Трансзвуковой (или транссонический ) поток - это воздух, обтекающий объект со скоростью, которая создает области как дозвукового, так и сверхзвукового воздушного потока вокруг этого объекта. [1] Точный диапазон скоростей зависит от критического числа Маха объекта , но околозвуковой поток наблюдается на скоростях полета, близких к скорости звука (343 м / с на уровне моря), обычно между 0,8 и 1,2 Маха . [1]
Проблема околозвуковой скорости (или околозвукового режима) впервые возникла во время Второй мировой войны. [2] Пилоты обнаружили, что когда они приблизились к звуковому барьеру, воздушный поток стал неустойчивым. [2] Эксперты обнаружили, что ударные волны могут вызвать крупномасштабное разделение вниз по потоку, увеличивая сопротивление и добавляя асимметрию и неустойчивость обтеканию транспортного средства. [3] Были проведены исследования по ослаблению ударных волн в трансзвуковом полете за счет использования противоударных корпусов и сверхкритических профилей . [3]
Большинство современных реактивных самолетов спроектированы для работы на околозвуковых скоростях. [4] При трансзвуковой воздушной скорости лобовое сопротивление быстро увеличивается с 0,8 Маха, и именно топливные затраты на лобовое сопротивление обычно ограничивают воздушную скорость. Попытки уменьшить волновое сопротивление можно увидеть на всех высокоскоростных самолетах. Наиболее примечательным является использование стреловидных крыльев , но другой распространенной формой является фюзеляж с осиной талией как побочный эффект правила площади Уиткомба .
Трансзвуковые скорости также могут возникать на концах лопастей несущих винтов вертолетов и самолетов. Это создает серьезные неравные нагрузки на лопасти ротора, что может привести к несчастным случаям. Это один из ограничивающих факторов размера роторов и скорости движения вертолетов (поскольку эта скорость добавляется к движущейся вперед [ведущей] стороне ротора, что, возможно, вызывает локализованные трансзвуковые колебания).
История
Открытие трансзвукового воздушного потока
Проблемы с полетом самолетов, связанные со скоростью, впервые возникли в эпоху сверхзвуковых частот в 1941 году. [5] Ральф Вирден, летчик-испытатель, разбился в авиакатастрофе со смертельным исходом. [6] Он потерял управление самолетом, когда над крылом возникла ударная волна, вызванная сверхзвуковым потоком воздуха, и оно остановилось. [6] Вирден летел намного ниже скорости звука, равной 0,675 Маха, что породило идею о различных воздушных потоках, формирующихся вокруг самолета. [5] В 40-х годах Келли Джонсон стал одним из первых инженеров, исследовавших влияние сжимаемости на самолет. [5] Однако существующие аэродинамические трубы не имели возможности создавать скорость ветра, близкую к 1 Маху, для проверки влияния околозвуковых скоростей. [6] Вскоре после этого термин «трансзвуковой» был определен как означающий «через скорость звука» и был изобретен директором NACA Хью Драйденом и Теодором фон Карманом из Калифорнийского технологического института. [5]
Изменения в самолете
Первоначально NACA разработала «закрылки для пикирования», чтобы помочь стабилизировать самолет при достижении околозвукового полета. [5] Этот небольшой закрылок на нижней стороне самолета замедлял самолет, чтобы предотвратить ударные волны, но такая конструкция только задерживала поиск решения для самолета, летящего на сверхзвуковой скорости. [5] Новые аэродинамические трубы были разработаны для того, чтобы исследователи могли протестировать новые конструкции крыльев, не рискуя жизнями летчиков-испытателей. [7] Трансзвуковой туннель со щелевыми стенками был разработан НАСА и позволил исследователям протестировать крылья и различные аэродинамические поверхности в трансзвуковом воздушном потоке, чтобы найти лучшую форму законцовки крыла для скорости звука. [7]
После Первой мировой войны были замечены серьезные изменения в конструкции самолетов, которые улучшили трансзвуковой полет. [6] Основным способом стабилизации самолета было уменьшение скорости воздушного потока вокруг крыльев за счет изменения хорды крыльев самолета, и одним из способов предотвращения трансзвуковых волн была стреловидность крыльев. [5] Поскольку воздушный поток будет попадать на крылья под углом, это уменьшит толщину крыла и отношение хорды. [5] Аэродинамические профили крыльев были спроектированы более плоскими в верхней части, чтобы предотвратить ударные волны и уменьшить расстояние воздушного потока над крылом. [8] Позже Ричард Уиткомб сконструировал первый сверхкритический крыловой профиль, используя аналогичные принципы. [7]
Математический анализ
До появления мощных компьютеров даже самые простые формы уравнений сжимаемого потока было трудно решить из-за их нелинейности . [6] Общее предположение, используемое для обхода этой нелинейности, состоит в том, что возмущения в потоке относительно малы, что позволяет математикам и инженерам линеаризовать уравнения сжимаемого потока в относительно легко решаемую систему дифференциальных уравнений для полностью дозвуковых или сверхзвуковых потоков. [6] Это предположение в корне неверно для околозвуковых потоков, потому что возмущение, вызванное объектом, намного больше, чем в дозвуковых или сверхзвуковых потоках; скорость потока, близкая к 1 Маха или равная ему, не позволяет трубкам потока (трехмерным путям потока) сжиматься достаточно вокруг объекта, чтобы минимизировать возмущение, и, таким образом, возмущение распространяется. [9] Аэродинамики боролись во время более ранних исследований трансзвукового потока, потому что тогдашняя теория предполагала, что эти возмущения - и, следовательно, сопротивление - приближаются к бесконечности, когда местное число Маха приближается к 1, что явно нереалистичный результат, который нельзя было исправить известными методами. [6]
Одним из первых способов обойти нелинейность моделей трансзвукового течения было преобразование годографа . [2] Эта концепция была первоначально исследована в 1923 году итальянским математиком по имени Франческо Трикоми , который использовал преобразование для упрощения уравнений сжимаемого потока и доказательства их разрешимости. [2] Само преобразование годографа также исследовалось в учебниках Людвига Прандтля и О.Г. Титджена в 1929 году и Адольфом Буземаном в 1937 году, хотя ни один из них не применял этот метод специально к трансзвуковому потоку. [2]
Готфрид Гудерлей, немецкий математик и инженер из Брауншвейга , обнаружил работу Трикоми в процессе применения метода годографа к трансзвуковому потоку ближе к концу Второй мировой войны. [2] Он сосредоточился на нелинейных уравнениях сжимаемого потока для тонкого крылового профиля, таких же, как и полученные Трикоми, хотя его цель использования этих уравнений для решения обтекания крылового профиля представляла уникальные проблемы. [2] [6] Гудерли и Хидео Йошихара, наряду с некоторыми данными Буземана, позже использовали сингулярное решение уравнений Трикоми для аналитического решения поведения трансзвукового потока над двойным клиновым профилем , первыми, кто сделал это только с предположениями теория тонкого профиля. [2] [6]
Несмотря на успех, работа Гудерли все же была сосредоточена на теории и привела только к единственному решению для крылового профиля с двойным клином на скорости 1 Маха. [2] Уолтер Винченти , американский инженер из лаборатории Эймса , стремился дополнить работу Гудерли Маха 1 численным решения, которые охватывают диапазон околозвуковых скоростей от 1 Маха до полностью сверхзвукового потока. [2] Винченти и его помощники опирались на работу Говарда Эммонса, а также на исходные уравнения Трикоми, чтобы завершить набор из четырех численных решений для лобового сопротивления двойного клинового профиля в трансзвуковом потоке со скоростью выше 1 Маха. [2] Разрыв между дозвуковыми и поток 1 Маха позже был покрыт Джулианом Коулом и Леоном Триллингом , завершив трансзвуковое поведение крылового профиля к началу 1950-х годов. [2]
Конденсационные облака
На околозвуковых скоростях сверхзвуковые расширительные вентиляторы образуют интенсивные зоны низкого давления и низкой температуры в различных точках вокруг самолета. Если температура опустится ниже точки росы, образуется видимое облако. Эти облака остаются с самолетом во время полета. Для формирования этих облаков самолету в целом необязательно достигать сверхзвуковой скорости. Обычно хвостовая часть самолета достигает сверхзвукового полета, в то время как носовая часть самолета все еще находится в дозвуковом полете. Хвост окружает пузырь сверхзвуковых расширительных вентиляторов, оканчивающийся следовой ударной волной. По мере того, как самолет продолжает ускоряться, сверхзвуковые расширительные вентиляторы будут усиливаться, и следовая ударная волна будет увеличиваться в размерах до бесконечности, после чего формируется головная ударная волна. Это Мах 1 и особенность Прандтля – Глауэрта .
Трансзвуковые потоки в астрономии и астрофизике
В астрофизике везде, где есть свидетельства сотрясений (стоячих, распространяющихся или колеблющихся), поток вблизи должен быть околозвуковым, поскольку только сверхзвуковые потоки образуют скачки. Все срастания черных дыр околозвуковые. [10] Многие такие потоки также имеют ударные волны очень близко к черным дырам.
Источники или струи от молодых звездных объектов или дисков вокруг черных дыр также могут быть трансзвуковыми, поскольку они начинаются дозвуково, а на большом расстоянии они неизменно сверхзвуковые. Взрывы сверхновых сопровождаются сверхзвуковыми потоками и ударными волнами. Носовые толчки, образующиеся при солнечном ветре, являются прямым результатом трансзвуковых ветров от звезды. Долгое время считалось, что вокруг гелиосферы нашей Солнечной системы присутствует головная ударная волна, но согласно данным IBEX, опубликованным в 2012 году , это оказалось не так . [11]
Смотрите также
- Противоударный корпус
- Дозвуковые потоки
- Сверхзвуковые потоки
- Гиперзвуковые потоки
- Вентиляторы сверхзвуковых расширений
Рекомендации
- ^ a b Андерсон, Джон Д., младший (2017). Основы аэродинамики (Шестое изд.). Нью-Йорк, штат Нью-Йорк. С. 756–758. ISBN 978-1-259-12991-9. OCLC 927104254 .
- ^ Б с д е е г ч я J K L Винченти, Уолтер Дж .; Блур, Дэвид (август 2003 г.). «Границы, непредвиденные обстоятельства и строгость» . Общественные науки . 33 (4): 469–507. DOI : 10.1177 / 0306312703334001 . ISSN 0306-3127 . S2CID 13011496 .
- ^ а б Такахаши, Тимоти (15 декабря 2017 г.). Характеристики и размеры самолета. основы летно-технических характеристик самолета . п. 107. ISBN 978-1-60650-684-4. OCLC 1162468861 .
- ^ Такахаши, Тимоти (2016). Самолеты производительность и размеры, Том I . Нью-Йорк, Нью-Йорк: Momentum Press Engineering. С. 10–11. ISBN 978-1-60650-683-7.
- ^ Б с д е е г ч «Мах 1: Нападение на барьер» . Журнал Air & Space . Проверено 14 марта 2021 .
- ^ Б с д е е г ч I 1917-2019 гг., Винченти, Вальтер Г. (Walter Guido) (1997). Инженерная теория в разработке: аэродинамический расчет «преодолевает звуковой барьер». . OCLC 1027014606 .CS1 maint: числовые имена: список авторов ( ссылка )
- ^ а б в «От инженерной науки к большой науке: победители исследовательских проектов NACA и NASA Collier Trophy. Памела Э. Мак» . Исида . 91 (2): 417–418. 2000–2006 гг. DOI : 10.1086 / 384834 . ISSN 0021-1753 .CS1 maint: формат даты ( ссылка )
- ^ Hicks, Raymond M .; Vanderplaats, Garret N .; Murman, Earll M .; Кинг, Роза Р. (1 февраля 1976 г.). «Снижение лобового сопротивления профиля крыла на околозвуковых скоростях с помощью численной оптимизации» . Серия технических статей SAE . 400 Commonwealth Drive, Уоррендейл, Пенсильвания, США: SAE International. 1 . DOI : 10.4271 / 760477 .CS1 maint: location ( ссылка )
- ^ а б Рамм, Генрих Дж. (1990). Гидродинамика для изучения трансзвукового потока . Нью-Йорк: Издательство Оксфордского университета. ISBN 1-60129-748-3. OCLC 228117297 .
- ^ Чакрабарти, Сандип (1990). Теория трансзвуковых астрофизических течений . Сингапур: World Scientific. ISBN 981-02-0204-0.
- ^ «НАСА - IBEX обнаруживает недостающую границу на краю Солнечной системы» , Science daily , 2012-05-10.