Понятие звука При полете с большими скоростями
На скачке происходит резкое (скачкообразное) изменение всех параметров потока. Толщина скачка очень мала – приблизительно
жүктеу/скачать 1.63 Mb.
|
- Бұл бет үшін навигация:
- волновым сопротивлением
- выводы
- волновым кризисом обтекания
| На скачке происходит резкое (скачкообразное) изменение всех параметров потока. Толщина скачка очень мала – приблизительно .
При прохождении через скачок уплотнения сверхзвуковой поток теряет часть своей кинетической энергии в результате преобразования её в энергию давления и тепловую энергию. Поэтому одновременно с резким уменьшением скорости V в скачке происходит резкое повышение давления р, плотности и температуры Т. Процессы, происходящие в скачках, необратимы. Причиной необратимых потерь энергии потока в скачке является так называемое волновое сопротивление. Образование скачков уплотнения в сверхзвуковом потоке вызывает перераспределение давлений по профилю крыла (рис.5.4). За головным скачком уплотнения давление резко увеличивается. Далее из–за увеличения скорости обтекания выпуклых поверхностей давление убывает. На задних скатах профиля уже создается подсос (разрежение). Образуется аэродинамическая сила, направленная по потоку (против движения крыла), которая называется волновым сопротивлением . На рис.5.6 представлены графические зависимости коэффициентов и Сx от числа Маха: Из графиков можно сделать следующие выводы: -при <0,4 сжимаемость воздуха практически не влияет на коэффициент , а, начиная с М 0,4, вызывает некоторое его увеличение. Это обусловлено соответствующим изменением давления: более быстрым увеличением разрежения на верхнем скате профиля по сравнению с изменением местных давлений на нижнем скате; -При дальнейшем увеличении числа М на верхнем скате профиля образуется местная зона сверхзвуковых скоростей с замыкающим её скачком уплотнения. Разрежение потока возрастает, что вызывает дальнейшее увеличение коэффициента ; -Затем свехзвуковая зона и местный скачок уплотнения образуются на нижнем скате профиля. При дальнейшем увеличении числа М скачок уплотнения перемещается назад на нижнем скате профиля быстрее, чем на верхнем. Разность давления на профиле выравнивается, коэффициент уменьшается вплоть до минимального значения. Перераспределение давления по профилю вызывает резкое увеличение коэффициента профильного сопротивления (см. рис.5.6), который теперь включает и волновое сопротивление: . Волновое сопротивление может в несколько раз превосходить профильное сопротивление и оказывать неблагоприятное влияние на аэродинамику несущей поверхности. Резкое изменение аэродинамических характеристик профиля при достижении критического числа М, может быть вызвано волновым кризисом обтекания. В отличие от явления срыва потока, волновой кризис возможен и при малых углах атаки. Струйки потока при обтекании самолета деформируются. Поэтому местные скорости движения воздуха над крылом превышают скорость полета (Рис.5.7) При достаточно большой скорости полета скорости воздуха в наименьшем (критическом) сечении струйки достигают местной скорости звука (рис.5.7,а). Если соединить критические сечения струек, в которых скорость достигает местной скорости звука, получим “звуковую линию” 1. На крыле образуется местная сверхзвуковая зона, которая начинается от звуковой линии и замыкается местным скачком уплотнения 2( Рис.5.7,б). Так как местный скачок уплотнения — прямой, то скорость потока за ним становится дозвуковой. Иногда образуется дополнительный косой скачок уплотнения. жүктеу/скачать 1.63 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|