Перетащить дивергенции число Маха (не следует путать с критическим числом Маха ) является числом Маха , при которой аэродинамическое сопротивление на несущей поверхность или планере начинает быстро возрастать по мере число Маха продолжает увеличиваться. [1] Это увеличение может привести к увеличению коэффициента лобового сопротивления более чем в десять раз по сравнению со значением на низкой скорости .
Значение числа Маха сопротивления-дивергенции обычно больше 0,6; следовательно, это трансзвуковой эффект. Число Маха увлечения-расходимости обычно близко к критическому числу Маха и всегда превышает его . Как правило, коэффициент лобового сопротивления достигает максимума при 1,0 Маха и снова начинает уменьшаться после перехода в сверхзвуковой режим выше примерно 1,2 Маха.
Большое увеличение лобового сопротивления вызвано образованием ударной волны на верхней поверхности аэродинамического профиля, которая может вызвать отрыв потока и возникновение неблагоприятных градиентов давления в задней части крыла. Этот эффект требует, чтобы самолет, предназначенный для полета на сверхзвуковой скорости, имел большую тягу . На ранних этапах разработки околозвуковых и сверхзвуковых самолетов крутое пикирование часто использовалось для обеспечения дополнительного ускорения в области высокого сопротивления около 1,0 Маха. Это резкое увеличение сопротивления породило популярное ложное представление о непреодолимом звуковом барьере., Потому что казалось , что ни одна технология самолетов в обозримом будущем не будет иметь достаточно пропульсивной силы или контроля власти , чтобы преодолеть его. Действительно, один из популярных аналитических методов расчета сопротивления на высоких скоростях, правило Прандтля – Глауэрта , предсказывает бесконечное сопротивление при скорости 1,0 Маха.
Двумя важными технологическими достижениями, которые возникли в результате попыток преодоления звукового барьера, были правило площади Уиткомба и сверхкритический аэродинамический профиль . Сверхкритическая аэродинамическая поверхность имеет форму специально , чтобы сделать перетащить дивергенции числа Маха как можно выше , позволяя самолет летать с относительно более низким сопротивлением при 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]
Число Маха M dd для данного семейства крыльев винта можно аппроксимировать соотношением Корна: [3]
где
- - число Маха увлечения-расходимости,
- - коэффициент подъемной силы конкретного сечения профиля,
- t - толщина профиля на заданном сечении,
- c - длина хорды на данном участке,
- фактор, установленный с помощью анализа CFD:
- K = 0,87 для обычных профилей (6 серий), [4]
- K = 0,95 для сверхкритических профилей.
См. Также [ править ]
- Уголок гроба
- Критическое число Маха
- Звуковой барьер
- Скорость звука
- Сверхкритический профиль
- Волновое сопротивление
Заметки [ править ]
- ^ Андерсон, Джон Д. (2001). Основы аэродинамики . Макгроу-Хилл. С. 613 .
- ^ Андерсон, Джон Д. (2001). Основы аэродинамики . Макгроу-Хилл. С. 615 .
- ^ Boppe, CW, "CFD Drag Прогноз для Аэродинамический Design", технического состояния Обзор по Драг прогнозирования и анализа с вычислительной гидродинамики: современное состояние, Agárd AR 256, июнь 1989, стр 8-1 - 8-27..
- ^ Мейсон, WH "Some Transonic Aerodynamics" , p. 51.