Число Маха увлечения-расхождения - Drag-divergence Mach number

В число Маха увлечения-расходимости (не путать с критическое число Маха ) это число Маха на котором аэродинамическое сопротивление на профиль или же планер начинает быстро расти по мере увеличения числа Маха.^[1] Это увеличение может вызвать коэффициент трения подняться более чем в десять раз низкая скорость ценить.

Значение числа Маха сопротивления-дивергенции обычно больше 0,6; поэтому это трансзвуковой эффект. Число Маха увлечения-расходимости обычно близко и всегда больше, чем критический Мах номер. Как правило, коэффициент трения 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 ударная волна на верхней поверхности профиля, что может вызвать разделение потока и неблагоприятные градиенты давления на кормовой части крыла. Этот эффект требует, чтобы самолет предназначенный для полета в сверхзвуковой скорости имеют большое количество толкать. На раннем этапе развития трансзвуковой и сверхзвуковой На самолете крутое пикирование часто использовалось для обеспечения дополнительного ускорения в области высокого сопротивления около 1,0 Маха. Это резкое увеличение тащить породило популярное ложное представление о неразрывной звуковой барьер, потому что казалось, что никакой авиационной техники в обозримом будущем не хватит движущий сила или контроль власть преодолеть это. Действительно, один из популярных аналитических методов расчета сопротивления на высоких скоростях, Правило Прандтля – Глауэрта, предсказывает бесконечный величина сопротивления при 1.0 Маха.

Двумя важными технологическими достижениями, возникшими в результате попыток преодоления звукового барьера, были: Правило области Уиткомба и сверхкритический профиль. А сверхкритический профиль имеет форму, специально предназначенную для того, чтобы сделать число Маха расходимости лобового сопротивления как можно большим, что позволяет самолету летать с относительно меньшим сопротивлением при высоком дозвуковой и низкий трансзвуковой скорости. Эти, наряду с другими достижениями, включая вычислительная гидродинамика, смогли снизить коэффициент увеличения лобового сопротивления до двух или трех для современных конструкций самолетов.^[2]

Числа Маха увлечения-расходимости M_дд для данного семейства аэродинамических профилей винта можно аппроксимировать соотношением Корна:^[3]

${displaystyle M_{ ext{dd}}+{frac {1}{10}}c_{l,{ ext{design}}}+{frac {t}{c}}=K,}$

куда

${displaystyle M_{ ext{dd}}}$ - число Маха увлечения-расходимости,

${displaystyle c_{l,{ ext{design}}}}$ - коэффициент подъемной силы конкретного сечения профиля,

т - толщина профиля на заданном сечении,

c длина хорды на данном участке,

${displaystyle K}$ фактор, установленный с помощью анализа CFD:

K = 0,87 для обычных профилей (6 серия),^[4]

K = 0,95 для сверхкритических профилей.

Смотрите также

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

Примечания

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., «Прогнозирование аэродинамического сопротивления CFD», 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, В. Х. «Немного трансзвуковой аэродинамики», п. 51.