Wie wirkt sich die Flügelform auf die Stoßstruktur aus?

Ich versuche zu verstehen, wie die 3D-Stoßstruktur für einen Flügel in Überschallströmung aussehen würde. Angenommen, wir haben einen Flügel, der aus Doppelkeil-Tragflächenquerschnitten besteht.

Wenn wir die Stoßdämpferstruktur über dem Tragflügel betrachten ( Seitenansicht ), würde es so aussehen:

Überschallströmung über einem symmetrischen Doppelkeilprofil. Quelle: Houghton

Wenn wir uns nun die Draufsicht ansehen, würden wir die folgende Struktur sehen ( Draufsicht ):Schockstruktur über dem Flügel. Quelle: Houghton

Fragen:

  1. Ist der in der Seitenansicht zu sehende Stoß (Tragflächen-Stoßstruktur) mit dem in der Draufsicht gesehenen verwandt?
  2. Wie würde sich die Stoßstruktur ändern, wenn das Profil gleich bleibt, aber der Flügel stärker gepfeilt wird? (Wenn Sie einige 3D-Plots für die Schockstruktur zeigen könnten, wäre das wirklich hilfreich!)
  3. Können Sie erklären, was die Stoßwinkel in diesem Bild bestimmt (ist es die Sweep- oder Tragflächenform oder beides - und was ist dominanter)?

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Antworten (1)

Ist der in der Seitenansicht zu sehende Stoß (Tragflächen-Stoßstruktur) mit dem in der Draufsicht gesehenen verwandt?

Nein überhaupt nicht. Das erste Bild (Seitenansicht Profil) zeigt einen ungepfeilten Flügel in Überschallströmung und ist nicht sehr genau. Die Stoßwinkel des LE-Stoßdämpfers und des TE-Stoßdämpfers sollten identisch sein .

Das zweite Bild (Draufsicht Flügel) zeigt einen gepfeilten Flügel etwas über der Schallgeschwindigkeit (fast die Hälfte der Geschwindigkeit im ersten Bild). Hier ist das Strömungsmuster um das Profil herum vollständig Unterschall (deshalb wird der Flügel gepfeilt !) Und nur seine vorderste Spitze verursacht einen Stoß, der fast gerade ist, da die Strömungsgeschwindigkeit nur geringfügig höher ist als die Schallgeschwindigkeit.

Wie würde sich die Stoßstruktur ändern, wenn das Profil gleich bleibt, aber der Flügel stärker gepfeilt wird? (Wenn Sie einige 3D-Plots für die Schockstruktur zeigen könnten, wäre das wirklich hilfreich!)

Das hängt vom Verhältnis zwischen Drehzahl und Schwenkwinkel ab. Solange der Sweep-Winkel größer als der Stoßwinkel ist, verhält sich die Umströmung des Tragflügels wie im Unterschallfall mit Staulinie , Umströmung der runden Vorderkante und ohne Bugstoß oder Expansionsfächer. Wenn der Stoßwinkel größer ist , zeigt das Schaufelblatt ein Strömungsmuster wie im oberen Bild. Sorry, keine ausgefallenen 3D-Plots!

Können Sie erklären, was die Stoßwinkel in diesem Bild bestimmt (ist es die Sweep- oder Tragflächenform oder beides - und was ist dominanter)?

Der wichtigste Faktor für den Stoßwinkel ist die Geschwindigkeit. Mach 1 verursacht einen geraden Stoß und höhere Geschwindigkeiten biegen den Stoß nach hinten in einen schrägen Stoß mit einem Stoßwinkel φ nach der gleichung

φ = A R C C Ö S ( 1 M A )
Dieser Winkel wird mit zunehmender Stumpfheit des verursachenden Körpers kleiner.

Stoßwinkeldiagramm

Stoßwinkeldiagramm (aus Wikipedia, Quelle ). Die Bildunterschrift lautet: Dieses Diagramm zeigt den schrägen Stoßwinkel β als Funktion des Eckenwinkels θ für einige konstante M1-Linien. Die rote Linie trennt die starken und schwachen Lösungen. Die blaue Linie stellt den Punkt dar, an dem die nachgeschaltete Machzahl Schall wird. Das Diagramm […] gilt für ein ideales zweiatomiges Gas.

Erklärung: M1 = Machzahl vor dem Stoß, M2 = Machzahl hinter dem Stoß. β ist der Halbkegelwinkel, so dass β + φ = 90°.

Folglich zeigt der Winkel der von diesem T-38 ausgehenden Stöße, dass er mit etwa Mach 1,09 fliegt. In Schlierenbildern wie diesem weisen dunklere Bereiche auf eine höhere und hellere auf eine geringere Dichte hin. Die beiden dunklen Linien, die von der Rumpfspitze und den Triebwerksauslässen kommen, sind die beiden Kompressionsstöße, die als Doppelausleger hörbar sind, wenn ein Überschallflugzeug über uns hinwegfliegt.

Wenn wir das Bild des Flügels von oben betrachten, sehen wir, dass die Pfeilung bewirkt, dass sich der freie Überschallstrom um einen endlichen Winkel dreht (insbesondere den Pfeilungswinkel). Können Sie erklären, warum der Schwenkwinkel den Stoß, der von der Vorderkante des Flügels ausgeht, nicht ändert, da eine in sich selbst gedrehte Überschallströmung eine Stoßwelle erzeugt? Warum wird der Stoßwinkel grundsätzlich durch die Formel bestimmt, die Sie (für Phi) angegeben haben (die unabhängig vom Sweep-Winkel ist) und nicht durch die von Ihnen gezeigte Grafik?
@NickHill "Wir sehen, dass der Sweep den freien Überschallstrom dazu bringt, sich um einen endlichen Winkel zu drehen" - oder? Diese Zeichnung ist nicht sehr hilfreich. Das Schlierenfoto mit dem T-38 ist viel besser und hier sieht man den Stoßwinkel und kann daraus direkt die Geschwindigkeit bestimmen. Der Bogendämpfer hat eine leicht abgerundete Spitze. Der lokale Winkel in Nasennähe ist aus dem Diagramm ablesbar, der Fernfeldwinkel ist in der Formel angegeben.
Angenommen, wir haben einen Nurflügel mit einem bestimmten Pfeilungswinkel (Lambda). Würde der Schock, der von der Spitze ausgeht, überhaupt von Lambda abhängen? Ich bin nur ein wenig verwirrt darüber, warum sich der Stoßwinkel nicht ändert, wenn die Strömung ab der Spitze des Flügels die Richtung ändert und in sich selbst gedreht wird. Sollte diese Strömungsdrehung nicht eine von Lambda abhängige Stoßwelle erzeugen?
@NickHill: Wie soll das funktionieren? Druckänderungen bewegen sich mit Schallgeschwindigkeit, sodass vor der Stoßfront keine Änderung der Luft stattfinden kann, unabhängig davon, was nach der Spitze kommt, solange Lambda größer als der Mach-Kegel ist. Es gibt einfach keine Möglichkeit, dass der Flügel den Stoßwinkel ändert, solange die Pfeilung dies verhindert.
Ich habe meine Frage hier weiter präzisiert: Aviation.stackexchange.com/questions/79593/…
Wie wirkt sich die Flügelform auf die Stoßstruktur aus?
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