Ударная волна, вызванная летательным аппаратом

Происхождение ударных волн

Термодинамика ударных волн

С макроскопической точки зрения ударная волна представляет собой воображаемую поверхность, на которой термодинамические величины среды испытывают устранимые особенности: конечные скачки. При переходе через фронт ударной волны меняются давление, температура, плотность вещества среды, а также скорость её движения относительно фронта ударной волны.

Все эти величины изменяются не независимо, а связаны с одной-единственной характеристикой ударной волны, числом Маха.

Математическое уравнение, связывающее термодинамические величины до и после прохождения ударной волны, называется ударной адиабатой, или адиабатой Гюгонио.

Звук представляет собой колебания плотности среды, распространяющиеся в пространстве. Уравнение состояния обычных сред таково, что в области повышенного давления скорость звука (то есть скорость распространения возмущений) возрастает (то есть звук является нелинейной волной). Это неизбежно порождает ударные волны.

Описанный механизм предсказывает неизбежное превращение любой звуковой волны в слабую ударную волну.

При обтекании сверхзвуковым газовым потоком твёрдого тела на его передней кромке образуется ударная волна, (иногда не одна, в зависимости от формы тела). На фото видны ударные волны, образованные на острие фюзеляжа модели, на передней и задней кромках крыла и на заднем окончании модели.

Фотография ударных волн при обтекании модели сверхзвуковым потоком в аэродинамической трубе.

На фронте ударной волны (называемой иногда также скачком уплотнения), имеющем очень малую толщину (доли мм), почти скачкообразно происходят кардинальные изменения свойств потока — его скорость относительно тела снижается и становится дозвуковой, давление в потоке и температура газа скачком возрастают.

Часть кинетической энергии потока превращается во внутреннюю энергию газа.

Все эти изменения тем больше, чем выше скорость сверхзвукового потока. При гиперзвуковых скоростях (5 и выше Махов) температура газа достигает нескольких тысяч градусов.

что создаёт серьезные проблемы для аппаратов, движущихся с такими скоростями

Фронт ударной волны по мере удаления от аппарата постепенно принимает почти правильную коническую форму, перепад давления на нём уменьшается с увеличением расстояния от вершины конуса, и ударная волна превращается в звуковую. Угол между осью и образующей конуса α связан с числом Маха соотношением: - угол маха

При сверхзвуковой скорости полета (рисунок 1, в) сферические волны возмущений будут отставать от источника, граница возмущений будет проходить на конической поверхности, называемой конусом возмущений или волной Маха.

Угол между образующей этого конуса (линией Маха) и направлением скорости полета называется углом Маха. Его значение определяется отношением пути s = at, пройденного волной возмущения со скорoстью звука a за определенный промежуток времени t, к пути L = Vt, пройденному за это же время самолетом, летящим со скоростью V:

Число Маха является также одним из основных критериев аэродинамического подобия для случаев, когда нельзя пренебрегать сжимаемостью газа. В воздухе сжимаемость необходимо учитывать при скоростях v > 100 м/сек, которым соответствует число М > 0,3.

Когда эта волна достигает наблюдателя, находящегося, например, на Земле, он слышит громкий звук, похожий на взрыв.

Распространенным заблуждением является мнение, будто бы это следствие достижения самолётом скорости звука, или «преодоление звукового барьера». На самом деле, в этот момент мимо наблюдателя проходит ударная волна, которая постоянно сопровождает самолёт, движущийся со сверхзвуковой скоростью. Обычно сразу после «хлопка» наблюдатель может слышать гул двигателей самолета, не слышный до прохождения ударной волны, поскольку самолёт двигается быстрее звуков, издаваемых им.

Очень похожее наблюдение имеет место при дозвуковом полёте - самолёт летящий над наблюдателем на большой высоте (больше 1 км) не слышен, точнее слышим с опозданием: направление на источник звука не совпадает с направлением на видимый самолёт для наблюдателя с земли.

Распространение ударной волны, вызванной сверхзвуковым самолётом. Жёлтая линия — след ударной волны на земле. Снаружи конуса ударной волны самолёт не слышен. Распространение звуковой волны и след на земле для обычного, дозвукового, самолёта имеют такую же форму, но с большим углом в вершине конуса.

FA-18 Летит на скорости, близкой к скорости звука. Видно облако конденсата, образовавшегося вследствие локального изменения давления (Эффект Прандтля — Глоерта).

явление, заключающееся в возникновении облака позади объекта, летящего на околозвуковой скорости в условиях повышенной влажности воздуха. Чаще всего наблюдается у самолётов. При очень высокой влажности этот эффект возникает также при полётах на меньших скоростях.

Волновой кризис — изменение характера обтекания летательного аппарата воздушным потоком при приближении скорости полёта к скорости звука, сопровождающееся, как правило, ухудшением аэродинамических характеристик аппарата — ростом лобового сопротивления, снижением подъёмной силы, появлением вибраций и пр.

При дозвуковом обтекании фюзеляжа, крыла и оперения самолёта на выпуклых участках их обводов возникают зоны местного ускорения потока[3]. Когда скорость полёта летательного аппарата приближается к звуковой, местная скорость движения воздуха в зонах ускорения потока может несколько превысить скорость звука (рис. 1а). Миновав зону ускорения, поток замедляется, с неизбежным образованием ударной волны (таково свойство сверхзвуковых течений: переход от сверхзвуковой скорости к дозвуковой всегда происходит разрывно — с образованием ударной волны). Интенсивность этих ударных волн невелика — перепад давления на их фронтах мал, но они возникают сразу во множестве, в разных точках поверхности аппарата, и в совокупности они резко меняют характер его обтекания, с ухудшением его лётных характеристик: подъёмная сила крыла падает, воздушные рули и элероны теряют эффективность, аппарат становится неуправляемым, и всё это носит крайне нестабильный характер, возникает сильная вибрация.

1а. Аэрокрыло в близком к звуковому потоку Рис. 1б. Аэрокрыло в сверхзвуковом потоке.

У крыльев с относительно толстым профилем в условиях волнового кризиса центр давления резко смещается назад и нос самолёта "тяжелеет".

Конус маха - Область локализации звуковых волн, испущенных объектом на сверхзвуковой скорости.

Характеристики это линии в сверхзвуковом потоке которые отделяют возмущенный поток от невозмущенного.