местами значительно отличается от воздушной скорости самолета; это происходит из-за того, что воздушный поток должен ускоряться и замедляться при движении вокруг конструкции летательного аппарата. Когда воздушная скорость самолета достигает критического числа Маха, скорость воздушного потока в некоторых областях около планера достигает скорости звука, даже если у самого летательного аппарата скорость ниже, чем 1.0 Маха. Это создает слабую ударную волну . По мере того как самолет превышает критическое число Маха, его коэффициент лобового сопротивления возрастает внезапно, в результате чего резко возросло сопротивление , [3] и, в самолете не предназначен для околозвуковых или сверхзвуковыхскорости, изменение воздушного потока над поверхностями управления полетом приводит к ухудшению управления самолетом. [3]
В самолетах, не предназначенных для полета с критическим числом Маха или выше, ударные волны, которые образуются в воздушном потоке над крылом и хвостовым оперением, достаточны для остановки крыла, выведения из строя управляющих поверхностей или потери управления самолетом ( например, подворачивание Маха , когда ударные волны в воздушном потоке над лифтом отправляют самолет в неконтролируемое пикирование). Эти проблемные явления, возникающие при критическом числе Маха или выше, получили название сжимаемости . Сжимаемость привела к ряду аварий с участием высокоскоростных военных и экспериментальных самолетов в 1930-х и 1940-х годах.
Хотя в то время это еще не было известно, сжимаемость была причиной явления, известного как звуковой барьер . Военные дозвуковые самолеты 1940-х годов , такие как Supermarine Spitfire , Bf 109 , P-51 Mustang , Gloster Meteor , He 162 и P-80 , имеют относительно толстые, непростые крылья и не способны развивать скорость 1,0 Маха в управляемом полете. В 1947 году Чак Йегер пилотировал Bell X-1 (тоже с несветовым крылом, но гораздо более тонким), достигнув скорости 1,06 Маха и выше, и звуковой барьер был наконец преодолен.
Ранние трансзвуковые военные самолеты, такие как Hawker Hunter и F-86 Sabre , были разработаны для удовлетворительного полета даже на скоростях, превышающих их критическое число Маха. У них не было достаточной тяги двигателя, чтобы преодолеть звуковой барьер в горизонтальном полете, но они могли превышать 1,0 Маха в пикировании, оставаясь управляемыми. Современные реактивные авиалайнеры , такие как Airbus и Boeing , имеют максимальные рабочие числа Маха ниже, чем 1,0 Маха.
Сверхзвуковые самолеты, такие как Concorde , Ту-144 , English Electric Lightning , Lockheed F-104 , Dassault Mirage III и MiG 21 , рассчитаны на превышение скорости 1,0 Маха в горизонтальном полете и, следовательно, 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, потому что 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, у довольно толстого крыла P-38 Lightning критическое число Маха около 0,69. Самолет мог иногда достигать этой скорости в пикировании, что приводило к ряду аварий. Более тонкое крыло Supermarine Spitfire давало ему значительно более высокое критическое число Маха (около 0,89).
См. Также [ править ]
- Число Маха расходимости сопротивления
Ссылки [ править ]
- LJ Clancy (1975) Aerodynamics , Pitman Publishing Limited, Лондон ISBN 0-273-01120-0
Примечания [ править ]
- ^ Клэнси, LJ Аэродинамика , Раздел 11.6
- ^ E. Rathakrishnan (3 сентября 2013). Газовая динамика . PHI Learning Pvt. ООО п. 278. ISBN 978-81-203-4839-4.
- ^ a b Клэнси, LJ, Аэродинамика , Глава 11
