Волновое сопротивление

В аэронавтике волновое сопротивление является компонентом аэродинамического сопротивления крыльев и фюзеляжа самолета, концов лопастей винта и снарядов , движущихся с околозвуковой и сверхзвуковой скоростью, из-за наличия ударных волн . ^[1] Волновое сопротивление не зависит от вязкостных эффектов , ^[2] и имеет тенденцию проявляться как внезапное и резкое увеличение сопротивления, когда транспортное средство увеличивает скорость до критического числа Маха . Именно внезапное и резкое увеличение волнового сопротивления приводит к понятию звукового барьера .

Обзор

Волновое сопротивление является компонентом сопротивления давления из-за эффектов сжимаемости . ^[3] Оно вызвано образованием ударных волн вокруг тела. Ударные волны создают значительное сопротивление, которое может привести к чрезвычайному сопротивлению тела. Хотя ударные волны обычно связаны со сверхзвуковым потоком, они могут образовываться на дозвуковых скоростях самолета в областях тела, где локальный поток воздуха ускоряется до сверхзвуковой скорости. Эффект обычно наблюдается на самолетах на околозвуковых скоростях (около 0,8 Маха ), но можно заметить проблему на любой скорости, превышающей критическую скорость этого самолета. Она настолько выражена, что до 1947 года считалось, что двигатели самолета не будут достаточно мощными, чтобы преодолеть повышенное сопротивление, или что силы будут настолько велики, что самолет будет подвергаться риску разрушения в полете. Это привело к появлению концепции звукового барьера .

Исследовать

В 1947 году исследования волнового сопротивления привели к разработке идеальных форм для уменьшения волнового сопротивления настолько, насколько это теоретически возможно. Для фюзеляжа полученной формой было тело Сирса-Хаака , которое предполагало идеальную форму поперечного сечения для любого заданного внутреннего объема. Оживальное крыло фон Кармана было похожей формой для тел с тупым концом, как у ракеты. Оба были основаны на длинных узких формах с заостренными концами, главное отличие состояло в том, что оживальное крыло было заостренным только на одном конце.

Уменьшение сопротивления

Ряд новых технологий, разработанных во время и сразу после Второй мировой войны, позволили значительно снизить величину волнового сопротивления, и к началу 1950-х годов новейшие истребители могли достигать сверхзвуковой скорости.

Эти методы были быстро взяты на вооружение авиаконструкторами. Одним из распространенных решений проблемы волнового сопротивления было использование стреловидного крыла , которое было разработано еще до Второй мировой войны и использовалось в некоторых немецких военных проектах. Стреловидность крыла делает его более тонким и длинным в направлении воздушного потока, приближая обычную каплевидную форму крыла к оживалу фон Кармана , при этом оставаясь полезным на более низких скоростях, где важны кривизна и толщина.

Крыло не обязательно должно быть стреловидным, если можно построить крыло, которое будет чрезвычайно тонким. Это решение использовалось в ряде проектов, начиная с Bell X-1 , первого пилотируемого самолета, летавшего со скоростью звука. Недостатком этого подхода является то, что крыло настолько тонкое, что его больше невозможно использовать для хранения топлива или шасси. Такие крылья очень распространены на ракетах, хотя в этой области их часто называют «плавниками».

Форма фюзеляжа была также изменена с введением правила площадей Уиткомба . Уиткомб работал над испытанием различных форм планера на трансзвуковое сопротивление, когда, посмотрев презентацию Адольфа Буземанна в 1952 году, он понял, что корпус Сирса-Хаака должен применяться ко всему самолету, а не только к фюзеляжу. Это означало, что фюзеляж нужно было сделать уже в месте соединения с крыльями, чтобы поперечное сечение всего самолета соответствовало корпусу Сирса-Хаака.

Применение правила площадей можно также увидеть в использовании противоударных корпусов на околозвуковых самолетах, включая некоторые реактивные авиалайнеры . Противоударные корпуса, которые представляют собой гондолы вдоль задних кромок крыльев, выполняют ту же роль, что и узкая талия фюзеляжа других околозвуковых самолетов.

Другие методы снижения сопротивления

За эти годы было предпринято несколько других попыток снизить волновое сопротивление. Сверхкритический аэродинамический профиль — это тип, который обеспечивает разумную подъемную силу на низкой скорости, как и обычный аэродинамический профиль, но имеет профиль, значительно более близкий к профилю оживала фон Кармана. Все современные гражданские авиалайнеры используют формы сверхкритического аэродинамического профиля и имеют значительный сверхзвуковой поток над верхней поверхностью крыла.

Математическая формула

Для плоского аэродинамического профиля

$Cd_{w}=4*{\frac {\alpha ^{2}}{\sqrt {(M^{2}-1)}}}$ ^[4]

Для двухклинового аэродинамического профиля

$Cd_{w}=4*{\frac {\alpha ^{2}+(t/c)^{2}}{\sqrt {(M^{2}-1)}}}$ ^[4]

Где:

$Cd_{w}$ - Коэффициент сопротивления волновому сопротивлению

α - Угол атаки

${\frac {t}{c}}$ - Соотношение толщины к хорде

M - Число Маха набегающего потока

Эти уравнения применимы при малых углах атаки (α < 5°)

Ссылки

^ Андерсон, Джон Д. младший (1991). Основы аэродинамики (2-е изд.). Нью-Йорк: МакГроу-Хилл. стр. 492, 573. ISBN. 0-07-001679-8.
^ Клэнси, Л.Дж. (1975), Аэродинамика , Раздел 11.7
^ Андерсон, Джон Д. младший (1991). Основы аэродинамики (2-е изд.). Нью-Йорк: МакГроу-Хилл. п. 25. ISBN 0-07-001679-8.
^ ab «Как рассчитать волновое сопротивление в сверхзвуковом аэродинамическом профиле?». 2 февраля 2014 г. Получено 23 мая 2019 г.