Сверхзвуковые профили - Supersonic airfoils

А сверхзвуковой профиль это геометрия поперечного сечения, предназначенная для создания лифт эффективно на сверхзвуковых скоростях. Необходимость в такой конструкции возникает, когда от летательного аппарата требуется стабильная работа в сверхзвуковом режиме полета.

Сверхзвуковой Аэродинамические поверхности обычно имеют тонкое сечение, образованное либо из наклонных плоскостей, либо из противоположных дуг (называемых соответственно «двухклиновыми аэродинамическими профилями» и «двояковыпуклыми аэродинамическими профилями»), с очень острыми передними и задними кромками. Острые кромки предотвращают образование оторвавшейся головной ударной волны перед профилем при его движении по воздуху.[1] Эта форма отличается от дозвуковой профили, которые часто имеют закругленные передние кромки для уменьшения разделение потока по широкому кругу угол атаки.[2] Закругленный край будет вести себя как тупое тело в сверхзвуковом полете и, таким образом, будет образовывать носовой удар, который значительно увеличивает волновое сопротивление. Толщина, изгиб и угол атаки аэродинамических профилей варьируются, чтобы получить конструкцию, которая вызовет небольшое отклонение в направлении окружающего воздушного потока.[3]

Однако, поскольку круглая передняя кромка снижает восприимчивость крылового профиля к разделению потока, острая передняя кромка означает, что крыловой профиль будет более чувствительным к изменениям угла атаки. Следовательно, для увеличения подъемной силы на более низких скоростях летательные аппараты со сверхзвуковыми профилями также используют высотные устройства такие как закрылки передней и задней кромки.

Поднимите и перетащите

В сверхзвуковой условия, самолет тянуть возникает из-за:

  • Сопротивление поверхностного трения из-за сдвига.
  • В волновое сопротивление из-за толщины (или объема) или волнового сопротивления без подъемной силы
  • Перетащить из-за подъема

Следовательно, коэффициент лобового сопротивления на сверхзвуковом профиле описывается следующим выражением:

CD= CD, трение+ CD, толщина+ CD, лифт

Экспериментальные данные позволяют свести это выражение к:

CD= CДЕЛАТЬ + KCL2куда CДЕЛАТЬ это сумма C(D, трение) и C D, толщина, и k для сверхзвукового потока является функцией числа Маха.[3] Компонент поверхностного трения получается из-за наличия вязкий пограничный слой, бесконечно близкий к поверхности самолет тело. На пограничной стенке нормальная составляющая скорость равно нулю; поэтому бесконечно малый существует область, где нет поскользнуться. Нулевой подъем волновое сопротивление компонент может быть получен на основе сверхзвуковой правило площади, которое говорит нам, что волновое сопротивление самолет в устойчивый сверхзвуковой поток идентичен средний серии эквивалентных тел вращения. Тела вращения определяются прорезями через самолет сделано касательная на передний план Мах конус от удаленной точки самолета по азимутальному углу. Это среднее за все азимутальный углы.[4] В тянуть компонент подъемной силы рассчитывается с использованием программ анализа подъемной силы. В крыло программы проектирования и анализа лифтов - это отдельные методы подъемных поверхностей, которые решают прямую или обратную задачу проектирования и анализа лифтов.

Сверхзвуковая конструкция крыла

Годы исследований и опыт работы в необычных условиях сверхзвуковой течь привели к некоторым интересным выводам о конструкции крыла. Для прямоугольного крыла давление в точке P с координатами (x, y) на крыле определяется только величиной давление Возмущения возникли в точках в пределах верхнего конуса Маха, исходящего из точки P.[3] В результате законцовки крыла изменяют поток в пределах своих обратных конусов Маха. Остальная часть крыла не претерпевает никаких изменений законцовками и может быть проанализирована с помощью двумерной теории. Для произвольного план сверхзвуковой ведущий и конечный те части кромки крыла, где компоненты свободном потоке скорости, нормальные к краю, сверхзвуковые. Аналогичным образом дозвуковой передняя и задняя части - это те части кромки крыла, где нормальные к кромке компоненты скорости набегающего потока являются дозвуковыми.

Дельта-крылья имеют сверхзвуковые переднюю и заднюю кромки; В отличие от крыльев стрелы имеют дозвуковую переднюю кромку и сверхзвуковую заднюю кромку.

При проектировании сверхзвукового профиля необходимо учитывать два фактора: ударные волны и волны расширения.[5]. То, генерируется ли ударная волна или волна расширения в разных местах вдоль профиля, зависит от скорости и направления местного потока, а также от геометрии профиля.

Резюме

Аэродинамический эффективность для сверхзвуковой самолет увеличивается с тонким сечением профили с острыми передними и задними кромками. Прокатился крылья где передняя кромка дозвуковой имеют преимущество уменьшения волновое сопротивление компонент на сверхзвуковой скорости полета; однако эксперименты показывают, что теоретические преимущества не всегда достигаются за счет отрыва потока по поверхности крыла; однако это можно исправить с помощью проектных факторов. Дважды клиновые и двояковыпуклые крылья являются наиболее распространенными конструкциями, используемыми в сверхзвуковых полетах. Волновое сопротивление - самый простой и важный компонент перетаскивания в сверхзвуковой районы полета потока. Для оптимизированного самолета почти 60% сопротивления составляет сопротивление поверхностного трения, немногим более 20% - индуцированное сопротивление и чуть менее 20% - волновое сопротивление, следовательно, менее 30% сопротивления связано с подъемной силой.

Смотрите также

использованная литература

  1. ^ Курант и Фридрихс. Сверхзвуковой поток и ударные волны. Страницы 357: 366. Том I. Нью-Йорк: Inter science Publishers, Inc., 1948 г.
  2. ^ Цукер, Роберт и Библарц, Оскар. Основы газовой динамики, страницы 226: 229. Второе издание.ISBN  0-471-05967-6 John Wiley & Sons, Inc.
  3. ^ а б c Бертин, Джон и Смит, Майкл. Аэродинамика для инженеров. Третье издание. Прентис Холл. ISBN  0-13-576356-8. Прентис Холл.
  4. ^ Вудхалл, Джон. «Сверхзвуковая аэродинамика: подъемная сила и сопротивление». Колорадский университет. Доклад, представленный на курсе RTO AVT по исследованиям динамики жидкости на сверхзвуковых самолетах
  5. ^ Андерсон, Джон Д. младший (Джон Дэвид), 1937- (21 марта 2016 г.). Основы аэродинамики (Шестое изд.). Нью-Йорк, штат Нью-Йорк. ISBN  978-1-259-12991-9. OCLC  927104254.CS1 maint: несколько имен: список авторов (ссылка на сайт)