Concluziile undei de șoc
Frânarea cu un supersonic la viteză subsonică apare întotdeauna rapid și este însoțită de o creștere a presiunii, a temperaturii și a densității. În comprimarea directă a aerului de șoc decelerat întotdeauna la o viteză sub viteza sunetului.
După ce a trecut prin unda de șoc oblice, fluxul se poate menține o viteză supersonică, dar normal (perpendicular pe unda de șoc) componentă a vitezei de curgere este necesar să fie mai mică decât viteza sunetului. La unda de șoc oblică a particulelor de aer schimba direcția.
șocuri impact asupra zborului aeronavei
Formarea și dezvoltarea undelor de șoc pe aripa influențează forța de ridicare, trageți, stabilitatea și controlabilitatea a aeronavei.
O creștere bruscă a presiunii în spatele salt conduce la o îngroșare a stratului limită și în mod frecvent la descompunerea acestuia. Acest fenomen conduce la o creștere a urma turbulentă in spatele aripii, și afectează, de asemenea, schimbarea caracteristicilor enumerate mai sus și aripa aeronavei.
Efectul șocurilor asupra forței de ridicare
La viteze subsonice joase Su la un unghi constant de atac rămâne practic neschimbată. Cu toate acestea, în intervalul transsonic și supersonice se va schimba.
La viteze subsonice ridicate Su crește. Acesta este un rezultat al schimbarea formei curenților de aer care curg în jurul valorii de marginea conducătoare.
La viteze mici fluxuri de curbură are loc la o distanță mare de aripă (zona de diluare se extinde peste marginea frontală a înainte și antrenând aerului în sus).
Odată cu creșterea vitezei particulelor de aer se obține o avertizare a abordării obiectului pe distanța mai scurtă. Acest lucru duce la o mai mare a aerului de accelerare și cădere de presiune mai mare în zona de vârf.
Capitolul 7 se consideră că, pentru acest motiv, viteza crește stationeaza la altitudini mai mari.
In M crit undei de șoc este formată pe suprafața superioară. În spatele ei există o zonă de înaltă presiune, ceea ce reduce forța de ridicare (în figură, pe M 0,81). În plus, saltul se poate produce o perturbare a stratului limită, reducând, de asemenea, forța de ridicare a aripii.
Acest eșec se numește undă (stand șoc). Gradul de perturbare a undei depinde de forma și profilul aripii. Wing, care nu sunt destinate pentru zbor la un număr mare Mach, pot pierde de ridicare puternic vigoare M M Crit.
Cu toate acestea, aripile având un profil supercritic matura mai mică grosime relativă și curbura Cy în intervalul transonic variază mult mai puțin.
strat limită Torn, obtinerea pe coada avionului, poate provoca tremurături (viteza de agitare) sau chiar distrugerea structurii aeronavei.
viteză de croazieră de cele mai multe aeronave de transport modern se află în intervalul transonic, astfel încât peste aripa există un mic val de șoc.
Pe măsură ce numărul M de 0,4 până la 0,8 la un unghi constant de atac este crescut Su, ceea ce conduce la o creștere a pantei curbei Cy = f ().
Cu toate acestea, din cauza separării fluxului de timpuriu cauzate de unda de șoc, Su max și unghiul de atac stand scade.
Efectul asupra tragere șoc
șocurile de formare lângă suprafețe plane duce la o creștere mai viguroasă tragere. Această creștere suplimentară a rezistenței este numită rezistența de undă. Natura fizică a rezistenței undei cauzată de porțiunea de tranziție a energiei fluxului de aer mecanic în energie termică în unda de șoc și posibila separarea ulterioară a stratului limită.
Pierderea de energie mecanică în șoc schimbările val de percuție în caracteristici de curgere a aerului prin unda de șoc care seamănă conduce la o creștere a (temperatură) fluxului termic energetic. Ea își petrece o parte din energia mecanică (energia potențială și cinetică împreună) curs de apa. La mișcarea aeronavei, având în vedere pierderea energiei mecanice a impactului ca rezistenta suplimentara. Unghiul de înclinare a sari mai mare (șoc mai oblic), schimbările parametrilor de curgere devine mai puțin viguros, dar are un salt mare în lungimea spațiului și afectează o mare masă de aer din jurul avionului. Astfel, mai mare numărul filtrului M, cu atât mai mare impedanța caracteristică din cauza pierderii de energie mecanică.
rezistență suplimentară datorită separării stratului limită. Pe suprafața aeronavelor în zona presiunii undei de șoc este mai mare decât înainte de salt. Această cădere de presiune poate cauza flux invers de aer în stratul limită. Aceasta, la rândul său, duce la umflarea și separarea stratului limită din planul suprafeței. La fluxul de turbulențele cauzate de acest fenomen, lăsând o parte din energia mecanică a aeronavei. Această pierdere de energie este o tragere suplimentară.
La gama transonic ca numărul M unda de șoc se deplasează prin aripa către muchia posterioară a aripii. Datorită acestei zone perturbarea stratului limita scade, iar acest lucru duce la o reducere a coeficientului de tragere.
Figura arată variația numărului de M Cx la un unghi constant de atac.
Creșterea și descreșterea ulterioară gama Cx 0,89 ÷ 1,2 M cauzate de următoarele fenomene:
- Pierderea de energie mecanică pe unda de șoc cozii;
- separarea stratului limită;
- formarea șoc nazal la M> 1,0.
șocuri impact asupra planului polar.
avion Polar, neschimbat la viteze mici, începe să se schimbe la viteze atunci când efectul compresibilitate de aer este semnificativă.
Figura prezintă modul în care polare creșterea numărului M. Unghiul de înclinare a tangentei la originea graficului determină maximă aerodinamică polare a calității aeronavei. Pe măsură ce numărul M în gama transonic scade eficiența aerodinamică.
șocuri impact asupra poziției centrului de presiune.
centrul de presiune pe profilul aripii este determinată de distribuția de presiune a fluxului de aer în jurul acestuia. Așa cum sa arătat mai sus, în transonic presiune gama modificărilor de profil de distribuție. La Mach> Mkrit format pe suprafața superioară a zonei de diluare suplimentară asociată cu o zonă supersonic, care se termină cu unda de șoc. Acest lucru conduce la faptul că zona de diluare a profilului central este înclinat spre marginea posterioară.
Această mișcare nu este centru de presiune uniformă ca zonă supersonic se formează sub suprafața inferioară a aripii. unda de șoc de la suprafața inferioară este formată pe un număr mai mare de M decât pe suprafața superioară, dar înainte de marginea posterioară ajunge la partea de sus a sari.
Mutarea centrului de presiune a profilului aripii afișate.
În cazul în care aeronava este accelerat la viteză supersonică, poziția centrului de presiune se stabilizează la 50% coardă.
La rădăcina profilelor aripilor sunt aplicate de obicei cu o grosime mai mare relativă și având astfel o MKRIT valoare minimă. Atunci când accelerația în separarea transonic strat gama de delimitare cauzată de unda de șoc începe mai întâi în rădăcina aripii. Prin urmare, centrele de zona subpresiune peste hemipteran deplasate spre părțile de capăt ale aripii. Dacă aripa măturat, atunci acest fenomen va duce la o deplasare a centrului de presiune înainte. Mai multe detalii vor fi discutate mai târziu.
Fotografia de luptator F-18. zona de condensare a aburului este conectat cu aspirația aerului în zona de curgere supersonică în fața undei de șoc.
Efectul șocurilor asupra stabilității vitezei.
centru de presiune mișcare înapoi când numărul M în intervalul transonic duce la momentul de scufundare. Acest fenomen se numește „Amanarea o scufundare“ sau „Wave criză» (Mach Tuck).
În cazul în care coada orizontală se află în zona de influență a fluxului oblic în spatele aripii, acest efect este sporit prin reducerea debitului peste porțiunea conică a rădăcinii aripii. Reducerea debitului conic se produce din cauza scăderii de ridicare din cauza separării timpurie a stratului limita la rădăcina aripii. Acest lucru crește unghiul efectiv de atac al cozii orizontale, care permite timpul de scufundare.
La viteze constante pe planul cu rata de creștere în brațul de control cu presare forță. În aeronava gama transsonice poate deveni instabilă la viteză.
Efectul șocurilor pe suprafețele de control.
suprafețele de control tradiționale, deviind creează controlul puterii prin schimbarea curbura profilului suprafeței portante. suprafața de direcție Devierea jos reduce numărul Mach critic, adică, poate provoca șocul pe suprafața de sprijin. În acest caz, separarea stratului limita saltul va duce la o scădere a eficienței controlului.
La viteze subsonice suprafața de direcție deformare determină o schimbare în distribuția presiunii pe toată suprafața lagărului. Când deasupra suprafeței de susținere este un salt, suprafața de direcție deformare nu are nici o influență asupra părții de profil, care se află înainte de salt. De asemenea, reduce eficacitatea managementului.
suprafețele de control tradiționale montate pe muchia posterioară a suprafețelor portante, nu poate oferi controlabilitatea suficientă a aeronavei în gama de numere transonic M.
În acest caz, sunt utilizate următoarele modele:
- Controlul se efectuează în canalul longitudinal stabilizator tselnopovorotnym;
- o cruce-canal este utilizat spoilere eleroane;
- un canal longitudinal stabilit alimentatoare, schimbarea sarcinii în funcție de numărul de M;
- generatoare de turbioane montate.
În cazul în care unda de șoc este situat în apropierea axei de rotație a suprafeței de direcție, abaterea poate provoca deplasarea discontinuitate, crearea punctelor de articulație schimbări rapide. Acest lucru va determina vibrația cablajului de control, numit „mâncărime“ sistem de control.
Vârtejuri cauzată de separarea stratului limita de aripa, care cade pe coada avionului, provocând o agitare aerodinamică. Perturbarea stratului limită are loc la viteze reduse filtru înainte de a trage de timp (stand agitare). De asemenea, separarea stratului limită apare din cauza undelor de șoc în zbor transonic la intervalul de numere de M (viteza de agitare).
Deoarece în fluxul din urmă caz rupt are o energie mult mai mare, atunci în contact coada poate provoca insuficiență structurale. Ar trebui să se evite contactul cu agitare modul de viteză.
Există un grafic special definirea condițiilor de zbor la care are loc Calarea sau viteza de agitare (bufet Onset chart) (a se vedea. P. 78).
În capitolul 7 a fost analizat efectul unor factori asupra viteza de angajare a aeronavei.
Luați în considerare efectul de suprasarcină normală, numărul Mach, unghi de atac, înălțimea de zbor, greutatea și centrul de zbor gravitație asupra apariției stall și vitezei loviturilor.
Factorii care influențează apariția scuturarea vântului.
Dacă efectuați urcare la indicatorul de viteză constantă Vi (EAS) (cm. 1 Elemente fundamentale filtru porțiune p.10), vist viteza reală va crește. În același timp, ca urmare a scăderii temperaturii aerului, se va reduce viteza sunetului (a).
Astfel, numărul M va crește puternic (M = Vist / a).
SU MAX. constant la un numar mic Mach, începe să scadă cu M ≥ 0,4.
Motivul pentru reducerea SU MAX constă în reconstruirea aripa de conducere fluxul de margine. La viteze mici undele de presiune se propagă mai departe posibil de marginea conducătoare și particulele de aer să înceapă să avanseze „muta o parte“, corpul se apropie. Prin creșterea numărului M „condensat“ presiune val față a corpului și nu poate influența particulele de aer situate cu mult înaintea corpului. Prin urmare, pe măsură ce numărul M de jeturi de aer lângă deformarea de lider crește margine, mărind curbura traiectoriilor particulelor de aer care se încadrează creșterea gradienților, atunci creșterea presiunii în prelingerea aerului.
Aceasta provoacă o separare anterioară a stratului limită de pe partea de jos a profilului aripii. Când apare suprafața superioară a undei de șoc, este chiar mai provocatoare defalcare a stratului limită.
Luați în considerare formula pentru determinarea vitezei stand suprasarcină normală egal cu unitatea (vezi filtru Fundamentals prima parte, p.69.):
Din aceasta se poate observa că, din moment ce odată cu creșterea înălțimii scade SS MAX, viteza de stand va crește.
Cifra reprezintă un grafic al indicatorului de viteză stand atunci când o suprasarcină pe unitatea de altitudinea de zbor normală. Aeronava nu poate menține suprasarcină 1 la viteze de bordura din stânga. Viteza de Stall este constantă la altitudini joase, deoarece viteza este prea mică pentru a simți efectul compresibilitatea aerului. Odată cu creșterea altitudinii, acest efect devine mai pronunțat și viteza de angajare începe să crească.
La înălțimea aeronavei H1 poate zbura la o singură viteză. Orice reducere, viteza de creștere sau de a crea o suprasarcină de mai mult de 1 duce la stagnare. Această înălțime se numește statică plafonul aeronavei (Aerodinamic de plafon). Deoarece zborul aeronavei la un astfel de mod restricționat impracticabile, apoi în limba engleză se numește un „sicriu de colț» (colț de sicriu).
Notă: bucla de sus dreapta în acest grafic corespunde unei creșteri în înălțimea maximă a zborului aeronavei în trecerea la viteze supersonice. La unda de șoc supersonică stă pe marginea din spate a aripii și nu mai stimulează separarea stratului limită, forța de tracțiune motor cu reacție începe să crească prin creșterea gradului de comprimare a aerului din admisie a aerului. Astfel, sunt create condiții care vă permit să urce în continuare.
O creștere a supraîncărcării normale duce la o creștere a vitezei stand. Următoarea diagramă prezintă un set de curbe care definesc granițele pentru stalling orice suprasarcina de la 1 la 2,5.
Pe programul impus un set de linii punctate, cu un număr constant de M. Ele arată că, în urcare, chiar și pe o viteză de afișare relativ mic poate ajunge la un număr mare de M.
În plus față de frontiera din stânga a unui stand în numărul de regiune transsonice M există marginea dreaptă a incetinitoare de top. Mai în detaliu, această limită este considerată în continuare în text.
Pentru fiecare plan există un număr maxim admisibilă M, dincolo de care inacceptabil în timpul funcționării normale, chiar și la unghiuri mici de atac, din cauza debutul insuficienței undei (vezi. P. 67). Graficul anterioare arata ca odată cu creșterea vitezei indicator altitudinii care corespunde unui anumit număr M scade. Aceasta este, intervalul de indicare a vitezei admisibile se îngustează pe ambele părți.
Dacă luăm în considerare urcare pe un număr constant M, se poate observa că indicatorul de viteză a aerului va scădea. Aceasta înseamnă că unghiul necesar de atac și Su va crește, ceea ce la rândul său, va conduce la o scădere a numărului de M, în care de mare viteză de agitare începe.
Acest efect este intensificat atunci când valoarea unghiului de atac aproape de colțul standului. La punctul în care linia intersectează frontiera incetinitoare stagneze, numărul de M va fi semnificativ mai mic decât numărul maxim admis de M.
La pornirea aeronavei în turbulențe sau contact, a crescut de suprasarcină normală mărește unghiul de atac și de a reduce în continuare numărul de M, care are loc viteza de agitare.
Următoarea figură arată cum să schimbe limitele umflăturile stand și viteză în funcție de suprasarcină normală.
Stalling viteză (la nivelul mării) crește proporțional cu rădăcina pătrată a unei suprasarcini