Волновое сопротивление

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 называетсяволновым сопротивлением .

По своей природе волновое сопротивление является сопротивлением давления и определяется потерями кинетической энергии потока. Оно зависит от формы скачка уплотнения.

Рис 5.4. Волновое сопротивление

Форма скачка уплотнения зависит от формы обтекаемого тела и числа М сверхзвукового потока (Рис.5.5).

-Прямой скачок уплотнения (рис.5.5,а). Направление потока при прохождений через прямой скачок уплотнения не изменяется. Скорость за ним становится дозвуковой.

Прямой скачок уплотнения является границей между сверхзвуковой и дозвуковой частью потока.

-При небольшой сверхзвуковой скорости потока перед телом с тупой передней кромкой образуется прямой отсоединенный скачок уплотнения (5.5,в).

Потери энергии потока в таком скачке максимальны. С увеличением скорости сверхзвукового потока прямой скачок уплотнения приближается к передней кромке тела и начинает “складываться”.

-Косой скачок (рис.5.5,б). Это скачок уплотнения, поверхность которого наклонна к потоку. В косом скачке потери кинетической энергии потока значительно меньше, чем в прямых, и зависят от угла наклона скачка. Прохождение потока через косой скачок вызывает изменение направления потока. Скорость после косого скачка может остаться сверхзвуковой.

Сопротивление, создаваемое косыми скачками, значительно меньше. Образуются косые скачки уплотнения в потоке с большой сверхзвуковой скоростью при обтекании тел с острой передней кромкой (рис.5.5,г).

Для уменьшения сопротивления сверхзвуковых самолетов предусматривают “дробление” прямых скачков, т.е. замену их системой косых скачков. Для этого делаются острыми передние кромки крыла, оперения, устанавливаются выдвижные конусы на входе в двигатель и профилированные иглы перед фюзеляжем (рис.5.5,е).

-По расположению относительно обтекаемого тела скачки уплотнения подразделяются на головные 1, хвостовые 2, местные 3, которые замыкают местные сверхзвуковые зоны, возникающие при дозвуковых скоростях полета (рис.5.5,д).

Критическое число Маха.

Наименьшая скорость дозвукового полета, при которой где-либо в потоке, обтекающем самолет, появляются скорости, равные скорости звука, называ­ется критической скоростью полета , а соответствующее ей число Маха полета – критическим . При наступает очень опасное явление, называемое волновым кризисом.

зависит от геометрических характеристик профиля крыла. Чем больше и профиля, тем больше разрежение над крылом, тем меньше . Для каждого самолета критическое число Маха имеет вполне определенное постоянное значение. Так, например, для самолета Ту-154 М_кр = 0,88, а для АН-24 М_кр = 0,7.

Чем больше высота полета, тем раньше наступает волновой кризис – критическое число М уменьшается.