Сверхзвуковой аэродинамический профиль представляет собой геометрию поперечного сечения, предназначенную для эффективного создания подъемной силы на сверхзвуковых скоростях. Необходимость в такой конструкции возникает, когда самолету необходимо постоянно работать в сверхзвуковом режиме полета.
Сверхзвуковые аэродинамические профили обычно имеют тонкую секцию, образованную либо наклонными плоскостями, либо противолежащими дугами (называемые «двойными клиновыми аэродинамическими профилями» и «двояковыпуклыми аэродинамическими профилями» соответственно), с очень острыми передними и задними кромками. Острые кромки предотвращают образование оторванного носового скачка уплотнения перед аэродинамическим профилем при его движении в воздухе. [1] Эта форма отличается от дозвуковых аэродинамических профилей, которые часто имеют закругленные передние кромки для уменьшения разделения потока в широком диапазоне углов атаки . [2] Закругленный край будет вести себя как тупое тело в сверхзвуковом полете и, таким образом, будет образовывать носовой скачок уплотнения, который значительно увеличивает волновое сопротивление. Толщина аэродинамических профилей, их изгиб и угол атаки изменяются для достижения конструкции, которая вызовет небольшое отклонение в направлении окружающего воздушного потока. [3]
В условиях сверхзвукового полета сопротивление самолета возникает из-за:
Таким образом, коэффициент лобового сопротивления сверхзвукового профиля описывается следующим выражением:
C D = C D,трение + C D,толщина + C D,подъемная сила
Экспериментальные данные позволяют свести это выражение к:
C D = C D,O + KC L 2 Где C DO — сумма C (D,friction ) и C D,thickness , а k для сверхзвукового потока — функция числа Маха. [3] Компонент трения на поверхности выводится из наличия вязкого пограничного слоя, который бесконечно близок к поверхности корпуса самолета . На граничной стенке нормальная составляющая скорости равна нулю; поэтому существует бесконечно малая область, где нет скольжения . Компонент волнового сопротивления нулевой подъемной силы может быть получен на основе правила сверхзвуковой площади, которое говорит нам, что волновое сопротивление самолета в устойчивом сверхзвуковом потоке идентично среднему значению ряда эквивалентных тел вращения. Тела вращения определяются разрезами через самолет, сделанными касательной к переднему конусу Маха из удаленной точки самолета под азимутальным углом. Это среднее значение берется по всем азимутальным углам. [4] Компонент сопротивления, обусловленный подъемной силой, рассчитывается с помощью программ анализа подъемной силы. Программы проектирования крыла и анализа подъемной силы представляют собой отдельные методы несущих поверхностей , которые решают прямую или обратную задачу проектирования и анализа подъемной силы.
Годы исследований и опытов с необычными условиями сверхзвукового потока привели к некоторым интересным выводам о конструкции аэродинамического профиля. Рассматривая прямоугольное крыло, давление в точке P с координатами (x,y) на крыле определяется только возмущениями давления, возникающими в точках внутри конуса Маха вверх по потоку, исходящих из точки P. [3] В результате законцовки крыла изменяют поток внутри своих собственных конусов Маха назад. Оставшаяся площадь крыла не претерпевает никаких изменений законцовками и может быть проанализирована с помощью двумерной теории. Для произвольной формы плана сверхзвуковой передний и задний — это те части кромки крыла, где компоненты скорости набегающего потока , нормальные к кромке, являются сверхзвуковыми. Аналогично дозвуковой передний и задний — это те части кромки крыла, где компоненты скорости набегающего потока, нормальные к кромке, являются дозвуковыми.
Крылья типа «дельта» имеют сверхзвуковые переднюю и заднюю кромки; в отличие от них, крылья типа «стрела» имеют дозвуковую переднюю кромку и сверхзвуковую заднюю кромку.
При проектировании сверхзвукового аэродинамического профиля необходимо учитывать два фактора: ударную волну и волну расширения. [5] Возникновение ударной волны или волны расширения в разных местах вдоль аэродинамического профиля зависит от локальной скорости и направления потока, а также геометрии аэродинамического профиля.
Аэродинамическая эффективность сверхзвуковых самолетов увеличивается с тонкими профилями сечения с острыми передней и задней кромками. Стреловидные крылья, где передняя кромка дозвуковая, имеют преимущество в снижении компонента волнового сопротивления на сверхзвуковых скоростях полета; однако эксперименты показывают, что теоретические преимущества не всегда достигаются из-за разделения потока по поверхности крыла; однако это можно исправить с помощью конструктивных факторов. Двухклиновые и двояковыпуклые аэродинамические профили являются наиболее распространенными конструкциями, используемыми в сверхзвуковых полетах. Волновое сопротивление является простейшим и наиболее важным компонентом сопротивления в областях сверхзвукового потока полета. Для оптимизированного самолета почти 60% его сопротивления составляет сопротивление трения поверхности, чуть более 20% - индуктивное сопротивление и немного менее 20% - волновое сопротивление, следовательно, менее 30% сопротивления обусловлено подъемной силой.
{{cite book}}: CS1 maint: отсутствует местоположение издателя ( ссылка )