Число Маха перетаскивания-расхождения

число Маха-расходимости (не путать с критическим числом Маха ) - это число Маха, при котором аэродинамическое сопротивление на профиль аэродинамического профиля или планера начинает быстро увеличиваться по мере увеличения числа Маха. Это увеличение может привести к увеличению коэффициента сопротивления более чем в десять раз по сравнению с низкоскоростное значение.

Значение числа Маха увлечения-дивергенции обычно больше 0,6; следовательно, это трансзвуковой эффект. обычно близко и всегда больше, критическое число Маха. Как правило, коэффициент лобового сопротивления достигает максимума при 1,0 Маха и снова начинает уменьшаться после перехода в режим сверхзвукового выше примерно 1,2 Маха.

Сильное увеличение сопротивления вызвано образованием ударной волны на верхней поверхности аэродинамического профиля, которая может вызвать разделение потока и неблагоприятное градиенты давления на кормовой части крыла. Этот эффект требует, чтобы самолет, предназначенный для полета на сверхзвуковых скоростях, имел большую величину тяги. На ранних этапах разработки околозвуковых и сверхзвуковых самолетов часто использовалось крутое пикирование, чтобы обеспечить дополнительное ускорение в области высокого сопротивления около 1,0 Маха. Это резкое увеличение лобового сопротивления породило популярное ложное представление о непреодолимом звуковом барьере, поскольку казалось, что ни одной авиационной технике в обозримом будущем не хватит движущей сила или контроль власть преодолеть это. 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, возникшими в результате попыток преодоления звукового барьера, были правило площади Уиткомба и сверхкритический профиль. Профиль сверхкритического профиля имеет такую ​​форму, чтобы сделать число Маха расходимости лобового сопротивления как можно большим, что позволяет самолету летать с относительно меньшим сопротивлением при высоком дозвуковом и низком трансзвуковом скорости. Эти, наряду с другими достижениями, включая вычислительную гидродинамику, позволили снизить коэффициент увеличения лобового сопротивления до двух или трех для современных конструкций самолетов.

Число Маха с расходимостью сопротивления M dd для данного семейства крыльев винта может быть аппроксимировано соотношением Корна:

$M\; dd\; +\; 1\; 10\; cl,\; design\; +\; tc\; =\; K,\; \{\backslash \; displaystyle\; M\; \_\; \{\backslash \; text\; \{dd\}\}\; +\; \{\backslash \; frac\; \{1\}\; \{10\}\}\; c\_\; \{l,\; \{\backslash \; text\; \{design\}\}\}\; +\; \{\backslash \; frac\; \{t\}\; \{c\}\}\; =\; K,\}$

где

$M\; dd\; \{\backslash \; displaystyle\; M\; \_\; \{\backslash \; text\; \{dd\}\}\}$- число Маха перетаскивания-расхождения,

$cl,\; design\; \{\backslash \; displaystyle\; c\_\; \{l,\; \{\backslash \; text\; \{design\}\}\}\}$- это коэффициент подъемной силы определенного участка профиля,

t - толщина профиля на данном участке,

c - длина хорды на данном участке,

$K\; \{\backslash \; displaystyle\; K\}$- коэффициент, установленный с помощью анализа CFD:

K = 0,87 для обычных профилей (серия 6),

K = 0,95 для сверхкритических профилей.

• Угол гроба
• Критическое число Маха
• Звуковой барьер
• Скорость звука
• Сверхкритический профиль
• Волновое сопротивление

1. ^Андерсон, Джон Д. (2001). Основы аэродинамики. Макгроу-Хилл. стр. 613.
2. ^Андерсон, Джон Д. (2001). Основы аэродинамики. Макгроу-Хилл. стр. 615.
3. ^Боппе, К.У., "CFD Drag Prediction for Aerodynamic Design", Обзор технического состояния по прогнозированию и анализу сопротивления на основе вычислительной гидродинамики: современное состояние, AGARD AR 256, июнь 1989 г., стр. 8 -1 - 8-27.
4. ^Мейсон, У. Х. "Некоторые трансзвуковые аэродинамики", стр. 51.