Волновое сопротивление

редактировать

В аэронавтике, волновое сопротивление является составной частью аэродинамическое сопротивление крыльев и фюзеляжа самолета, кончиков лопастей винта и снарядов, движущихся с околозвуковой и сверхзвуковой скоростью, из-за наличия ударные волны. Волновое сопротивление не зависит от вязких эффектов и имеет тенденцию проявляться как внезапное и резкое увеличение сопротивления по мере увеличения скорости транспортного средства до критического числа Маха. Это внезапный и резкий рост волнового сопротивления, который приводит к концепции звукового барьера.

Содержание

  • 1 Обзор
  • 2 Исследования
    • 2.1 Снижение сопротивления
  • 3 Другое уменьшение сопротивления методы
  • 4 Математическая формула
    • 4.1 Для плоского крыла
    • 4.2 Для двухклинового крыла
  • 5 Примечания
  • 6 Ссылки

Обзор

Волновое сопротивление представляется как часть сопротивления давлением из-за эффектов сжимаемости. Это вызвано образованием ударных волн вокруг тела. Ударные волны создают значительное сопротивление, которое может привести к чрезмерному сопротивлению телу. Хотя ударные волны обычно связаны со сверхзвуковым потоком, они могут формироваться на дозвуковых скоростях самолета на участках тела, где местный воздушный поток ускоряется до сверхзвуковой скорости. Эффект обычно наблюдается на самолетах на околозвуковых скоростях (примерно 0,8 Маха ), но можно заметить проблему на любой скорости, превышающей критическое значение Маха <35.>этого самолета. Он настолько выражен, что до 1947 года считалось, что двигатели самолетов не будут достаточно мощными, чтобы преодолеть повышенное лобовое сопротивление, или что силы будут настолько велики, что самолет будет подвержен риску разрушения в полете. Это привело к концепции звукового барьера.

Исследования

В 1947 году исследования волнового сопротивления привели к разработке идеальных форм, позволяющих уменьшить волновое сопротивление настолько, насколько это возможно теоретически. Для фюзеляжа полученной формой было тело Сирса – Хаака, которое предлагало идеальную форму поперечного сечения для любого заданного внутреннего объема. von Kármán ogive имел аналогичную форму для тел с тупым концом, как у ракеты. Оба были основаны на длинных узких формах с заостренными концами, главное отличие состояло в том, что огив был заострен только на одном конце.

Снижение лобового сопротивления

Ряд новых методов, разработанных во время и сразу после Второй мировой войны, позволили значительно снизить величину волнового сопротивления, и к началу 1950-х годов новейший истребитель мог развивать сверхзвуковую скорость.

Эти приемы быстро начали применять авиаконструкторы. Одним из распространенных решений проблемы волнового сопротивления было использование стреловидного крыла, которое фактически было разработано до Второй мировой войны и использовалось в некоторых немецких конструкциях военного времени. Сдвиг крыла делает его тоньше и длиннее в направлении воздушного потока, делая обычную каплевидную форму крыла ближе к форме von Kármán ogive, но при этом сохраняет свою полезность на более низких скоростях, где важны кривизна и толщина.

Крыло не нужно стреловидить, если можно построить очень тонкое крыло. Это решение использовалось в ряде проектов, начиная с Bell X-1, первого пилотируемого самолета, летящего со скоростью звука. Обратной стороной этого подхода является то, что крыло настолько тонкое, что его больше нельзя использовать для хранения топлива или шасси. Такие крылья очень распространены на ракетах, хотя в этой области их часто называют «плавниками».

Форма фюзеляжа была аналогичным образом изменена с введением правила площади Уиткомба. Уиткомб работал над испытаниями различных форм планера на трансзвуковое сопротивление, когда после просмотра презентации Адольфа Буземана в 1952 году он понял, что корпус Sears-Haack должен применяться ко всему самолету, а не только к фюзеляжу.. Это означало, что фюзеляж нужно было сделать уже там, где он соединялся с крыльями, чтобы поперечное сечение всего самолета соответствовало корпусу Sears-Haack.

У Convair 990 были особенно очевидные противоударные корпуса ; современные авиалайнеры обычно имеют более тонкую форму для управления площадью.

Применение правила площади также можно увидеть в использовании противоударных элементов на трансзвуковых самолетах, включая некоторые реактивные авиалайнеры. Противоударные корпуса, представляющие собой гондолы вдоль задних кромок крыльев, выполняют ту же роль, что и конструкция узкого поясного фюзеляжа других трансзвуковых самолетов.

Другие методы уменьшения сопротивления

За прошедшие годы было предпринято несколько других попыток уменьшить волновое сопротивление. сверхкритический аэродинамический профиль - это тип, который обеспечивает приемлемую низкоскоростную подъемную силу, как и нормальный аэродинамический профиль, но имеет профиль, значительно более близкий к профилю живого крыла фон Кармана. Все современные гражданские авиалайнеры используют формы сверхкритического крыла и имеют существенный сверхзвуковой поток над верхней поверхностью крыла.

Математическая формула

Для плоского крыла

cdw = 4 ∗ α 2 (M 2 - 1) {\ displaystyle cd_ {w} = 4 * {\ frac {\ alpha ^ {2}} {\ sqrt {(M ^ {2} -1)}}}}{\ displaystyle cd_ {w} = 4 * {\ frac {\ alpha ^ {2}} {\ sqrt {(M ^ {2} -1)}}}}

Для двухклинового крыла

cdw = 4 ∗ α 2 + (t / c) 2 (M 2 - 1) {\ displaystyle cd_ {w} = 4 * {\ frac {\ alpha ^ {2} + (t / c) ^ {2}} {\ sqrt {(M ^ {2} -1)}}}}{\ displaystyle cd_ {w} = 4 * {\ frac {\ alpha ^ {2} + (t / c) ^ {2}} {\ sqrt {(M ^ {2} -1) }}}}

Примечания

Ссылки

Последняя правка сделана 2021-06-20 09:51:38
Содержание доступно по лицензии CC BY-SA 3.0 (если не указано иное).
Обратная связь: support@alphapedia.ru
Соглашение
О проекте