Последствия волнового кризиса

Волновой кризис. Явление образования в общем дозвуковом потоке местных сверхзвуковых зон и местных скачков уплотнения называется волновым кризисом.

Струйки потока при обтекании самолета деформируются. Поэтому местные скорости движения воздуха над крылом превышают скорость полета (Рис.5.7)

Рис.5.7 Волновой кризис

При достаточно большой скорости полета скорости воздуха в наименьшем (критическом) сечении струйки достигают местной скорости звука (рис.5.7,а). Если соединить критические сечения струек, в которых скорость достигает местной скорости звука, получим “звуковую линию” 1.

На крыле обра­зуется местная сверхзвуковая зона, которая начинается от звуковой линии и замыкается местным скачком уплотнения 2 (Рис.5.7,б). Так как местный скачок уплотнения — прямой, то скорость потока за ним становится дозву­ковой. Иногда образуется дополни­тельный косой скачок уплотнения.

Волновой кризис качествен­но изменяет обтекание крыла и вызывает перераспределение давления по его профилю (рис.5.8,а).

Рис.5.8 Перераспределение давлений и волновой срыв поток

В результате этого изменяется величина аэродинамических сил, перемещается центр давления, нарушаются равновесие, устойчивость и управляемость самолета, возникают вибрации.

В результате взаимодействия местного скачка уплотнения с пограничным слоем возникает волновой срыв потока (рис.5.8,б).

Причина срыва в том, что дозвуковая часть погранично­го слоя отделяет скачок 3 от поверхности крыла. Из-за разности давлений за и перед скачком в дозвуковой части пограничного слоя возникают обратные течения 4. Это вызывает отрыв пограничного слоя от поверхности крыла.

Преодоление волнового кризиса.

Наиболее резкое изменение аэродинамических коэффициентов связано с явлением волнового кризиса.

Поэтому для увеличения максимальной скорости полета дозвуковых самолетов и безопасного разгона сверхзвуковых самолетов основной задачей является увеличение критического числа М, «смягчение» волнового кризиса. Достигается это применением скоростных профилей крыла; уменьшением углов атаки, увеличением стреловидности крыла; уменьшением его удлинения.

-Скоростные профили значительно меньше деформируют поток, чем обычные. Чем меньше деформируется поток, тем мень­ше местные скорости обтекания профиля при заданной скорости полета и тем больше (рис 5.9,а).

Рис.5.9,а Влияние формы профиля

-Увеличение стреловидности крыла усиливает так называемый эффект скольжения, за счет которого скорость потока V раскладывается на две составляющие: нормальную и ка­сательную (рис.5.9,б).

Рис. 5.9,б Влияние стреловидности

С увеличением угла стреловидности нормальная составляющая скорости V_n, воздействующая на профиль крыла, будет меньше скорости полета V. Это способствует увеличению критического числа Маха.

Следовательно,у стреловидного крыла, по сравнению с прямым, изменение аэродинамических коэффициентов, связанное с волновым кризисом, происходит менее резко. Поэтому стреловидность крыла значительно улучшает устойчивость и управляемость самолета на около- и сверхзвуковых скоростях полета.

-Уменьшение удлинения крыла усиливает торцевой эффект. Он распространяется на большую часть поверхности крыла, и разрежение над крылом уменьшается (рис.5.9,в). Это приводит к более позднему появлению местных скачков уплотнения, т.е. к увеличению .

Рис.5.9,в Влияние удлинения крыла

-На аэродинамические характеристики крыла малого удлинения большое влияние оказывает форма в плане. Например, тре­угольное крыло соединило в себе преимущества большой стрело­видности и малого удлинения для увеличения и уменьшения волнового сопротивления.

Дата добавления: 2015-05-08