Сверхзвуковые самолеты

Рис. 1.10. Скачки уплотнения при сверхзвуковом обтекании модели самолета.

Сопротивление трения возникает в результате непосредственного контакта потока воздуха с обтекаемой поверхностью самолета (ввиду этого оно называется также поверхностным сопротивлением) и связано с торможением частиц воздуха в пограничном слое. Сопротивление формы зависит от характера обтекания частей планера и существенно возрастает при возникновении явления отрыва потока воздуха от поверхности, особенно при больших углах атаки.

Сумма сопротивлений трения и формы называется профильным сопротивлением (поскольку ее значение характеризует любой аэродинамический профиль) и определяется коэффициентом Схр . Возникновение индуктивного сопротивления Cxi вызвано завихрениями потока на концах крыла вследствие тенденции к выравниванию давлений на верхних и нижних поверхностях и изменениями вектора подъемной силы. Причиной же появления интерференционного сопротивления является взаимное нарушение условий обтекания соседних частей планера, особенно влияние фюзеляжа на условия обтекания крыла.

Сопротивление трения составляет около 70% общего сопротивления дозвукового самолета, поэтому его снижению всегда уделялось большое внимание. Однако это положение принципиально изменилось для скоростей полета выше критического числа Маха Мкр , при котором на каком-либо участке самолета местная скорость обтекания достигает значения местной скорости звука. При сверхкритических скоростях полета имеет место стремительный рост аэродинамического сопротивления, главным слагаемым которого становится новый вид сопротивления Схволн , называемый волновым.

Механизм появления волнового сопротивления заключается в следующем. Во время обтекания аэродинамического профиля с выпуклыми поверхностями происходит местное сжатие внешнего потока до слоя максимальной плотности, а затем его расширение. При малых числах Маха набегающего потока в сжимаемой струе скорость возрастает, а давление снижается. Максимальной скорости поток достигает в сечении наименьшей площади, где давление минимально. По мере расширения потока скорость падает, а давление растет. Чем больше скорость потока, тем больше местная скорость на профиле. В итоге если общая скорость обтекания (скорость самолета) достаточно велика, то местная скорость на профиле в месте максимального разрежения достигает местной скорости звука. Такое явление возникает при скорости, соответствующей Мкр . В этом случае в расширяющейся струе скорость уже не уменьшается, а продолжает расти, так что обтекание становится сверхзвуковым. Однако, пока набегающий поток является дозвуковым, область сверхзвукового обтекающего потока не может быть неограниченной, и сверхзвуковой обтекающий поток переходит в дозвуковой.

Увеличение скорости в сверхзвуковой части обтекающего потока приводит к тому, что статическое давление в струе падает, уменьшаясь в конечном счете ниже значения, соответствующего наименьшему сечению. В то же время за профилем преобладает более высокое давление, равное давлению окружающей среды, а поток имеет дозвуковую скорость, равную скорости набегающего потока. Значит, частицы воздуха в струе, обтекающей заднюю часть профиля, перед подходом к его задней кромке должны двигаться с замедлением, а давление должно иметь значение, соответствующее существующим там условиям. Плавное торможение сверхзвукового потока невозможно, поэтому изменение значений скорости и давления происходит резко. Торможение и сжатие движущегося потока воздуха происходит в некоторой плоскости, перпендикулярной поверхности профиля. Эта плоскость образует фронт плоской волны уплотненного воздуха, которая называется ударной волной или прямым скачком уплотнения. На прямом скачке давление резко возрастает, а скорость уменьшается до дозвукового значения. Поскольку за скачком поток уже дозвуковой, то его дальнейшему расширению сопутствуют уменьшение скорости и увеличение давления.

Рис. 1.11. Зависимости коэффициента лобового сопротивления Сх

a – от числа Маха (показано также влияние С х на максимальную скорость полета с данной двигательной установкой);

б – от вида скачков уплотнения; 1 -самолет сверхзвуковой конструкции; 2-самолет дозвуковой конструкции.