Почему сверхзвуковой полет отделяет воздушный поток от крыла?

Вопросы / ответыПочему сверхзвуковой полет отделяет воздушный поток от крыла?
0 +1 -1
flyman Админ. спросил 4 недели назад

Я прочитал в нескольких ответах на вопросы, что когда крыло проходит скорость звука, воздушный поток отделяется от корабля к задней четверти крыла (что делает такие вещи, как лифты неэффективными.)

Почему это происходит со скоростью Маха? Может ли это произойти и на более низких скоростях (в прямом и горизонтальном полете, т. е. не застопорилось)?

3 ответ
0 +1 -1
flyman Админ. ответил 4 недели назад

Разделение потока происходит, когда градиент давления воздушного потока вдоль пути потока становится слишком крутым. В дозвуковом потоке встречный воздух сначала замедляется перед крылом, а затем быстро ускоряется, когда он течет вокруг сильно изогнутой носовой части крыла. Это ускорение является следствием кривизны крыла. Смотрите на это так: если поток воздуха будет идти по прямой линии, он будет удаляться от поверхности, создавая локальный вакуум. В действительности воздух оседает на компромиссе между прямой траекторией и контуром, создавая уменьшающееся давление вдоль поверхности с увеличивающейся кривизной и увеличивающееся давление вдоль поверхностей с уменьшающейся кривизной. Точнее, он всегда находится в равновесии между силами инерции, вязкости и давления.

Это всасывание не только сгибает воздушный поток в следовать контуром крыла, но также ускоряет ход воздуха перед ним. Чем ниже давление, тем больше скорость воздуха, так что полная энергия воздуха (сумма давления и кинетической энергии) остается постоянной. Поэтому давление и локальная скорость меняются синхронно.

Когда кривизна уменьшается дальше вниз по течению, путь потока становится более прямым, и давление снова повышается. Однако частицы воздуха вблизи крыла замедляются из-за трения. Слой воздуха, где это замедление заметно, называется пограничным слоем. В нем эффекты замедления из-за повышения давления и из-за трения складываются, и в какой-то момент воздух останавливается относительно крыла. Где это случается, статический воздух соберет и построит вверх, причиняющ разъединение подачи. К счастью, обмен воздуха через турбулентный пограничный слой толкает самые медленные частицы воздуха вниз по течению, поэтому при умеренных углах атаки воздух все еще движется вперед, пока не достигнет задней кромки. Только когда пик всасывания вокруг носа будет очень высоким на высоком угле нападения, последовательное крутое повышение давления вдоль остального путя подачи перекрывает возможности турбулентного пограничного слоя, воздух замедляет вполне и подача отделяет. Это полностью дозвуковое дело.

Если крыло движется с высокой дозвуковой скоростью, созданное кривизной всасывание ускоряет поток таким образом, что он достигает сверхзвуковой скорости. Теперь происходит что-то странное: сверхзвуковой поток ускоряется дальше, когда дозвуковой поток замедляется. Это вызвано изменением плотности, которая доминирует на сверхзвуковой скорости. Несжимаемый (=очень медленный) поток имеет постоянную плотность, и все изменения скорости влияют на давление. В Mach 1 изменения давления и плотности имеют одинаковую величину, а в сверхзвуковом потоке преобладают изменения плотности. Теперь у нас есть сверхзвуковой карман воздуха на верхней поверхности крыла, где скорость увеличивается, а плотность уменьшается вниз по течению, и окружающий дозвуковой воздух видит небольшое изменение плотности. Эта картина должна дать вам некоторое представление о том, как она выглядит:Лямбда-шок в высоком дозвуковом потоке

Все крыло движется со скоростью 0,68 Маха. Сравните зеленый цвет на некотором расстоянии от крыла со шкалой на левой стороне, которая дает число Маха для каждого оттенка цвета. На носу крыла вы видите синюю область. Это где воздух замедляет-он получает нажатым совместно причаливая крылом. Теперь следите за цветами вдоль верхней стороны-они быстро становятся зелеными, желтыми и красными, когда воздух ускоряется в область низкого давления (помните, что низкое давление равно высокой скорости, поэтому самая красная область имеет самую высокую локальную скорость потока и самое низкое давление). В дозвуковом потоке пик всасывания будет где-то между 20% и 30% аккорда, и цвета будут медленно меняться на желтый и зеленый, если вы переместитесь дальше вниз по течению. Теперь у нас есть локальный сверхзвуковой поток (все, что краснее светло-оранжевого, здесь сверхзвуковое), и вместо медленного замедления воздух ускоряется до максимального числа Маха 1,23 почти на 60% длины аккорда.

Это не может длиться долго, и в какой-то момент этот сверхзвуковой карман рушится. Это происходит мгновенно в ударе, и, как вы знаете, в прямом ударе плотность внезапно увеличивается, а скорость уменьшается, так что число Маха после удара является обратным числу Маха перед ударом. На рисунке выше эффекты пограничного слоя создают лямбда-удар, который имеет свое название от греческой буквы, которая выглядит как шаблон удара здесь. После удара у вас снова дозвуковой поток и гораздо более толстый пограничный слой, который движется очень медленно (синий оттенок). Это происходит благодаря преобразованию энергии через удар, который преобразовывает кинетическую энергию в жару. Но поток все равно приложился-даже этот удар не вызвал отрыва.

Если это повышение давления достаточно велико, пограничный слой мгновенно остановится, а затем поток разделится. Это разделение, вызванное шоком, о котором вы спрашивали. К сожалению, картина Выше-лучшее, что я мог найти, и у меня нет ни одного с отделенным потоком после удара. Но это помогает показать, что центр давления перемещается на корму. Это вызывает сильный момент носа вниз. Кроме того, с более высокими дозвуковыми числами Маха направленная устойчивость уменьшается. Теперь могут произойти еще более неприятные вещи: место удара может двигаться вперед и назад. Это изменяет размер сверхзвуковой области,вызывая изменения подъемной силы. На горизонтальном хвосте это также вызовет изменения высоты тона. Если вы измените положение лифта немного с таким ударом по горизонтальному хвосту, изменение лифта может быть серьезным и в противоположном направлении от того, что вы ожидаете. Это приводит к полной потере контроля, как раз тогда, когда вам нужны поверхности управления для противодействия эффектам Маха, упомянутым выше. Кроме того, положение удара может колебаться, вызывая жужжащий звук и, если вам действительно не повезло, сцепление с упругой собственной частотой вашей структуры, что приводит к трепетанию. Не только на хвостовых поверхностях, но и на крыле, воздействуя на элероны. Теперь вы можете начать видеть, что напугало первых пионеров в полете возле Маха 1 и почему они говорили о «звуковом барьере».

Если вы летите полностью сверхзвуковой, этот эффект исчезает, потому что теперь шок переходит к задней кромке и остается там. Теперь все снова будет спокойно, потому что место удара остается фиксированным. Этот эффект был впервые испытан и пережил 9 апреля 1945 года Ганс Гвидо Мутке в Me-262, который на короткое время пролетел полностью сверхзвуковой в погружении. Однако даже в полностью сверхзвуковом потоке разделение возможно, но тогда воздушный поток не будет изгибаться больше, чем то, что может быть вызвано полным вакуумом. В гиперзвуковом потоке изменения плотности становятся настолько сильными, что возможны карманы «воздуха», которые не содержат воздуха, а вакуум. Но это скорее академический случай, за исключением возвращающихся автомобилей с тупым задним основанием.

flyman Админ. ответил 4 недели назад

ОК. Я профессиональный инженер-программист по профессии (и не тяну никаких ударов, чертовски прекрасный), и я должен сказать, что я откровенно завидую народному языку авиационных инженеров. У вас, ребята, самые крутые условия. Я мог бы читать ваши вещи часами (и, к сожалению, понять большинство из них, но это я приписываю физике и математике давно). Хорошая запись.

flyman Админ. ответил 4 недели назад

@WhozCraig: Спасибо за действительно хороший комментарий! Для того, чтобы улучшить пост, не могли бы вы указать на то, что не так легко понять? Я хотел бы, чтобы читатели все поняли, и я ценю вашу помощь! К счастью, Stack Exchange позволяет редактировать сообщения, поэтому я могу сделать его лучше.

flyman Админ. ответил 4 недели назад

етвертый абзац прошел несколько проходов, прежде чем начал окончательно застывать. Остальная часть была пирогом, чтобы утонуть, но этот абзац занял некоторое время. Я знаю, что это трудная тема для описания, особенно для людей, которые чужды большинству даже основных понятий, но вы чертовски хорошо, я должен сказать. Если бы вы что-то изменили, это было бы оттачивание этого абзаца для менее образованных масс, но я не уверен, что это будет ваша целевая аудитория для начала.

flyman Админ. ответил 4 недели назад

Я должен признать, что у меня нет простого и интуитивного объяснения различий между дозвуковым и сверхзвуковым потоком. Мне потребовалось некоторое время, чтобы объяснить давление вокруг аэродинамического профиля без вихрей и все, что приходит с совершенно неинтуитивной теорией потенциального потока. Я все еще работаю над пониманием сверхзвукового потока.

flyman Админ. ответил 4 недели назад

Просто любопытно узнать, какое программное обеспечение вы использовали для моделирования и, что более важно, какие предположения и типы вычислений были использованы (Эйлер, RANS, модель турбулентности и так далее)? Объяснения мне действительно понятны, хорошая работа (хотя у меня есть некоторый опыт в этой области, который может помочь понять эту вещь)!

0 +1 -1
flyman Админ. ответил 4 недели назад

Почему это происходит со скоростью Маха? …это может произойти на более низких скоростях?

Это также может произойти на более низких скоростях, это зависит от того, как спроектировано крыло и характеристик аэродинамического профиля (профиля толщины развала).

На околозвуковых скоростях (0,7-1,0 мАч) вы можете иметь части аэродинамических поверхностей в сверхзвуковой области, что означает, что у вас будет ударный фронт над (и, возможно, под) вашим крылом. Если ударная волна достаточно сильна, то поток за ней будет (частично) разделен.

Когда самолет достигает Mach 1, наличие удара гарантируется.

Профиль крыла удар Маха

Изображение из Вики

РЕДАКТИРОВАТЬ

В комментариях возникло больше вопросов, я постараюсь к ним обратиться.

почему появляется ударная волна?

Короткий ответ: вернуться от сверхзвукового к дозвуковому потоку. Сверхзвуковой поток трудно замедлить без удара, так как молекулы воздуха не «знают», что впереди. Скорость звука также скорость небольших изменений давления, поэтому любые сигналы чего приходит не достигнут воздух впереди ударной волны. Воздух течет вперед, блаженно не сознавая, что грядет, пока вещи не могут поддерживаться и изменяться с грохотом.

Когда ударная волна настолько расширена для достижения Земли, она вызвана звуковым заграждением: см. заграждение раздела звуковое и ядровый барьер

См. Также эту статью НАСА о нормальных шоках.

Из-за трения молекулы воздуха рядом с телом не имеют скорости относительно поверхности тела. Молекулы немного дальше смогут двигаться, но из-за трения с молекулами, прикрепленными к телу, они будут замедляться. Это явление называется пограничным слоем. В нормальных условиях таким образом создается примерно половина перетаскивания профиля. Другая половина-сопротивление давлению. В отделенном потоке сопротивление трения исчезает, но так как отделенная воздушная масса находится под более низким давлением, чем статическое давление, и потому что это сидит на обращенной назад части аэродинамического профиля, его вклад сопротивления давления массивен.

почему ударная волна создает турбулентность?

Поскольку это анизотропное событие, оно носит хаотический характер, оно увеличивает энтропию молекул воздуха.

Температура, плотность, давление и скорость изменяются такими большими величинами на ударной волне (в зависимости от скорости сверхзвукового потока, с точными величинами, заданными решением уравнений Ренкина–Гугониота) и в таком бесконечно малом пространстве, что поток вниз по течению становится чрезвычайно хаотичным и неламинарным.

Может ли это произойти и на более низких скоростях (в прямом и горизонтальном полете, т. е. не застопорилось)?

Ударная волна может произойти, только если у вас есть сверхзвуковой поток над Крыльями. Разделение потока происходит на всех скоростях. В конце концов, весь поток будет разделен на задней кромке.

0 +1 -1
flyman Админ. ответил 4 недели назад

Это происходит на скорости Маха, потому что именно тогда крыло будет опережать волну давления, пытаясь прорезать воздух, что приводит к ударной волне, когда воздух снова замедляется до дозвуковых скоростей, этот удар называется ударом повторного сжатия.

Введите описание изображения здесь

Ударная волна является причиной разделения. И, как вы видите, это может произойти менее чем на 1 Маха. Минимальная скорость полета, при которой происходит сверхзвуковой поток, называется критическим числом Маха . Но скорость, с которой сопротивление, вызванное ударной волной, становится значительным, является числом Маха расхождения сопротивления .