Волновое сопротивление крыла

Волновой кризис качественно изменяет обтекание крыла и вызывает перераспределение давления по его профилю. Максимальное разрежение смещается в хвостовую часть профиля и возрастают усилия, тянущие профиль назад (рис. 3.11)

Рис.3.11. Перераспределение давления по профилю при волновом кризисе

Это приводит к появлению дополнительного сопротивления, называемого волновым. По своей сущности волновое сопротивление является сопротивлением давления, т.к. возникает из-за перераспределения давления по профилю.

Таким образом, на околозвуковых скоростях коэффициент лобового сопротивления крыла значительно возрастает и может в несколько раз повысить значение С_хa, имеющее место при M_∞< M .

Возникает волновое сопротивление при M_∞= M . По мере возрастания M_∞ волновое сопротивление увеличивается, что объясняется увеличением интенсивности и протяженности скачков уплотнения,

и становится максимальным при M_∞=1. При дальнейшем росте числа М_∞ угол наклона скачков уплотнения увеличивается и волновое сопротивление уменьшается.

Влияние сжимаемости на аэродинамические
характеристики крыла

Проявление сжимаемости вызывает изменение обтекания тела потоком воздуха и распределения давления по профилю крыла, вследствие чего изменяются аэродинамические характеристики.

Рис. 3.12. Зависимость аэродинамических коэффициентов от числа Маха

На рис. 3.12. приведены кривые изменения коэффициента лобового сопротивления Сх_a и коэффициента подъемной силы С_Ya в зависимости от числа М для прямого крыла достаточно большого удлинения при постоянном угле атаки.

0-1 С_Y =const, т. к. не проявляется сжимаемость потока (при М<0.4).

1-2 С_Y увеличивается, т.к. из за проявления сжимаемости увеличивается зона разрежения над крылом (диапазон чисел М от 0.4 до 0.8 М ).

2-3 С_Y резко возрастает из-за образования местной сверхзвуковой зоны и увеличения разрежения над крылом.

3-4 С_Y уменьшается из-за появления зоны разрежения под крылом.

4-5 — С_Y увеличивается, т.к. нижний скачок уплотнения быстро смещается к задней кромке, а верхний скачок достигает задней кромки при М=1.

5-6 при М=1 местные скачки уплотнения оказываются у задней части профиля, а перед крылом образуется головной скачок уплотнения.

При дальнейшем увеличении числа М коэффициент подъемной силы С_Ya несколько уменьшается, т.к. увеличивается наклон косых скачков.

На кривой С_X (М) можно выделить следующие области:

0-1 Сх =const, т.к. не проявляется сжимаемость.

1-2 Сх медленно увеличивается из-за увеличения зоны повышенного давления перед крылом.

2-3 С_X резко увеличивается из-за появления волнового сопротивления крыла и становится максимальным при М=1.

3-4 Сх уменьшается из-за уменьшения волнового
сопротивления.

Весь диапазон чисел М полёта можно разделить на три области.

1) Зона дозвуковых скоростей.

В этой области влияние сжимаемости на коэффициенты С_Y и С_X выражается следующими формулами:

;

Коэффициент профильного сопротивления

С_{X пр сж}= С_{X пр несж}

— это коэффициент, зависящий от числа М полёта, относительной толщины профиля и точки перехода от ламинарного потока к турбулентному.

Коэффициент индуктивного сопротивления

С_{Xai сж}=

2) Зона околозвуковых или трансзвуковых скоростей (зона волнового кризиса).

При M >М на поверхности крыла имеются дозвуковые и сверхзвуковые зоны течения. Зоны с дозвуковыми скоростями течения не исчезают сразу же при достижении сверхзвуковой скорости полета.

В зависимости от формы профиля это происходит при числах M =1,2…1,4. Режим обтекания, при котором в потоке, обтекающем профиль, имеют место
дозвуковые и сверхзвуковые зоны, называют околозвуковым (трансзвуковым).

3) Зона сверхзвуковых скоростей.

В этом диапазоне скоростей коэффициенты С_X и C_Y определяются по следующим формулам:

CY в =

Сх в =

Угол α в радианах.

Формулы справедливы для тонкого крыла.

Меры по смягчению