Может ли сверхзвуковой самолет использовать дозвуковое крыло, если ударная волна носового обтекателя создает дозвуковой воздушный поток вокруг крыла?

В норме скорость потока у крыла примерно такая же, как и скорость перед носовым скачком уплотнения. Только если фюзеляж по-прежнему имеет коническую форму и расширяется в районе крыла, местная скорость потока будет меньше. Чтобы быть дозвуковым, вам понадобится нелепо тупой фюзеляж на скорости 1,5 Маха. Но крыло в каком-то смысле все еще дозвуковое, если его стреловидность по передней кромке достаточна.

Если вы посмотрите достаточно внимательно, каждый скачок имеет дозвуковую область, но обычно она очень мала. Размер дозвуковой области зависит от скорости потока и затупления тела, вызывающего удар. На диаграмме ниже показаны части классического косого скачка уплотнения.

_{Схема косого скачка и его трех областей ( источник изображения )}

Сверхзвуковой самолет направлен в переднюю часть, чтобы свести к минимуму область сильного удара, что эффективно приводит к присоединенному удару. Чем круче угол скачка уплотнения для данной скорости потока, тем выше потери. Только в гиперзвуковых аппаратах тупорылые носы используются специально, но не для торможения, а для ограничения локальных тепловых нагрузок.

Почему так быстро исчезает дозвуковая область? Потому что поперечное сечение тела перестает расти в направлении потока, а энергия давления после сильного толчка снова преобразуется в скорость в волнах разрежения.

Это значит, что крылья все же летят в сверхзвуковом потоке. Если фюзеляж имеет постоянное поперечное сечение вдоль хорды крыла, скорость потока будет даже такой же, как и скорость перед ударом. В противном случае хвостовой скачок имел бы меньший угол конусности, которого у него нет; поток снова ускоряется волнами расширения, когда коническая носовая часть превращается в обычный фюзеляж, и снова, когда фюзеляж сужается на конце.

Теперь имеет смысл сделать стреловидность крыла такой, чтобы оно поместилось внутри конуса Маха, образующегося в результате внутреннего сечения крыла. Это приводит к дозвуковой ортогональной составляющей скорости на передней кромке. Важным моментом здесь является то, что составляющая скорости потока по размаху не зависит от крыла, и учитывается только ортогональная составляющая. Если этот компонент дозвуковой, все крыло ведет себя как прямое крыло в дозвуковом потоке. Обратите внимание, что все сверхзвуковые самолеты с дозвуковой передней кромкой используют аэродинамические поверхности с тупыми носами , потому что они создают силу всасывания (PDF!), которая снижает сопротивление.

На более высоких скоростях стреловидность должна быть настолько крутой, чтобы проблема стреловидности крыльев больше не допускалась. Тогда и только тогда имеет смысл иметь сверхзвуковую переднюю кромку , которая имеет меньшую стреловидность, чем конус Маха, и должна быть острой, чтобы минимизировать сопротивление. Другой способ совместить большую стреловидность и хорошие дозвуковые характеристики — использовать переменную стреловидность . Это было предпочтительным решением, пока не стало понятно, что высокая сверхзвуковая скорость редко используется в бою.

Хотя косые толчки уменьшают число Маха ниже по потоку, поток обычно все равно будет сверхзвуковым; чтобы течение было дозвуковым, скачок должен быть либо нормальным, либо оторванным (головной скачок).

Для каждой комбинации угла тела (т.е. углового угла) и числа Маха существует максимальный угловой угол$\theta_{max}$, за которым скачок отрывается от тела.

Угол косого скачка уплотнения β в зависимости от углового угла θ; Автор -- Myth (Talk) 05:29, 27 октября 2007 г. (UTC) - Собственная работа (Исходный текст: самодельная), Public Domain, Ссылка

Для случаев, когда угол угла меньше максимального, возможны два решения — сильное и слабое. Слабое решение приводит к сверхзвуковому течению вниз по потоку (и меньшему углу ударной волны β), а сильное — к дозвуковому течению вниз по потоку (и большему углу скачка уплотнения β).

Какое решение является «предпочтительным», зависит от соотношения давления на входе и выходе; в случае внешних течений, которые нас интересуют, давление ниже по потоку обычно близко к давлению вверх по потоку (оба близки к$P_{atm}$), и в результате «выбирается» слабое решение (и сверхзвуковой поток вниз по потоку).

Из отчета NACA 1135: Уравнения, таблицы и графики для сжимаемого потока :

... для каждого конуса и числа Маха существует два решения, но считается, что на изолированном выпуклом теле может возникнуть только более слабая ударная волна.

Таким образом, крылья должны быть рассчитаны на сверхзвуковой режим на тот случай, если носовая часть создает косые ударные волны (отрывные ударные волны никуда не годятся — они сильно увеличивают сопротивление, и именно поэтому они используются в боеголовках). Даже если поток не сверхзвуковой, вы все еще находитесь в околозвуковом режиме, где вам нужно проектировать крылья с учетом критического числа Маха.

Хотя трехмерное обтекание конуса похоже на обтекание клина (имеются сильно-слабые случаи и отрыв выше определенного предела), максимальный угол$\theta_{max}$выше в случае трехмерного течения. Опять же, присоединенный шок является «слабым».

Из-за трехмерного разгрузочного эффекта (который вызывает более слабый удар) давление на поверхности конуса меньше, чем давление на поверхности клина, а число Маха поверхности конуса больше, чем у поверхности клина. В результате конструктору приходится бороться со сверхзвуковым потоком.