.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 воздух, обтекающий объект со скоростью, которая создает вокруг этого объекта области как дозвукового, так и сверхзвукового воздушного потока. [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]
Вопрос о околозвуковой скорости (или околозвуковой области) впервые возник во время Второй мировой войны. [2] Приближаясь к звуковому барьеру, пилоты обнаружили, что воздушный поток стал причиной нестабильности самолета. [2] Эксперты обнаружили, что ударные волны могут вызвать крупномасштабный отрыв в потоке, увеличивая сопротивление, добавляя асимметрию и неустойчивость потоку вокруг автомобиля. [3] Были проведены исследования по ослаблению ударных волн в трансзвуковом полете за счет использования противоударных корпусов и сверхкритических профилей . [3]
Большинство современных самолетов с реактивными двигателями спроектированы для работы на околозвуковых скоростях. [4] При околозвуковой скорости полета сопротивление быстро увеличивается примерно с 0,8 Маха, и именно затраты топлива на сопротивление обычно ограничивают воздушную скорость. Попытки снизить волновое сопротивление можно увидеть на всех скоростных самолетах. Наиболее примечательным является использование стреловидных крыльев , но другой распространенной формой является фюзеляж с осиной талией как побочный эффект правила площади Уиткомба .
Околозвуковые скорости могут также возникать на кончиках лопастей вертолетов и самолетов. Это создает серьезные, неравномерные нагрузки на лопасть несущего винта и может привести к несчастным случаям, если это произойдет. Это один из ограничивающих факторов размера несущих винтов и скорости движения вертолетов (поскольку эта скорость добавляется к движущейся вперед [ведущей] стороне несущего винта, что может вызвать локализованный трансзвуковой эффект).
Проблемы с полетом самолета, связанные со скоростью, впервые появились в эпоху сверхзвука в 1941 году. [5] Ральф Вирден, летчик-испытатель, разбился в авиакатастрофе со смертельным исходом. [6] Он потерял контроль над самолетом, когда над крылом возникла ударная волна, вызванная сверхзвуковым потоком воздуха, что привело к остановке самолета. [6] Вирден летел 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 самолеты. [5] Однако современные аэродинамические трубы не имели возможности создавать скорость ветра, близкую к 1 Маха, для проверки воздействия околозвуковых скоростей. [6] Вскоре после этого термин «трансзвуковой» 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 пикирования», которые помогают стабилизировать самолет при достижении околозвукового полета. [5] Этот небольшой закрылок на нижней стороне самолета замедлял самолет, чтобы предотвратить ударные волны, но такая конструкция только задержала поиск решения для самолета, летящего на сверхзвуковой скорости. [5] Были спроектированы новые аэродинамические трубы, чтобы исследователи могли тестировать новые конструкции крыльев, не рискуя жизнью летчиков-испытателей. [7] Трансзвуковой туннель с щелевыми стенками был разработан НАСА и позволил исследователям протестировать крылья и различные аэродинамические профили в трансзвуковом потоке воздуха, чтобы найти лучшую форму законцовок крыла для звуковых скоростей. [7]
После Второй мировой войны были замечены серьезные изменения в конструкции самолетов, направленные на улучшение трансзвукового полета. [6] Основным способом стабилизации самолета было уменьшение скорости воздушного потока вокруг крыльев путем изменения хорды крыльев самолета, а одним из решений предотвращения трансзвуковых волн было стреловидное крыло. [5] Поскольку воздушный поток будет ударять по крыльям под углом, это приведет к уменьшению толщины крыла и соотношения хорд. [5] Профили крыла были спроектированы более плоскими в верхней части, чтобы предотвратить ударные волны и уменьшить расстояние воздушного потока над крылом. [8] Позже Ричард Уиткомб спроектировал первый сверхкритический профиль , используя аналогичные принципы. [7]
До появления мощных компьютеров даже самые простые формы уравнений течения сжимаемой жидкости было трудно решить из-за их нелинейности . [6] Обычное предположение, используемое для обхода этой нелинейности, заключается в том, что возмущения в потоке относительно малы, что позволяет математикам и инженерам линеаризовать уравнения потока сжимаемой жидкости в относительно легко решаемый набор дифференциальных уравнений для полностью дозвуковых или сверхзвуковых потоков. [6] Это предположение принципиально неверно для трансзвуковых течений, поскольку возмущение, вызываемое объектом, гораздо больше, чем в дозвуковых или сверхзвуковых течениях; Скорость потока, близкая к 1 Маха или равная ей, не позволяет трубам потока (трехмерным путям потока) сжиматься настолько вокруг объекта, чтобы минимизировать возмущение, и, таким образом, возмущение распространяется. [9] Аэродинамики боролись во время более ранних исследований трансзвукового потока, потому что существовавшая на тот момент теория подразумевала, что эти возмущения – и, следовательно, сопротивление – приближаются к бесконечности, когда локальное число Маха приближается к 1, что является явно нереалистичным результатом, который невозможно исправить с помощью известных методов. [6]
Одним из первых методов обхода нелинейности моделей трансзвуковых течений было преобразование годографа . [2] Эта концепция была первоначально исследована в 1923 году итальянским математиком по имени Франческо Трикоми , который использовал преобразование, чтобы упростить уравнения потока сжимаемой жидкости и доказать, что они разрешимы. [2] Само преобразование годографа также исследовалось в учебниках Людвига Прандтля и О.Г. Титьена в 1929 году и Адольфа Буземана в 1937 году, хотя ни один из них не применял этот метод конкретно к трансзвуковому потоку. [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 течения сжимаемого профиля для тонкого профиля, таких же, как те, которые вывел Трикоми, хотя его цель использования этих уравнений для решения обтекания аэродинамического профиля представляла собой уникальные проблемы. [2] [6] Гудерли и Хидео Ёсихара, наряду с некоторыми вкладами Буземанна, позже использовали сингулярное решение уравнений Трикоми для аналитического решения поведения трансзвукового потока над профилем с двойным клином , первыми, кто сделал это, используя только предположения теория тонкого профиля. [2] [6]
Несмотря на успех, работа Гудерли по-прежнему была сосредоточена на теории и привела только к единственному решению для крыла с двойным клином на скорости 1 Маха. [2] Уолтер Винченти , американский инженер из лаборатории Эймса , стремился дополнить работу Гудерли по скорости 1 Маха численными решения, которые охватывают диапазон околозвуковых скоростей от 1 Маха до полностью сверхзвукового потока. [2] Винченти и его помощники использовали работу Говарда Эммонса , а также оригинальные уравнения Трикоми, чтобы завершить набор из четырех численных решений для сопротивления аэродинамического профиля с двойным клином в трансзвуковом потоке со скоростью выше 1 Маха. [2] Разрыв между дозвуковыми а поток со скоростью 1 Маха позже был рассмотрен Джулианом Коулом и Леоном Триллингом , завершив исследование околозвукового поведения профиля крыла к началу 1950-х годов. [2]
На околозвуковых скоростях сверхзвуковые расширительные вентиляторы образуют интенсивные области низкого давления и низкой температуры в различных точках вокруг самолета. Если температура упадет ниже точки росы, образуется видимое облако. Эти облака остаются с самолетом во время его полета. Для образования этих облаков не обязательно, чтобы самолет в целом достигал сверхзвуковой скорости. Обычно хвост самолета достигает сверхзвукового полета, в то время как носовая часть самолета все еще находится в дозвуковом полете. Хвост окружает пузырь сверхзвуковых расширяющихся вентиляторов, оканчивающийся ударной волной в следе. По мере того, как самолет продолжает ускоряться, вентиляторы сверхзвукового расширения будут усиливаться, а размер следа ударной волны будет увеличиваться до тех пор, пока не будет достигнута бесконечность, после чего образуется носовая ударная волна. Это 1 Маха и особенность Прандтля–Глауэрта .
В астрофизике везде, где есть признаки ударных волн (стоячих, распространяющихся или колеблющихся), поток вблизи должен быть трансзвуковым, поскольку только сверхзвуковые потоки образуют ударные волны. Все аккреции черных дыр трансзвуковые. [10] Многие такие потоки также имеют удары очень близко к черным дырам.
Истечения или струи от молодых звездных объектов или дисков вокруг черных дыр также могут быть трансзвуковыми, поскольку начинаются дозвуково, а на дальних расстояниях неизменно сверхзвуковые. Взрывы сверхновых сопровождаются сверхзвуковыми потоками и ударными волнами. Головные ударные волны, образующиеся в солнечных ветрах , являются прямым результатом трансзвуковых ветров звезды. Долгое время считалось, что вокруг гелиосферы нашей Солнечной системы присутствует головная ударная волна, но согласно данным IBEX , опубликованным в 2012 году, это оказалось не так . [11]
{{cite book}}: CS1 maint: отсутствует местоположение издателя ( ссылка )