.jpg/1280px-FA-18_Hornet_breaking_sound_barrier_(7_July_1999).jpg)
.jpg/1280px-Shock_wave_above_airliner_wing_(7).jpg)
Трансзвуковой (или трансзвуковой ) поток — это поток воздуха, обтекающий объект со скоростью, которая создает области как дозвукового, так и сверхзвукового воздушного потока вокруг этого объекта. [1] Точный диапазон скоростей зависит от критического числа Маха объекта , но трансзвуковой поток наблюдается при скоростях полета, близких к скорости звука (343 м/с на уровне моря), обычно между 0,8 и 1,2 Маха . [1]
Проблема околозвуковой скорости (или околозвуковой области) впервые возникла во время Второй мировой войны. [2] Пилоты обнаружили, что при приближении к звуковому барьеру воздушный поток заставляет самолет становиться неустойчивым. [2] Эксперты обнаружили, что ударные волны могут вызывать крупномасштабный отрыв вниз по потоку, увеличивая сопротивление, добавляя асимметрию и неустойчивость потоку вокруг транспортного средства. [3] Были проведены исследования по ослаблению ударных волн в околозвуковом полете с помощью противоударных тел и сверхкритических аэродинамических профилей . [3]
Большинство современных реактивных самолетов спроектированы для полетов на околозвуковых скоростях. [4] Трансзвуковые скорости воздуха демонстрируют быстрое увеличение сопротивления примерно от 0,8 Маха, и именно затраты топлива на сопротивление обычно ограничивают скорость воздуха. Попытки уменьшить волновое сопротивление можно увидеть на всех высокоскоростных самолетах. Наиболее заметным является использование стреловидных крыльев , но другой распространенной формой является фюзеляж с осиной талией как побочный эффект правила площади Уиткомба .
Трансзвуковые скорости могут также возникать на концах лопастей ротора вертолетов и самолетов. Это создает серьезные, неравномерные нагрузки на лопасть ротора и может привести к несчастным случаям, если это произойдет. Это один из ограничивающих факторов размера роторов и поступательных скоростей вертолетов (поскольку эта скорость добавляется к передней [ведущей] стороне ротора, возможно, вызывая локализованные трансзвуковые скорости).
Проблемы с полетом самолета, связанные со скоростью, впервые появились в сверхзвуковую эпоху в 1941 году. [5] Ральф Вирден, летчик-испытатель, разбился в авиакатастрофе со смертельным исходом. [6] Он потерял контроль над самолетом, когда ударная волна, вызванная сверхзвуковым потоком воздуха, образовалась над крылом, что привело к сваливанию самолета. [6] Вирден летел со скоростью значительно ниже скорости звука на скорости 0,675 Маха, что породило идею о различных воздушных потоках, образующихся вокруг самолета. [5] В 40-х годах Келли Джонсон стал одним из первых инженеров, исследовавших влияние сжимаемости на самолет. [5] Однако современные аэродинамические трубы не имели возможности создавать скорости ветра, близкие к 1 Маха, чтобы проверить влияние околозвуковых скоростей. [6] Вскоре после этого термин «околозвуковой» был определен как «через скорость звука» и был изобретен директором NACA Хью Драйденом и Теодором фон Карманом из Калифорнийского технологического института. [5]
Первоначально NACA разработала «закрылки для пикирования», чтобы помочь стабилизировать самолет при достижении околозвукового полета. [5] Этот небольшой закрылок на нижней стороне самолета замедлял самолет, чтобы предотвратить ударные волны, но эта конструкция только задержала поиск решения для самолетов, летящих на сверхзвуковой скорости. [5] Были разработаны новые аэродинамические трубы, чтобы исследователи могли тестировать новые конструкции крыльев, не рискуя жизнями летчиков-испытателей. [7] Трансзвуковая труба с щелевыми стенками была разработана NASA и позволила исследователям тестировать крылья и различные аэродинамические профили в околозвуковом воздушном потоке, чтобы найти наилучшую форму законцовки крыла для звуковых скоростей. [7]
После Второй мировой войны были замечены серьезные изменения в конструкции самолета, направленные на улучшение околозвукового полета. [6] Основным способом стабилизации самолета было снижение скорости воздушного потока вокруг крыльев путем изменения хорды крыльев самолета, и одним из решений для предотвращения околозвуковых волн были стреловидные крылья. [5] Поскольку воздушный поток будет падать на крылья под углом, это уменьшит толщину крыла и отношение хорд. [5] Формы крыла аэродинамических профилей были спроектированы более плоскими в верхней части, чтобы предотвратить ударные волны и сократить расстояние воздушного потока над крылом. [8] Позже Ричард Уиткомб спроектировал первый сверхкритический аэродинамический профиль, используя аналогичные принципы. [7]
До появления мощных компьютеров даже самые простые формы уравнений сжимаемого потока было трудно решить из-за их нелинейности . [6] Распространенное предположение, используемое для обхода этой нелинейности, заключается в том, что возмущения внутри потока относительно малы, что позволяет математикам и инженерам линеаризовать уравнения сжимаемого потока в относительно легко решаемый набор дифференциальных уравнений как для полностью дозвуковых, так и для сверхзвуковых потоков. [ 6] Это предположение в корне неверно для трансзвуковых потоков, поскольку возмущение, вызванное объектом, намного больше, чем в дозвуковых или сверхзвуковых потоках; скорость потока, близкая к или равная 1 Мах, не позволяет трубкам потока ( трехмерным путям потока) достаточно сжиматься вокруг объекта, чтобы минимизировать возмущение, и, таким образом, возмущение распространяется. [9] Аэродинамики боролись во время ранних исследований трансзвукового потока, потому что тогдашняя теория подразумевала, что эти возмущения — и, следовательно, сопротивление — приближаются к бесконечности, когда локальное число Маха приближается к 1, что является явно нереалистичным результатом, который нельзя было исправить с помощью известных методов. [6]
Одним из первых методов, использовавшихся для обхода нелинейности моделей трансзвукового течения, было преобразование годографа . [2] Эта концепция была первоначально исследована в 1923 году итальянским математиком Франческо Трикоми , который использовал преобразование для упрощения уравнений сжимаемого течения и доказал, что они разрешимы. [2] Само преобразование годографа также исследовалось в учебниках Людвига Прандтля и О. Г. Титьена в 1929 году, а также Адольфом Буземаном в 1937 году, хотя ни один из них не применял этот метод специально к трансзвуковому течению. [2]
Готфрид Гудерлей, немецкий математик и инженер из Брауншвейга , обнаружил работу Трикоми в процессе применения метода годографа к трансзвуковому потоку ближе к концу Второй мировой войны. [2] Он сосредоточился на нелинейных уравнениях сжимаемого потока тонкого аэродинамического профиля, тех же, что вывел Трикоми, хотя его цель использования этих уравнений для решения потока над аэродинамическим профилем представляла уникальные проблемы. [2] [6] Гудерлей и Хидео Ёсихара, наряду с некоторым вкладом Буземана, позже использовали сингулярное решение уравнений Трикоми для аналитического решения поведения трансзвукового потока над двухклиновым аэродинамическим профилем , впервые сделав это только с предположениями теории тонкого аэродинамического профиля. [2] [6]
Несмотря на успех, работа Гудерли по-прежнему была сосредоточена на теории и привела только к одному решению для двойного клина аэродинамического профиля при числе Маха 1. [2] Уолтер Винченти , американский инженер из лаборатории Эймса , стремился дополнить работу Гудерли по числу Маха 1 численными решениями, которые охватывали бы диапазон околозвуковых скоростей между числом Маха 1 и полностью сверхзвуковым потоком. [2] Винченти и его помощники опирались на работу Говарда Эммонса , а также на исходные уравнения Трикоми, чтобы завершить набор из четырех численных решений для сопротивления двойному клину аэродинамического профиля в околозвуковом потоке выше числа Маха 1. [2] Разрыв между дозвуковым и потоком со скоростью Маха 1 был позже покрыт Джулианом Коулом и Леоном Триллингом , завершив околозвуковое поведение аэродинамического профиля к началу 1950-х годов. [2]
На околозвуковых скоростях сверхзвуковые вентиляторы расширения образуют интенсивные области низкого давления и низкой температуры в различных точках вокруг самолета. Если температура падает ниже точки росы, образуется видимое облако. Эти облака остаются с самолетом во время его полета. Самолету в целом не обязательно достигать сверхзвуковой скорости, чтобы образовались эти облака. Обычно хвост самолета достигает сверхзвуковой скорости полета, в то время как нос самолета все еще находится в дозвуковом полете. Пузырь сверхзвуковых вентиляторов расширения, заканчивающийся ударной волной в следе, окружает хвост. По мере того, как самолет продолжает ускоряться, сверхзвуковые вентиляторы расширения будут усиливаться, а ударная волна в следе будет увеличиваться в размерах, пока не достигнет бесконечности, в этой точке образуется носовая ударная волна. Это число Маха 1 и сингулярность Прандтля–Глауэрта .
В астрофизике, где бы ни были доказательства наличия ударных волн (стоячих, распространяющихся или колеблющихся), поток поблизости должен быть околозвуковым, поскольку только сверхзвуковые потоки образуют ударные волны. Все аккреции черных дыр являются околозвуковыми. [10] Многие такие потоки также имеют ударные волны очень близко к черным дырам.
Истечения или струи из молодых звездных объектов или дисков вокруг черных дыр также могут быть околозвуковыми, поскольку они начинаются дозвуковыми, а на большом расстоянии они неизменно сверхзвуковые. Взрывы сверхновых сопровождаются сверхзвуковыми потоками и ударными волнами. Головные ударные волны, образованные в солнечных ветрах, являются прямым результатом околозвуковых ветров от звезды. Долгое время считалось, что головная ударная волна присутствует вокруг гелиосферы нашей солнечной системы, но было обнаружено, что это не так, согласно данным IBEX, опубликованным в 2012 году. [11]
{{cite book}}: CS1 maint: отсутствует местоположение издателя ( ссылка )