Заключения от ударната вълна

Спиране с свръхзвукова скорост на дозвукови винаги настъпва бързо и е придружено от увеличаване на налягане, температура и плътност. В директна компресия шок въздух винаги се забави до скорост по-ниска от скоростта на звука.

След като преминат през наклонен ударна вълна, потокът може да поддържа свръхзвукова скорост, но нормалата (перпендикулярно на ударна вълна) компонентът на скоростта на потока се изисква да бъде по-малка от скоростта на звука. В наклонена ударна вълна на въздушните частици промени посоката.

шокове влияние върху полета на ВС

Образуването и развитието на ударни вълни по крилото влияе подемната сила, съпротивление, стабилността и управляемостта на самолета.

Увеличение на остър налягане зад скок води до удебеляване на граничния слой и често, за да му разпределение. Това явление води до увеличаване на бурен навечерието зад крилото, а също така се отразява промяната на характеристиките, изброени по-горе и крилото на самолета.

Ефектът на шокове на повдигащата сила

При ниски скорости дозвукови Су при постоянен ъгъл на атака остава почти непроменена. Въпреки това, в вукови и свръхзвуков кръг тя ще се промени.

При високи дозвукови скорости Su се увеличава. Това е в резултат на промяна на формата на въздушните потоци, протичащи около водещия ръб.

При ниски скорости на потока кривина настъпва при голямо разстояние от крило (зона разреждане се простира над предния ръб на предната и увлича въздуха нагоре).

С увеличаване на скоростта на въздуха частици се получава предупреждение за приближаването на обекта, на по-малко разстояние. Това води до по-голяма въздух ускоряване и по-голям спад на налягането в водеща областта на ръба.

Глава 7 се счита, че поради тази причина, се увеличава скоростта на сергия на голяма надморска височина.

В M M Crit  ударна вълна се формира върху горната повърхност. Зад него има висока зона под налягане, което намалява силата на повдигане (на фигурата, на М  0.81). Освен това, скок може да се появи нарушаване на граничния слой, също намаляване на подемната сила на крилото.

Този неуспех се нарича вълна (шок щанд). Степента на нарушаване на вълната зависи от формата и профила на крилото. Wing, които не са предназначени за полет при високи числа на Мах, може да загуби енергично вдигане сила на M  M критичният.

Въпреки това, крилата с суперкритичен профил почистване малка относителна дебелина и кривина Су в Transonic диапазон варира много малко.

Torn граничен слой с удар на опашката на самолета, може да причини разклащане (разклащане скорост) или дори разрушаване на структурата на самолети.

Нормална работа на най-модерните транспортни самолети е в диапазона вукови, така че над крилото има малка ударна вълна.

Тъй като броят М от 0.4 до 0.8  при постоянен ъгъл на атака се увеличава Су, което води до увеличаване на наклона на кривата Су = F ().

Въпреки това, поради отделянето началото поток, причинени от ударната вълна, Су Стах и ​​ъгъла на срив на атака намалява.

Ефектът на шок плъзгане

Образуване шокове близо равнинни повърхности води до по-силно съпротивление растеж. Това допълнително увеличение на съпротива се нарича съпротивлението вълна. Физическата природа на съпротивлението на вълна, причинени от преходния участък на енергия механична въздушния поток в топлинна енергия в ударната вълна и евентуално последващо отделяне на граничния слой.

Загуба на механична енергия в шок промени вълна Ударни в характеристиките на въздушния поток, наподобяващи чрез ударна вълна води до увеличаване на топлинна енергия (температура) поток. Той прекарва част от поток механична енергия (заедно потенциал и кинетична енергия). По предложение на самолета има предвид загубата на механичната енергия на удара като допълнителна устойчивост. Ъгълът на наклона скочи голяма (по-наклонена шок), промени в параметрите на потока, тя става по-малко интензивно, но има голям скок в дължината на пространство и засяга голяма маса на въздуха около самолета. По този начин, по-голям броят на М филтър, по-голямата характерните импеданс поради загубата на механична енергия.

Допълнителна устойчивост се дължи на отделяне на граничния слой. На повърхността на самолети в зоната на налягането на ударната вълна е по-висока, отколкото преди скока. Този спад на налягането може да доведе до обратен поток на въздух в граничния слой. Това от своя страна води до подуване и отделяне на граничния слой от равнината на повърхността. В потока сътресения, причинени от това явление, оставяйки част от механичната енергия на самолета. Тази загуба на енергия е допълнителен плъзгане.

В Transonic диапазон като брой М шок вълна се движи през крилото на задния ръб на крилото. Поради тази граница площ прекъсване слой намалява и това води до намаляване на коефициента на съпротивление.

Фигурата показва промяната в броя на М Cx при постоянен ъгъл на атака.

Увеличението и последващо намаление Cx гама 0.89 ÷ 1.2 М, причинени от следните явления:

- загуба на механична енергия на вълната на опашката шок;

- разделяне на граничния слой;

- образуване назален шок в М> 1,0.

шокове въздействие върху полярна равнина.

Полярен равнина, непроменена при ниски скорости, започва да се променя при скорости, когато ефектът на въздух свиваемост е значителна.

Фигурата показва как полярен увеличаване на броя М. ъгъла на наклона на допирателната от произхода на графиката определя максималното аеродинамичен полярния на качеството на самолети. Тъй като броят М в диапазон Transonic аеродинамични намалява ефективността.

шокове влияние върху позицията на центъра на налягане.

центъра на налягане на профила на крилото се определя от разпределението на налягането на въздушния поток около него. Както е показано по-горе, в Transonic диапазон налягане се променя разпределението на профила. В Mach> Mkrit оформен върху горната повърхност на зоната за допълнително разреждане свързан с свръхзвуков зона, която завършва с ударна вълна. Това води до факта, че зоната на разреждане на профила на център е наклонено към ръба на задния.

Това движение не е единен център налягане като свръхзвуков зона се формира под долната повърхност на крилото. ударната вълна в долната повърхност е оформена в по-голям брой от М върху горната повърхност, но преди задния ръб достигне горната част на скок.

Преместването на центъра на налягане на профила на крилото е показано.

Когато самолетът се ускорява до свръхзвукова скорост, позиция налягане център се стабилизира при 50% акорд.

В основата на профилите на крилата обикновено се прилагат с голяма относителна дебелина и по този начин с минимално MKRIT стойност. Когато ускорение в Transonic граница гама отделяне на слоя, причинени от ударната вълна започва първо в основата на крилото. Затова центрове подналягане зона над hemipteran изместена към крайните части на крило. Ако крилото помете, а след това явление ще доведе до изместване на центъра на налягане преди. Повече подробности ще бъдат обсъдени по-късно.

борец снимката F-18. пара кондензационна зона е свързана с изсмукване на въздуха в зоната на ултразвуков поток пред ударната вълна.

Ефектът на удари върху стабилността на скорост.

център налягане движение назад, когато броят M в вукови диапазон води до гмуркане момент. Това явление се нарича "Отлагането на гмуркане" или "Wave криза» (Mach баста).

Ако хоризонталната опашка е в зоната на влияние на кос поток зад крилото, този ефект се подобрява чрез намаляване на потока над наклон част от основата на крилото. Намаляване на скосяване поток се дължи на намаляването на повдигане поради началото на отделянето на граничния слой на основата на крилото. Това повишава ефективното ъгъла на атака на хоризонталната опашка, която позволява времето за гмуркане.

При постоянни режими в самолета с темп на растеж в контролната група като притискателна сила. В вукови гама самолет може да стане нестабилна при висока скорост.

Ефектът от шокове върху повърхностите контрол.

Традиционните повърхности за контрол, отклоняване създават управление на мощността чрез промяна на кривината на профила на повърхността на лагера. Отклонение кормилното повърхност надолу намалява критично число на Мах, който е може да предизвика шок върху опорната повърхност. В този случай границата отделянето на слоя скок ще доведе до намаляване на ефективността на контрола.

В дозвукови скорости повърхността на отклонението при управление води до промяна в разпределението на налягането върху цялата опорна повърхност. Когато над опорната повърхност е скок, повърхността на отклонението при управление не влияе върху профила си част, която се намира преди скока. Той също така намалява ефективността на управлението.

Традиционни повърхности контрол монтирани на задния ръб на носещите повърхности, не може да осигури достатъчно за контролиране на самолета в диапазон Transonic номера М.

В този случай, се използват следните проекти:

- контрол се извършва в надлъжна канал tselnopovorotnym стабилизатор;

- напречен канал се използва спойлери елерони;

- надлъжен канал, създаден хранилки, промяна на натоварване в зависимост от броя на М;

- монтирани вихрови генератори.

Ако ударната вълна се намира в близост до оста на въртене на повърхността на управление, неговото отклонение може да доведе до изместване прекъсване, създавайки шарнирни точки бързи промени. Това ще доведе до вибрацията на управлението на електрическата мрежа, наречена система за контрол "сърбеж".

Върти причинени от граница разделителен слой от крилото, която пада върху опашката на самолета, причинявайки аеродинамичен разклащане. Прекъсване на граничния слой се извършва при ниска скорост филтър преди блокиране (щанд разклащане). Също така, разделяне на граничния слой възниква поради ударни вълни в Transonic полет в диапазона от номера М (разклащане скорост).

Тъй като в последния случай разкъсан поток има много по-голяма енергия, след това в опашката контакт може да предизвика структурна повреда. Трябва да се избягва контакт с разклащане режим скорост.

Има специална графика определяне на условията за полет при които настъпва блокиране или разклащане скорост (шведска Началото на таблицата) (вж. Стр 78).

В глава 7 се направи преглед на ефекта на различни фактори върху скоростта на пропадане на самолета.

Помислете за ефекта от нормалното претоварване, число на Мах, ъгъл на атака, височина на полета, теглото и центъра на тежестта на полет при настъпването на кабината и неравности.

Фактори, влияещи върху появата на разклащането на вятъра.

Ако изпълнява изкачване на индикатор постоянна скорост Vi (EAS) (см. 1 Основи филтърна част с.10), действителната скорост Vist ще расте. Едновременно с това, в резултат на падането на температурата на въздуха, ще се намали скоростта на звука (а).

Така броят M ще увеличи енергично (М = Vist / а).

SU MAX. константа при ниски числа на Мах, тя започва да намалява от M ≥ 0,4.

Причината за намаляване на СУ MAX се крие във възстановяването на крилото водещ потока край. При ниски скорости вълни налягане се разпространяват по-напред от предния ръб и въздушните частици започват да преминете "отмести" приближаването на тялото. С увеличаване на броя М "кондензирана" налягане вълна пред тялото и не може да повлияе на въздушните частици, намиращи се далеч напред от тялото. Следователно, тъй като броят М на въздушните струи до деформацията на водещите ръбове се увеличава, увеличаване на кривината на траекториите на въздушните частици попадат градиенти увеличение, след това нарастването на налягането във въздушната струйка.

Това провокира рано отделяне на граничния слой на долната страна на профила на крилото. Когато се появи горната повърхност на ударната вълна, е още по-провокира разбивка на граничния слой.

Разглеждане на формула за определяне скоростта на срив за нормално претоварване равна на единица (виж Основи филтър първа част, стр.69.):

От това може да се види, че тъй като с увеличаване на височината намалява SS MAX, скорост на сриване ще се увеличи.

Фигурата изобразява графика на индикатор на скоростта на срив при претоварване на единица нормална височина на полета на. Въздухоплавателното средство не може да се поддържа от претоварване 1 при скорости от споменатите ляв контур. Срив на скоростта е постоянна на ниски височини, защото скоростта е твърде малък, за да се чувства влиянието на свиваемостта на въздуха. С нарастване на надморската височина, този ефект става все по-ясно изразен и скорост на сриване започне да се увеличава.

В разгара на H1 самолети могат да летят само на едно скорост. Всяко намаляване, увеличаване на скоростта или създаване на претоварване на повече от 1 доведе до блокиране. Тази височина се нарича тавана статични самолети (Аеродинамичен тавана). Тъй като полетът на самолета в такъв режим на ограничен практически невъзможно, а след това на английски се нарича "ковчег ъгъл» (ковчег ъгъл).

Забележка: дясно нагоре линия в тази графика съответства на увеличение на максималната височина на полета на самолета в прехода към свръхзвукова скорост. В свръхзвукова ударна вълна седи на задния ръб на крилото и вече не стимулира отделянето граница слой, тяга реактивен двигател започва да се увеличава с увеличаване на степента на сгъстяване на въздуха в прием на въздуха. Така се създават условия, които ви позволяват да продължи да се покачва.

Увеличаването на нормалното претоварване води до увеличаване на скоростта на сергия. Таблицата по-долу показва набор от криви, определящи границата да печели всяко претоварване от 1 до 2,5.

На графика налага редица пунктирани линии, с постоянен брой М. Те показват, че в изкачването, дори и на сравнително малък дисплей скоростта може да достигне до голям брой М.

В допълнение към лявата граница на една сергия в номера на вукови област M съществува дясна граница от най-добрите изкуствени неравности. По-подробно, тази граница се счита за по-нататък в текста.

За всяка равнина има максимално допустимо брой М, след което неприемливо при нормална работа, дори и при малки ъгли на атака, поради появата на повреда на вълната (вж. Стр 67). Предишна графика показва, че с увеличаване на скоростта индикатор височина, съответстваща на определен брой М се намалява. Това означава, че границите на позволената скорост стеснява и от двете страни.

Ако ние считаме, изкачването на постоянно число M, може да се види, че индикаторът за скорост на въздуха ще намалее. Това означава, че необходимия ъгъл на атака и Су ще се увеличи, което от своя страна ще доведе до намаляване на броя на М, в която високоскоростен разклащане започва.

Този ефект се засилва, когато стойността на ъгъла на атака в близост до ъгъла на обора. На мястото, където линията пресича границата изкуствени неравности се бавят, броят на M ще бъде значително по-малко от максимално допустимата броя на М.

При завъртане на самолета в турбулентност или контакт, повишено нормално претоварване увеличава ъгъла на атака и за по-нататъшно намаляване на броя на М, което се случва разклащане скорост.

Следващата фигура показва как се променят границите на неравности острите и скоростта в зависимост от нормалното претоварване.

Застой скорост (на морското равнище) се увеличава пропорционално на корен квадратен от претоварване