Волновой кризис крыла

С увеличением скорости набегающего потока аэродинамические характеристики крыла претерпевают изменения, которые начинают проявляться уже при М = 0, 5…0, 6.

При обтекании профиля крыла, струйка деформируется, её сечение вдоль профиля переменно, а так как (согласно уравнению неразрывности струйки), то и скорость вдоль профиля переменна. Скорость потока в каждой точке профиля называется местной скоростью. Скорости потока вдоль профиля крыла могут значительно отличаться от скорости набегающего потока.

При околозвуковых скоростях местная скорость в каком-нибудь месте профиля может оказаться равной местной скорости звука.

Число М_∞ невозмущённого дозвукового потока, при котором на поверхности крыла хотя бы в одной точке появляется местная скорость, равная скорости звука, называется критическим числом Маха (M ). Скорость полёта, соответствующая M , называется критической скоростью.

Число M всегда меньше единицы и его величина зависит от формы профиля и его угла атаки.

При дальнейшем увеличении скорости на поверхности профиля образуются области местных сверхзвуковых скоростей, которые обычно замыкаются
местными скачками уплотнения.

Рассмотрим физическую сущность волнового кризиса.

Струйка, обтекающая профиль крыла имеет форму сопла Лаваля.

Рис. 3.9. Обтекание профиля околозвуковым потоком

При M _∞ < M поток в струйке до точки А разгоняется, а затем замедляется.

При M_∞ > M в районе точки А появляется зона сверхзвуковых скоростей, т.е. после точки А поток продолжает разгоняться, затем возникает прямой скачок уплотнения, при переходе через который поток становится дозвуковым.

Перед прямым скачком часто наблюдается косой скачок; соединяясь с прямым, он образует лямбдаобразный скачок.

В результате взаимодействия местного скачка уплотнения с пограничным слоем развивается волновой срыв потока. Из-за продольных колебаний скачка и волнового срыва потока возникают вибрации.

При увеличении числа M скачки отодвигаются к задней кромке профиля, и увеличивается зона сверхзвуковых скоростей. Зона максимального разрежения над крылом смещается к задней кромке крыла.

Рис. 3.10. Развитие волнового кризиса

Явление образования на поверхности крыла местных сверхзвуковых зон и местных скачков уплотнения, приводящих к смещению центра давления, нарушению устойчивости и управляемости самолета, вибрациям, называется волновым кризисом крыла.