Как форма крыла влияет на ударную структуру?

Я пытаюсь понять, какой будет трехмерная ударная структура крыла в сверхзвуковом потоке. Предположим, у нас есть крыло, выполненное из двойного клинового профиля.

Если рассматривать ударную структуру над профилем ( вид сбоку ), то она будет выглядеть так:

Сверхзвуковое обтекание симметричного профиля с двойным клином. Источник: Хоутон

Теперь, если мы посмотрим на вид сверху, мы увидим следующую структуру ( вид сверху ):Ударная конструкция над крылом. Источник: Хоутон

Вопросы:

  1. Связан ли удар, видимый на виде сбоку (структура скачка аэродинамического профиля), с видимым на виде сверху?
  2. Как изменится структура ударной волны, если аэродинамический профиль останется прежним, но крыло будет иметь большую стреловидность? (Если бы вы могли показать несколько 3D-графиков для ударной структуры, это было бы очень полезно!)
  3. Можете ли вы объяснить, что определяет углы ударной волны на этой картинке (это стреловидность, форма аэродинамического профиля или и то, и другое - и что преобладает)?

введите описание изображения здесь

Ответы (1)

Связан ли удар, видимый на виде сбоку (структура скачка аэродинамического профиля), с видимым на виде сверху?

Нет, совсем нет. Первое изображение (профиль сбоку) показывает нестреловидное крыло в сверхзвуковом потоке и не очень точное. Углы скачка скачка LE и скачка TE должны быть одинаковыми .

На втором снимке (вид сверху) показано стреловидное крыло со скоростью чуть выше скорости звука (почти вдвое меньше, чем на первом снимке). Здесь картина обтекания аэродинамического профиля полностью дозвуковая (вот почему крыло стреловидное !) и только самая передняя его вершина вызовет толчок, который почти прямой, потому что скорость потока лишь немного превышает скорость звука.

Как изменится структура ударной волны, если аэродинамический профиль останется прежним, но крыло будет иметь большую стреловидность? (Если бы вы могли показать несколько 3D-графиков для ударной структуры, это было бы очень полезно!)

Это зависит от соотношения между скоростью и углом стреловидности. Пока угол стреловидности превышает угол скачка уплотнения, обтекание аэродинамического профиля ведет себя так же, как и в дозвуковом случае с линией торможения , обтеканием круглой передней кромки и отсутствием носового скачка уплотнения или вентиляторов расширения. Когда ударный угол больше , аэродинамический профиль будет иметь форму потока, как на верхнем рисунке. Извините, никаких причудливых 3D-сюжетов!

Можете ли вы объяснить, что определяет углы ударной волны на этой картинке (это стреловидность, форма аэродинамического профиля или и то, и другое - и что преобладает)?

Первым и главным фактором для угла удара является скорость. Мах 1 вызовет прямой удар , а более высокие скорости изгибают удар назад в наклонный удар с углом удара. ф согласно уравнению

ф "=" а р с с о с ( 1 М а )
Этот угол будет уменьшаться по мере увеличения затупления тела, вызывающего его.

диаграмма угла удара

Диаграмма угла удара (из Википедии, источник ). Подпись: На этой диаграмме показан угол косого скачка уплотнения β как функция углового угла θ для нескольких постоянных линий M1. Красная линия разделяет сильные и слабые решения. Синяя линия представляет точку, когда число Маха ниже по течению становится звуковым. Таблица […] действительна для идеального двухатомного газа.

Пояснение: M1 = число Маха перед скачком, M2 = число Маха после скачка. β — угол полуконуса, такой, что β + ф = 90°.

Следовательно, угол ударов, исходящих от этого Т-38, показывает, что он летит со скоростью около 1,09 Маха. На шлирен-изображениях, подобных этому, более темные области указывают на более высокую плотность, а более светлые — на меньшую. Две темные линии, идущие от конца фюзеляжа и выхлопных газов двигателей, — это два удара сжатия, которые слышны как двойной удар, когда сверхзвуковой самолет пролетает над головой.

Если мы посмотрим на изображение крыла сверху, то увидим, что стреловидность заставляет сверхзвуковой набегающий поток поворачиваться на конечный угол (конкретно угол стреловидности). Поскольку сверхзвуковой поток, завернутый сам на себя, порождает ударную волну, можете ли вы объяснить, почему угол стреловидности не меняет ударной волны, исходящей от передней кромки крыла? В принципе, почему угол удара определяется формулой, которую вы дали (для Phi) (которая не зависит от угла стреловидности), а не графиком, который вы показали?
@NickHill «мы видим, что развертка заставляет сверхзвуковой набегающий поток поворачиваться на конечный угол» - не так ли? Этот рисунок не очень полезен. Шлирен фото с Т-38 намного лучше и здесь вы видите угол удара и можете по нему напрямую определять скорость. Носовой амортизатор имеет слегка закругленный наконечник. Локальный угол вблизи носа — это то, что можно прочитать на диаграмме, угол дальнего поля дан в формуле.
Предположим, у нас есть летающее крыло с определенным углом стреловидности (лямбда). Будет ли толчок, исходящий от апекса, вообще зависеть от лямбды? Меня просто немного смущает, почему угол удара не меняется, если поток меняет направление, начиная с вершины крыла, и поворачивается сам в себя. Не должен ли этот поворот потока создавать ударную волну, зависящую от лямбды?
@NickHill: Как это должно работать? Изменения давления распространяются со скоростью звука, поэтому никакие изменения в воздухе не могут произойти перед фронтом ударной волны, независимо от того, что происходит после вершины, пока лямбда больше конуса Маха. Крыло просто не может изменить угол ударной волны, пока стреловидность не позволяет ему этого сделать.
Я уточнил свой вопрос здесь: Aviation.stackexchange.com/questions/79593/…
Как форма крыла влияет на ударную структуру?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v