Скачок уплотнения возможен только в сверхзвуковых потоках.
Пересекая скачок уплотнения сверхзвуковой поток становится дозвуковым.
Прямой скачок уплотнения
Характерной особенностью прямого скачка уплотнения является то, что пересекая его поток газа не меняет направления, а фронт скачка ортогонален вектору скорости.
В скачке любой интенсивности максимальный рост плотности ограничен, это объясняется потерей энергии газового потока и ее необратимое преобразование в термическую. Поэтому температура газа в скачке уплотнения растет значительно выше чем при постепенном торможении.
Скачок уплотнения явление нежелательное, т.к. приводит к потере энергии и вызывает появление вибрации.
Косой скачок уплотнения
Фронт косого скачка уплотнения располагается под некоторым углом к вектору скорости.
Косые скачки возникают, когда газовый поток, пересекая фронт, вынужден изменить свое направление.
Косой скачок уплотнения может сформироваться в сверхзвуковом газовом потоке при истечении в среду с повышенным давлением.
Параметры газа, пересекающего косой скачок также изменяются скачкообразно. В косом скачке, в отличае от прямого, векторы скорости изменяются не только по модулю, но и по направлению.
Ранее рассматривалось обтекание тел потоком воздуха при скоростях (числах М), на которых сжимаемость воздуха практически не проявляется. С увеличением скоростей полета (чисел М) сжимаемость воздуха существенным образом изменяет картину обтекания. Это связано с особенностями распространения возмущений при сверхзвуковых течениях.
Рис. 5.20. Мгновенная картина сферических волн возмущения
Рис. 5.21. Формы головных скачков уплотнения
В зависимости от значения сверхзвуковой скорости полета и формы головной части тела скачок уплотнения, возникший на передних кромках, может иметь различную форму (рис. 5.21). В общем случае скачок уплотнения имеет криволинейную форму. Присоединенный криволинейный скачок (рис. 5.21,а) образуется при обтекании заостренного тела. Отсоединенный криволинейный скачок (рис. 5.21,б), который в передней своей части с достаточным приближением может рассматриваться как прямой скачок ( q = p /2), образуется при обтекании затупленного тела. По мере удаления от тела он переходит в косой скачок ( q p /2), а затем в волну Маха. Заметим, что угол наклона скачка уплотнения q несколько больше угла наклона линии Маха µ. При сверхзвуковом обтекании заостренного тела с прямолинейными образующими может возникнуть присоединенный прямолинейный скачок уплотнения (рис. 5.21,в).
Рис. 5.22. Изменение параметров потока в скачке уплотнения
Рис. 5.23. Изменение параметров потока в струйке
Рис. 5.24. К возникновению волнового кризиса
При достижении критических скоростей полета изменяется спектр обтекания, на эпюре давлений (рис. 5.25) появляется резкое скачкообразное повышение давления (скачок уплотнения), возникает срыв потока из-под скачка (волновой срыв), ухудшаются несущие способности крыла, центр давления смещается назад по потоку, появляется дополнительное лобовое сопротивление, связанное с необратимыми потерями энергии в скачке. Это дополнительное лобовое сопротивление называют волновым сопротивлением. С увеличением скорости полета скачки уплотнения появляются на нижней поверхности крыла, далее они сдвигаются к задней кромке, при достижении сверхзвуковой скорости скачки «садятся» на передние кромки несущих и ненесущих поверхностей. На передних кромках в точках полного торможения потока (критических точках), где вся кинетическая энергия превращается в потенциальную энергию давления потока (скоростной напор rV 2 /2 трансформируется в статическое давление p), давление и температура будут наибольшими. Температуру торможения Tт и давление pт в критической точке можно рассчитать по формулам:
где
Tт
температура воздуха в точке торможения, К;
TH
температура воздуха на данной высоте, К;
V
скорость полета, м/с;
aH
скорость звука на данной высоте, м/с;
rH
плотность воздуха на данной высоте, кг/м 3 ;
pT
давление воздуха в точке торможения, Па;
pH
давление воздуха на данной высоте, Па.
Зависимость параметров потока в точке торможения от числа М полета самолета в стратосфере (Н ³ 11000 м) представлена на рис. 5.26.
Рис. 5.26. Зависимость параметров потока в точке торможения от числа М
Скорость самолёта является одним из основных параметров его полета. Превышение самолётом определённых критических скоростей, негативно сказывается на его полёте. Дело в том, что при своём движении в воздухе на дозвуковых скоростях, т.е. скоростях, не превышающих скорость звука, самолёт, как бы толкает перед собой воздух. Если вы когда-либо наблюдали за движением морского или речного судна, то видели, как оно гонит перед собой волну, своеобразный водяной холм перед носом корабля. Тоже самое происходит и с самолётом летящим в воздухе на дозвуковых скоростях. Непосредственно у поверхности самолёта(крыла) воздух обтекает его ламинарным потоком, а перед самолётом происходит сжатие воздуха. Это явление получило название скоросной напор. Скоростной напор, это, фактически, относительная величина давления воздуха которое испытывает лобовая часть самолёта при его движении в воздушном потоке.
В дозвуковом полёте, возмущение воздуха вызванное скоросным напором распространяется перед самолётом со скоростью звука, превышающую скорость полёта самого самолёта. Самолёт ещё не долетел до какой-то абстрактной точки, а воздух в этой точке, как бы уже «знает» о его приближении, и соответственно подготавливается к его прибытию, скорость частиц воздуха в этой точке постепенно увеличивается, давление соответственно падает, температура тоже, в результате самолёт плавно обтекается потоком воздуха (см.рис1).
Рис1
При полёте со скоростью звука, или полёте на трансзвуке, возмущение воздуха вызванное скоросным напором распространяется со скоростью равной скорости самолёта. Воздух «не догадывается» о приближении самолёта. Численно скоростной напор равен произведению плотности воздуха, умноженного на квадрат скорости, делённого попалам, т.е. его значение сильно зависит от скорости полёта. В результате перед самолётом возникает своеобразный барьер, линия. Перед этой линией нормальная не возмущённая атмосфера, с давлением, плотностью и температурой, соответствующей данной высоте, а за линией самолёт летящий со скоростью звука и скоростным напором дикой величины. В данном случае возникает так называемый скачок уплотнения, параметры атмосферы давление плотность и температура в этом случае меняются скачкообразно. Действие, вызванное скачком уплотнения, получило название ударная волна, а линия раздела фронт ударной волны. В звуковом полёте фронт ударной волны располагается почти перпендикулярно вектору скорости самолёта(см.рис2).
Рис2
В сверхзвуковом полёте, скорость полёта самолёта на много превышает скорость звука, иногда в разы. Возмущения идущие от скоростного напора имею меньшую скорость, чем у самолёта, воздух не только «не догадывается» о приближении самолёта, он даже «не понимает», что произошло, когда самолёт уже прилетел. В результате линия фронта ударной волны имеет клиновидную форму и чем больше сверхзвуковая скорость, тем меньше угол клина. Внутри клина, соответственно повышенное давление и температура, вызванные действием скоростного напора, а снаружи не возмущённая атмосфера(см.рис3)
Рис3
На около звуковых скоростях полёта могут возникать местные скачки уплотнения, это когда сам самолёт летит на дозвуковой скорости, а отдельные его части обтекаются потоком со сверхзвуковой скоростью. Чем не приятны все эти скачки уплотнения, а в первую очередь тем, что они меняют процесс обтекания крыла, меняется центр давления подъёмной силы, самолёт может потерять управляемость. Это явление получило название волновой кризис. Чтобы этого избежать вводятся ограничения максимальной эксплуатационной скорости полёта. Далее, я предлагаю Вам посмотреть пару небольших фильмов, в которых наглядно видны процессы, происходящие при сверзвуковом полёте.
Скачок уплотнения — это громоподобный шум, который заполняет небо, если самолет преодолевает звуковой барьер и летит быстрее скорости звука. Когда самолет разгоняется до звуковой скорости (в этом случае так называемое число Маха принимает значение М = 1), перед ним возникает волна воздуха повышенного давления. (Значение М = 1 достигается при разных скоростях полета, потому что скорость звука переменна; на уровне моря при температуре 0°С звуковые волны проходят 343 метра в секунду.)
После того как самолет пролетит, воздух снова расширяется. Чем выше скорость пролетающего самолета, тем больше энергии высвободится в этом расширении. Когда самолет летит на сверхзвуковой скорости, то есть с числом Маха, превышающем М = 1, расширение происходит так быстро, что молекулы воздуха, сталкиваясь с относительно неподвижным окружающим воздухом, создают мощные ударные волны. Эти ударные волны распространяются в пространстве в виде расширяющегося конуса. Если самолет в момент преодоления звукового барьера летит на небольшой высоте, как это показано на рисунке справа, ударные волны пересекаются с земной поверхностью. Их сила настолько высока, что они могут повреждать строения, выбивая стекла и создавая трещины в стенах.
Основное различие в изменении давления
Распространяясь в воздухе, нормальные звуковые волны создают незначительные изменения давления (выпуклости на пунктирной линии на рисунке внизу). Что касается сверхзвуковых ударных волн, то они сопровождаются более сильными изменениями давления, в ряде случаев вдвое превышающими нормальные.
Трансформирующаяся волна
Три графика показывают характер изменения формы звуковой волны по мере приближения самолета к скорости звука. На верхнем графике кривая имеет пологий фронт (с точками А, В, С и D, характеризующими форму кривой), который постепенно становится круче, пока не превращается в показанный на нижнем графике плоский фронт ударной волны.
На передней кромке крыла
Ударные волны (голубой клин) формируются вдоль фронтальной поверхности самолетного крыла (на рисунке серое). Сзади образуются турбулентные вихри. При увеличении скорости полета ударные волны распространяются все дальше назад, создавая огромную нагрузку на крылья.
Звуковой барьер. О нем и вещах, ему сопутствующих. (Сверхзвук, часть 3).
Здравствуйте, уважаемые читатели!
Прошел звуковой барьер :-).
Прежде чем пуститься в разговоры по теме, внесем некоторую ясность в вопрос о точности понятий (то, что мне нравится :-)). Сейчас в достаточно широком употреблении находятся два термина: звуковой барьер и сверхзвуковой барьер. Звучат они похоже, но все же неодинаково. Однако, строгости особой разводить смысла нет: по сути это одно и то же. Определением звуковой барьер пользуются чаще всего люди более сведущие и более близкие к авиации. А вторым определением обычно все остальные.
Вот как-то так :-). При этом первое понятие употребляется значительно реже, чем второе. Это, видимо, оттого, что слово сверхзвуковой звучит более экзотично и привлекательно. А в сверхзвуковом полете экзотика безусловно присутствует и, естественно, привлекает многих. Однако далеко не все люди, смакующие слова «сверхзвуковой барьер» понимают на самом деле, что же такое. Не раз уже в этом убеждался, заглядывая на форумы, читая статьи даже смотря телевизор.
Вопрос этот на самом деле с точки зрения физики достаточно сложен. Но мы в сложности, конечно, не полезем. Просто постараемся, как обычно, прояснить ситуацию используя принцип «объяснения аэродинамики на пальцах» :-).
Звуковые волны (камертон).
Это чередование областей сжатия и разрежения, распространяющихся в разные стороны от источника звука. Примерно как круги на воде, которые тоже как раз волнами и являются (только не звуковыми :-)). Именно такие области, воздействуя на барабанную перепонку уха, позволяют нам слышать все звуки этого мира, от человеческого шепота до грохота реактивных двигателей.
Пример звуковых волн.
Точками распространения звуковых волн могут быть различные узлы самолета. Например двигатель (его звук известен любому :-)), или детали корпуса ( например, носовая часть), которые, уплотняя перед собой воздух при движении, создают определенного вида волны давления (сжатия), бегущие вперед.
Все эти звуковые волны распространяются в воздушной среде с уже известной нам скоростью звука. То есть если самолет дозвуковой, да еще и летит на малой скорости, то они от него как бы убегают. В итоге при приближении такого самолета мы слышим сначала его звук, а потом уже пролетает он сам.
Оговорюсь, правда, что это справедливо, если самолет летит не очень высоко. Ведь скорость звука – это не скорость света :-). Величина ее не столь велика и звуковым волнам нужно время, чтобы дойти до слушателя. Поэтому очередность появления звука для слушателя и самолета, если тот летит на большой высоте может измениться.
Дозвуковое движение тела.
Соответственно, промежуток между самолетом (его носовой частью) и фронтом самой первой (головной) волны ( то есть это та область, где происходит постепенное, в известной степени, торможение набегающего потока при встрече с носовой частью самолета (крыла, хвостового оперения) и, как следствие, увеличение давления и температуры ) начинает сокращаться и тем быстрее, чем больше скорость полета.
Звуковое движение тела (М=1).
Несколько упрощенно обо всем этом я бы еще сказал так. Сверхзвуковой поток резко затормозить невозможно, но ему это делать приходится, ведь уже нет возможности постепенного торможения до скорости потока перед самым носом самолета, как на умеренных дозвуковых скоростях. Он как бы натыкается на участок дозвука перед носом самолета (или носком крыла) и сминается в узкий скачок, передавая ему большую энергию движения, которой обладает.
Можно, кстати, сказать и наоборот, что самолет передает часть своей энергии на образование скачков уплотнения, чтобы затормозить сверхзвуковой поток.
Сверхзвуковое движение тела.
Скачок уплотнения и ударная волна, вобщем-то, равноправные определения, но в аэродинамике более употребимо первое.
Виды скачков уплотнения при сверхзвуковом обтекании тел различной формы.
Обычно скачки становятся присоединенными, если сверхзвуковой поток обтекает какие-либо остроконечные поверхности. Для самолета это, например, может быть заостренная носовая часть, ПВД, острый край воздухозаборника. При этом говорят « скачок садится », например, на нос.
А отошедший скачок может получиться при обтекании закругленных поверхностей, например, передней закругленной кромки толстого аэродинамического профиля крыла.
Различные узлы корпуса летательного аппарата создают в полете довольно сложную систему скачков уплотнения. Однако, наиболее интенсивные из них – два. Один головной на носовой части и второй – хвостовой на элементах хвостового оперения. На некотором расстоянии от летательного аппарата промежуточные скачки либо догоняют головной и сливаются с ним, либо их догоняет хвостовой.
Скачки уплотнения на модели самолета при продувке в аэродинамической трубе (М=2).
В итоге остаются два скачка, которые, вобщем-то, воспринимаются земным наблюдателем как один из-за небольших размеров самолета по сравнению с высотой полета и, соответственно,т небольшим промежутком времени между ними.
Интенсивность ( другими словами э нергетика ) ударной волны (скачка уплотнения) зависит от различных параметров (скорости движения летательного аппарата, его конструктивных особенностей, условий среды и др.) и определяется перепадом давления на ее фронте.
По мере удаления от вершины конуса Маха, то есть от самолета, как источника возмущений ударная волна ослабевает, постепенно переходит в обычную звуковую волну и в конечном итоге совсем исчезает.
А от того, какой степени интенсивностью будет обладать скачок уплотнения (или ударная волна), достигший земли зависит эффект, который он может там произвести. Ведь не секрет, что всем известный «Конкорд» летал на сверхзвуке только над Атлантикой, а военные сверхзвуковые самолеты выходят на сверхзвук на больших высотах или в районах, где отсутствуют населенные пункты (по крайней мере вроде как должны это делать :-)).
Эти ограничения очень даже оправданы. Для меня, например, само определение ударная волна ассоциируется со взрывом. И дела, которые достаточно интенсивный скачок уплотнения может наделать, вполне могут ему соответствовать. По крайней мере стекла из окон могут повылетать запросто. Свидетельств этому существует достаточно (особенно в истории советской авиации, когда она была достаточно многочисленной и полеты были интенсивными). Но ведь можно наделать дел и похуже. Стоит только полететь пониже :-)…
Однако в большинстве своем то, что остается от скачков уплотнения при достижении ими земли уже неопасно. Просто сторонний наблюдатель на земле может при этом услышать звук, схожий с грохотом или взрывом. Именно с этим фактом связаны одно расхожее и довольно стойкое заблуждение.
Люди, не слишком искушенные в авиационной науке, услышав такой звук, говорят, что это самолет преодолел звуковой барьер (сверхзвуковой барьер). На самом деле это не так. Это утверждение не имеет ничего общего с действительностью по крайней мере по двум причинам.
Ударная волна (скачок уплотнения).
Во-первых, если человек, находящийся на земле, слышит высоко в небе гулкий грохот, то это означает, всего лишь, (повторяюсь :-)) что его ушей достиг фронт ударной волны (или скачок уплотнения) от летящего где-то самолета. Этот самолет уже летит на сверхзвуковой скорости, а не только что перешел на нее.
И если этот же человек смог бы вдруг оказаться в нескольких километрах впереди по следованию самолета, то он опять бы услышал тот же звук от того же самолета, потому что попал бы под действие той же ударной волны, движущейся вместе с самолетом.
Она перемещается со сверхзвуковой скоростью, и по сему приближается бесшумно. А уже после того, как она окажет свое не всегда приятное воздействие на барабанные перепонки (хорошо, когда только на них :-)) и благополучно пройдет дальше, становится слышен гул работающих двигателей.
Примерная схема полета самолета при различных значениях числа М на примере истребителя Saab 35 «Draken». Язык, к сожалению, немецкий, но схема вобщем понятна.
Но и это еще не все :-). Скажу больше. Звуковой барьер в виде именно какого-то ощутимого, тяжелого, труднопересекаемого препятствия, в который самолет упирается и который нужно «прокалывать» (слышал я и такие суждения :-)) не существует.
Строго говоря, вообще никакого барьера нет. Когда-то на заре освоения больших скоростей в авиации это понятие сформировалось скорее как психологическое убеждение о трудности перехода на сверхзвуковую скорость и полете на ней. Появились даже высказывания о том, что это вообще невозможно, тем более, что предпосылки к такого рода убеждениям и высказываниям были вполне конкретные.
Однако, обо всем по порядку…
В аэродинамике существует другой термин, который достаточно точно описывает процесс взаимодействия с воздушным потоком тела, движущегося в этом потоке и стремящегося перейти на сверхзвук. Это волновой кризис. Именно он как раз и делает некоторые нехорошие вещи, которые традиционно ассоциируют с понятием звуковой барьер.
Из основ знаний о том, как образуется подъемная сила нам хорошо известно, что скорость потока в прилежащем слое верхней криволинейной поверхности профиля разная. Там где профиль более выпуклый она больше общей скорости потока, далее, когда профиль уплощается она снижается.
Когда крыло движется в потоке на скоростях, близких к скорости звука, может наступить момент, когда в такой вот, к примеру, выпуклой области скорость слоя воздуха, которая уже итак больше общей скорости потока, становится звуковой и даже сверхзвуковой.
Местный скачок уплотнения, возникающий на трансзвуке при волновом кризисе.
Дальше по профилю эта скорость снижается и в какой-то момент опять становится дозвуковой. Но, как мы уже говорили выше, быстро затормозиться сверзвуковое течение не может, поэтому неизбежно возникновение скачка уплотнения.
Такие скачки появляются на разных участках обтекаемых поверхностей, и первоначально они достаточно слабы, но количество их может быть велико, и с ростом общей скорости потока увеличиваются зоны сверхзвука, скачки «крепнут» и сдвигаются к задней кромке профиля. Позже такие же скачки уплотнения появляются на нижней поверхности профиля.
Далее с ростом скорости размер сверхзвуковых зон все увеличиваются и в конечном итоге весь профиль полностью попадает в зону сверхзвукового обтекания. Самолет переходит на сверхзвук.
Полное сверхзвуковое обтекание профиля крыла.
Для образования многочисленных скачков уплотнения (или ударных волн) при торможении сверхзвукового потока, как я уже говорил выше, тратится энергия, и берется она из кинетической энергии движения летательного аппарата. То есть самолет элементарно тормозится (и очень ощутимо!). Это и есть волновое сопротивление.
Отекание профиля при различных числах М. Скачки уплотнения, местные зоны сверхзвука, турбулентные зоны.
Второе. Из-за появления местных сверхзвуковых зон на профиле крыла и дальнейшем их сдвиге к хвостовой части профиля с увеличением скорости потока и, тем самым, изменения картины распределения давления на профиле, точка приложения аэродинамических сил (центр давления) тоже смещается к задней кромке. В результате появляется пикирующий момент относительно центра масс самолета, заставляющий его опустить нос.
Во что все это выливается… Из-за довольно резкого роста аэродинамического сопротивления самолету требуется ощутимый запас мощности двигателя для преодоления зоны трансзвука и выхода на, так сказать, настоящий сверхзвук.
Вобщем, полный набор удовольствий, который носит название волновой кризис. Но, правда, все они имеют место (имели,конкретное :-)) при использовании типичных дозвуковых самолетов (с толстым профилем прямого крыла) с целью достижения сверхзвуковых скоростей.
Первоначально, когда еще не было достаточно знаний, и не были всесторонне исследованы процессы выхода на сверхзвук, этот самый набор считался чуть ли не фатально непреодолимым и получил название звуковой барьер (или сверхзвуковой барьер, если хотите :-)).
При попытках преодоления скорости звука на обычных поршневых самолетах было немало трагических случаев. Сильная вибрация порой приводила к разрушениям конструкции. Самолетам не хватало мощности для требуемого разгона. В горизонтальном полете он был невозможен из-за эффекта запирания воздушного винта, имеющего ту же природу, что и волновой кризис.
Экспериментальный истребитель БИ-1.
В наше время волновой кризис уже достаточно хорошо изучен и преодоление звукового барьера (если это требуется :-)) особого труда не составляет. На самолетах, которые предназначены для полетов с достаточно большими скоростями применены определенные конструктивные решения и ограничения, облегчающие их летную эксплуатацию.
Стреловидное крыло. Принципиальное действие.
Поток Vτ не влияет на распределение давления на крыле, зато это делает поток Vn, как раз и определяющий несущие свойства крыла. А он заведомо меньше по величине общего потока V. Поэтому на стреловидном крыле наступление волнового кризиса и рост волнового сопротивления происходит ощутимо позже, чем на прямом крыле при той же скорости набегающего потока.
Одной из модификаций стреловидного крыла стало крыло со сверхкритическим профилем (упоминал о нем здесь). Оно тоже позволяет сдвинуть начало волнового кризиса на большие скорости, кроме того позволяет повысить экономичность, что немаловажно для пассажирских лайнеров.
SuperJet 100. Стреловидное крыло со сверхкритическим профилем.
Если же самолет предназначен для перехода звукового барьера (проходя и волновой кризис тоже :-)) и полета на сверхзвуке, то он обычно всегда отличается определенными конструктивными особенностями. В частности, обычно имеет тонкий профиль крыла и оперения с острыми кромками (в том числе ромбовидный или треугольный) и определенную форму крыла в плане (например, треугольную или трапециевидную с наплывом и т.д.).
Сверхзвуковой МИГ-21. Послелователь Е-2А. Типичное треугольное в плане крыло.
МИГ-25. Пример типичного самолета, созданного для полета на сверхзвуке. Тонкие профили крыла и оперения, острые кромки. Трапециевидное крыло. профиль
Прохождение пресловутого звукового барьера, то есть переход на сверхзвуковую скорость такие самолеты осуществляют на форсажном режиме работы двигателя в связи с ростом аэродинамического сопротивления, ну и, конечно, для того, чтобы быстрее проскочить зону волнового кризиса. И сам момент этого перехода чаще всего никак не ощущается (повторяюсь :-)) ни летчиком (у него разве что может снизиться уровень звукового давления в кабине), ни сторонним наблюдателем, если бы, конечно, он мог за этим наблюдать :-).
Однако, здесь стоит сказать еще об одном заблуждении, со сторонними наблюдателями связанным. Наверняка многие видели такого рода фотографии, подписи под которыми гласят, что это есть момент преодоления самолетом звукового барьера, так сказать, визуально.
Эффект Прандтля-Глоэрта. Не связан с прохождением звукового барьера.
Во-первых, мы уже знаем, что звукового барьера, как такового-то и нет, и сам переход на сверхзвук ничем таким сверхординарным (в том числе и хлопком или взрывом ) не сопровождается.
Если влажность воздуха достаточна и температура падает ниже точки росы окружающего воздуха, то происходит конденсация влаги из водяных паров в виде тумана, который мы и видим. Как только условия восстанавливаются до исходных, этот туман сразу исчезает. Весь этот процесс достаточно скоротечен.
Такому процессу на больших околозвуковых скоростях могут способствовать местные скачки уплотнения, иногда помогая формировать вокруг самолета нечто похожее на пологий конус.
В заключении один ролик (ранее я его уже использовал), авторы которого показывают действие ударной волны от самолета, летящего на малой высоте со сверхзвуковой скоростью. Определенное преувеличение там, конечно, присутствует :-), но общий принцип понятен. И опять же эффектно :-)…
А на сегодня все. Спасибо, что дочитали статью до конца :-). До новых встреч…
