Почему при сверхзвуковом полете поток воздуха отрывается от крыла?

Разделение потока происходит, когда градиент давления воздушного потока вдоль пути потока становится слишком крутым. В дозвуковом потоке набегающий воздух сначала тормозится перед крылом, а затем резко ускоряется, обтекая сильно изогнутую носовую часть крыла. Это ускорение является следствием кривизны крыла.

После такого разгона как поведет себя воздушный поток? Будет ли воздушный поток двигаться прямолинейно без дальнейшего ускорения или замедления? (что означает, что воздушный поток будет отделяться от поверхности крыла, создавая локальный вакуум) Или он будет надежно прилипать к поверхности крыла? В действительности воздух оседает на компромиссе между прямым путем и следованием контуру, создавая уменьшающееся давление вдоль поверхности с увеличивающейся кривизной и увеличивающееся давление вдоль поверхностей с уменьшающейся кривизной. Точнее, она всегда находится в равновесии между силами инерции, вязкости и давления.

Это всасывание не только изгибает воздушный поток, следуя контуру крыла, но и ускоряет воздух перед ним. Чем ниже давление, тем больше скорость воздуха, так что полная энергия воздуха (сумма давления и кинетической энергии) остается постоянной. Следовательно, давление и локальная скорость изменяются синхронно.

Когда кривизна уменьшается дальше вниз по течению, путь потока становится более прямым, и давление снова возрастает. Однако частицы воздуха вблизи крыла замедляются из-за трения. Слой воздуха, в котором заметно это замедление, называется пограничным слоем. В нем эффекты торможения за счет повышения давления и за счет трения складываются, и в какой-то момент воздух останавливается относительно крыла. Там, где это происходит, статический воздух будет собираться и накапливаться, вызывая разделение потока. К счастью, обмен воздуха через турбулентный пограничный слой отбрасывает самые медленные частицы воздуха вниз по потоку, поэтому при умеренных углах атаки воздух все еще движется, пока не достигнет задней кромки. Только когда пик всасывания вокруг носа становится очень высоким при большом угле атаки, последующее резкое повышение давления на оставшемся пути потока перевешивает возможности турбулентного пограничного слоя, скорость воздуха полностью замедляется, и поток разделяется. Это полностью дозвуковое дело.

Если крыло движется с высокой дозвуковой скоростью, всасывание, создаваемое кривизной, ускоряет поток так, что он достигает сверхзвуковой скорости. Теперь происходит нечто странное: сверхзвуковой поток ускоряется еще больше, тогда как дозвуковой поток замедляется. Это вызвано [изменением плотности, которое преобладает при сверхзвуковой скорости][1]. Несжимаемый (= очень медленный) поток имеет постоянную плотность, и все изменения скорости влияют на давление. При скорости 1 Маха изменения давления и плотности имеют одинаковую величину, а при сверхзвуковом течении преобладают изменения плотности. Теперь у нас есть сверхзвуковой воздушный карман на верхней поверхности крыла, где скорость увеличивается, а плотность уменьшается вниз по потоку, а плотность окружающего дозвукового воздуха практически не меняется. Эта картинка должна дать вам некоторое представление о том, как это выглядит:

Все крыло на картинке выше движется со скоростью 0,68 Маха. Сравните зеленый цвет на некотором расстоянии от крыла со шкалой слева, которая дает число Маха для каждого цветового оттенка. На носу аэродинамического профиля вы видите синюю область. Здесь воздух замедляется — его сталкивает приближающееся крыло. Теперь следите за цветами вдоль верхней стороны — они быстро становятся зелеными, желтыми и красными, поскольку воздух ускоряется в области низкого давления (помните, 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% хорды, а цвета будут медленно меняться обратно на желтый и зеленый, если вы будете двигаться дальше вниз по течению. Теперь у нас есть локальный сверхзвуковой поток (все, что краснее светло-оранжевого, здесь сверхзвуковое),

Так продолжаться не может, и в какой-то момент этот сверхзвуковой карман разрушится. В скачке это происходит мгновенно, а, как вы знаете, в прямом скачке плотность резко возрастает, а скорость уменьшается так, что число Маха после скачка является обратным числу Маха перед скачком . На картинке выше эффекты пограничного слоя создают лямбда-удар, название которого происходит от греческой буквы, которая здесь выглядит как рисунок удара. После скачка у вас снова есть дозвуковой поток и гораздо более толстый пограничный слой, который движется очень медленно (синий оттенок). Это связано с преобразованием энергии через удар, который преобразует кинетическую энергию в тепло. Но поток все же присоединен — даже этот толчок не вызвал отрыва.

Если это повышение давления достаточно велико, пограничный слой мгновенно останавливается, и тогда поток отрывается. Это разделение, вызванное шоком, о котором вы спрашивали. К сожалению, фотография выше — лучшее, что я смог найти, и у меня нет ни одной фотографии с отрывным потоком позади ударной волны. Но полезно показать, что центр давления перемещается назад. Это вызывает сильный момент опускания носа. Также при более высоких дозвуковых числах Маха снижается курсовая устойчивость. Теперь могут случиться еще более неприятные вещи: место удара может перемещаться вперед и назад. Это изменяет размер сверхзвуковой области, вызывая изменения подъемной силы. На горизонтальном оперении это также приведет к изменению шага. Если вы немного измените положение руля высоты с таким ударом по горизонтальному хвосту, изменение подъемной силы может быть серьезным и в направлении, противоположном ожидаемому. Это приводит к полной потере управления, как раз тогда, когда вам нужны управляющие поверхности для противодействия эффектам Маха, упомянутым выше. Кроме того, ударная позиция может колебаться, вызывая жужжание и, если вам действительно не повезло, связываться с упругой собственной частотой вашей конструкции, что приводит к флаттеру. Не только на оперении, но и на крыле, в том числе и на элеронах. Теперь вы можете начать понимать, что пугало первых первопроходцев полетов со скоростью около 1 Маха и почему они говорили о «звуковом барьере». но и на крыле, в том числе и на элероны. Теперь вы можете начать понимать, что пугало первых первопроходцев полетов со скоростью около 1 Маха и почему они говорили о «звуковом барьере». но и на крыле, в том числе и на элероны. Теперь вы можете начать понимать, что пугало первых первопроходцев полетов со скоростью около 1 Маха и почему они говорили о «звуковом барьере».

Если вы летите на полной сверхзвуковой скорости, этот эффект исчезает, потому что теперь ударная волна перемещается к задней кромке и остается там. Теперь все снова будет спокойно, потому что место удара остается фиксированным. Этот эффект впервые испытал и пережил 9 апреля 1945 года [Ханс Гвидо Мутке на Ме-262] [4], который ненадолго пролетел на полной сверхзвуковой скорости в пикировании. Однако даже при полностью сверхзвуковом потоке отрыв возможен, но тогда ведь воздушный поток не будет искривляться больше, чем это может быть вызвано полным вакуумом. В гиперзвуковом потоке изменения плотности становятся настолько сильными, что возможны карманы «воздуха», которые содержат не воздух, а вакуум. Но это больше академический случай, если не считать боеголовок с тупым, обращенным назад основанием.

Почему это происходит при скорости Маха? ...может ли это произойти на более низких скоростях?

Это может произойти и на более низких скоростях, это зависит от конструкции крыла и характеристик аэродинамического профиля (профиля толщины изгиба).

На околозвуковых скоростях (0,7–1,0 Маха) у вас могут быть части аэродинамических профилей в сверхзвуковой области, а это означает, что у вас будет фронт ударной волны над (и, возможно, под) вашим крылом. Если ударная волна достаточно сильна, поток за ней будет (частично) отрывным.

Когда самолет достигает скорости 1 Маха, наличие толчка гарантировано.

^{Изображение из вики}

РЕДАКТИРОВАТЬ

В комментариях возникли еще вопросы, постараюсь на них ответить.

почему появляется ударная волна?

Краткий ответ: вернуться от сверхзвукового к дозвуковому потоку. Сверхзвуковой поток трудно затормозить без удара, так как молекулы воздуха не «знают», что впереди. Скорость звука также является скоростью небольших изменений давления, поэтому любые сигналы о том, что приближается, не достигнут воздуха перед ударной волной. Воздух течет вперед, в блаженном неведении о том, что грядет, пока вещи не перестают поддерживаться и меняться с грохотом.

Когда ударная волна растягивается до такой степени, что достигает земли, это называется звуковым ударом: см. раздел Звуковой удар и звуковой барьер .

См. также эту статью НАСА о нормальных ударах.

Из-за трения молекулы воздуха рядом с телом не имеют скорости относительно поверхности тела. Молекулы, находящиеся немного дальше, смогут двигаться, но из-за трения с молекулами, прикрепленными к телу, они будут замедлены. Это явление называется пограничным слоем. В нормальных условиях таким образом создается примерно половина сопротивления профиля. Другая половина - сопротивление давлению. В отрывном потоке сопротивление трения исчезает, но, поскольку отделенная воздушная масса находится под более низким давлением, чем статическое давление, и поскольку она находится на обращенной назад части аэродинамического профиля, ее вклад в сопротивление давлению огромен.

почему ударная волна создает турбулентность?

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

Температура, плотность, давление и скорость изменяются на ударной волне настолько сильно (в зависимости от скорости сверхзвукового потока, точные величины определяются решением уравнений Ренкина-Гюгонио ) и в таком бесконечно малом пространстве, что поток вниз по потоку становится крайне хаотично и неламинарно.

Может ли это происходить и на меньших скоростях (в прямолинейном и горизонтальном полете, т.е. без сваливания)?

Ударная волна может возникнуть только в том случае, если у вас есть сверхзвуковой поток над крыльями. Разделение потока происходит на всех скоростях. В конце концов, весь поток разделится на задней кромке.

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

Ударная волна является причиной разделения. И, как вы видите, это может произойти на скорости ниже 1 Маха. Минимальная воздушная скорость, при которой возникает сверхзвуковой поток, называется критическим числом Маха . Но скорость, при которой сопротивление, вызванное ударной волной, становится значительным, является числом Маха дивергенции сопротивления .