Warum löst Überschallflug den Luftstrom von einem Flügel?

Eine Strömungsablösung tritt auf, wenn der Druckgradient der Luftströmung entlang des Strömungswegs zu steil wird. Bei der Unterschallströmung wird die anströmende Luft vor dem Flügel zunächst abgebremst und dann beim Umströmen der stark gekrümmten Flügelnase stark beschleunigt. Diese Beschleunigung ist die Folge der Krümmung des Flügels.

Wie verhält sich der Luftstrom nach dieser Beschleunigung? Wird sich der Luftstrom ohne weitere Beschleunigung oder Verzögerung in einer geraden Linie bewegen? (was impliziert, dass sich der Luftstrom von der Flügeloberfläche löst und ein lokales Vakuum erzeugt) Oder wird er treu an der Flügeloberfläche haften bleiben? In Wirklichkeit setzt sich die Luft an einem Kompromiss zwischen dem geraden Weg und dem Folgen der Kontur ab und erzeugt einen abnehmenden Druck entlang einer Oberfläche mit zunehmender Krümmung und einen zunehmenden Druck entlang Oberflächen mit abnehmender Krümmung. Genauer gesagt befindet es sich immer in einem Gleichgewicht zwischen Trägheits-, viskosen und Druckkräften.

Dieser Sog lenkt den Luftstrom nicht nur so, dass er der Kontur des Flügels folgt, sondern beschleunigt auch die Luft vor ihm. Je niedriger der Druck, desto mehr beschleunigt sich die Luft, sodass die Gesamtenergie der Luft (Summe aus Druck und kinetischer Energie) konstant bleibt. Daher ändern sich Druck und lokale Geschwindigkeit synchron.

Wenn die Krümmung weiter stromabwärts abnimmt, wird der Strömungsweg gerader und der Druck steigt wieder an. Die Luftpartikel in der Nähe des Flügels verlangsamen sich jedoch aufgrund der Reibung. Die Luftschicht, in der diese Verlangsamung spürbar ist, wird als Grenzschicht bezeichnet. Darin addieren sich die Verzögerungseffekte durch Druckanstieg und durch Reibung, und irgendwann kommt die Luft relativ zum Flügel zum Stillstand. Wo dies geschieht, sammelt sich statische Luft und baut sich auf, was zu einer Strömungsablösung führt. Zum Glück stößt der Luftaustausch über eine turbulente Grenzschicht die langsamsten Luftpartikel stromabwärts, sodass sich die Luft bei moderaten Anstellwinkeln immer noch entlang bewegt, bis sie die Hinterkante erreicht. Erst wenn die Saugspitze um die Nase herum bei hohem Anstellwinkel sehr hoch wird, der daraus resultierende steile Druckanstieg entlang des verbleibenden Strömungsweges überwältigt die Möglichkeiten der turbulenten Grenzschicht, die Luft wird vollständig abgebremst und die Strömung reißt ab. Dies ist eine völlig subsonische Angelegenheit.

Wenn sich der Flügel mit hoher Unterschallgeschwindigkeit bewegt, beschleunigt der durch die Krümmung erzeugte Sog die Strömung so, dass sie Überschallgeschwindigkeit erreicht. Jetzt passiert etwas Seltsames: Die Überschallströmung beschleunigt sich weiter, wenn die Unterschallströmung verlangsamen würde. Dies wird verursacht durch die [Dichteänderung, die bei Überschallgeschwindigkeit dominant ist][1]. Eine inkompressible (= sehr langsame) Strömung hat eine konstante Dichte, und alle Geschwindigkeitsänderungen wirken sich auf den Druck aus. Bei Mach 1 sind die Druck- und Dichteänderungen gleich groß, und bei Überschallströmung dominieren die Dichteänderungen. Jetzt haben wir eine Überschalllufttasche auf der oberen Oberfläche des Flügels, wo die Geschwindigkeit zunimmt und die Dichte stromabwärts abnimmt, und die umgebende Unterschallluft kaum eine Änderung der Dichte sieht. Dieses Bild sollte Ihnen eine Vorstellung davon geben, wie es aussieht:

Der gesamte Flügel im Bild oben bewegt sich mit Mach 0,68. Vergleichen Sie die grüne Farbe in einiger Entfernung vom Flügel mit der Skala auf der linken Seite, die die Machzahl für jeden Farbton angibt. An der Flügelnase sehen Sie einen blauen Bereich. Hier wird die Luft abgebremst – sie wird durch den sich nähernden Flügel zusammengedrückt. Folgen Sie nun den Farben entlang der Oberseite – sie werden schnell grün, gelb und rot, wenn die Luft in den Niederdruckbereich beschleunigt wird (denken Sie daran, dass niedriger Druck gleich hoher Geschwindigkeit ist, sodass der rötlichste Bereich die höchste lokale Strömungsgeschwindigkeit und den niedrigsten Druck hat ). Bei Unterschallströmung würde die Saugspitze irgendwo zwischen 20 % und 30 % der Sehne liegen, und die Farben würden langsam wieder zu Gelb und Grün wechseln, wenn Sie sich weiter stromabwärts bewegen. Jetzt haben wir eine lokale Überschallströmung (alles, was roter als hellorange ist, ist hier Überschall).

Das kann nicht von Dauer sein, und irgendwann bricht diese Überschalltasche zusammen. Dies geschieht sofort bei einem Schock, und wie Sie wissen, steigt die Dichte bei einem geraden Schock plötzlich an und die Geschwindigkeit nimmt ab, so dass die Machzahl nach dem Schock das Inverse der Machzahl vor dem Schock ist . Im obigen Bild erzeugen Grenzschichteffekte einen Lambda-Schock, der seinen Namen von dem griechischen Buchstaben hat, der hier wie das Schockmuster aussieht. Hinter dem Stoß haben Sie wieder Unterschallströmung und eine viel dickere Grenzschicht, die sich sehr langsam bewegt (blauer Farbton). Das liegt an der Energieumwandlung durch den Stoßdämpfer, der Bewegungsenergie in Wärme umwandelt. Aber die Strömung hält noch an - selbst dieser Schock hat keine Trennung bewirkt.

Ist dieser Druckanstieg groß genug, kommt die Grenzschicht schlagartig zum Erliegen und die Strömung reißt ab. Das ist die schockinduzierte Trennung, nach der Sie gefragt haben. Leider ist das obige Bild das beste, das ich finden konnte, und ich habe keines mit getrennter Strömung hinter dem Dämpfer. Aber es hilft zu zeigen, dass sich das Druckzentrum nach hinten bewegt. Dies verursacht einen starken Nose-Down-Moment. Auch mit höheren Unterschall-Machzahlen nimmt die Richtungsstabilität ab. Jetzt können noch schlimmere Dinge passieren: Die Position des Schocks kann sich nach vorne und hinten verschieben. Dadurch ändert sich die Größe des Überschallbereichs, was zu Auftriebsänderungen führt. Bei einem horizontalen Heck führt dies auch zu Tonhöhenänderungen. Wenn Sie die Position des Höhenruders bei einem solchen Stoß am Höhenleitwerk geringfügig ändern, kann die Änderung des Auftriebs schwerwiegend sein und in die entgegengesetzte Richtung von dem, was Sie erwarten würden. Dies führt zu einem totalen Kontrollverlust, genau dann, wenn Sie die Steuerflächen benötigen, um den oben erwähnten Mach-Effekten entgegenzuwirken. Außerdem könnte die Stoßposition oszillieren, ein Brummen verursachen und sich, wenn Sie wirklich Pech haben, in eine elastische Eigenfrequenz Ihrer Struktur einkoppeln, was zu Flattern führt. Nicht nur an den Leitwerksflächen, sondern auch am Flügel, was auch die Querruder betrifft. Jetzt können Sie anfangen zu verstehen, was die frühen Pioniere vor dem Fliegen in der Nähe von Mach 1 fürchtete und warum sie von einer "Schallmauer" sprachen. sondern auch am Flügel, was auch die Querruder betrifft. Jetzt können Sie anfangen zu verstehen, was die frühen Pioniere vor dem Fliegen in der Nähe von Mach 1 fürchtete und warum sie von einer "Schallmauer" sprachen. sondern auch am Flügel, was auch die Querruder betrifft. Jetzt können Sie anfangen zu verstehen, was die frühen Pioniere vor dem Fliegen in der Nähe von Mach 1 fürchtete und warum sie von einer "Schallmauer" sprachen.

Wenn Sie mit vollem Überschall fliegen, verschwindet dieser Effekt, da sich der Dämpfer jetzt zur Hinterkante bewegt und dort bleibt. Jetzt ist wieder alles ruhig, denn die Schockstelle bleibt fixiert. Dieser Effekt wurde erstmals am 9. April 1945 von [Hans Guido Mutke in einer Me-262] [4] erlebt und überlebt, der bei einem Tauchgang kurzzeitig mit vollem Überschall flog. Allerdings ist auch bei vollständiger Überschallströmung eine Strömungstrennung möglich, allerdings dann, weil sich der Luftstrom nicht mehr krümmen wird, als durch totales Vakuum verursacht werden kann. Bei Hyperschallströmung werden die Dichteänderungen so stark, dass "Lufttaschen" möglich sind, die keine Luft, sondern ein Vakuum enthalten. Dies ist jedoch eher ein akademischer Fall, mit Ausnahme von Wiedereintrittsfahrzeugen mit einer stumpfen, nach hinten gerichteten Basis.

Warum passiert das bei Mach-Geschwindigkeit? ...kann es bei niedrigeren Geschwindigkeiten passieren?

Es kann auch bei niedrigeren Geschwindigkeiten passieren, es hängt von der Konstruktion des Flügels und den Eigenschaften des Profils (Wölbungsdickenprofil) ab.

Bei transsonischen Geschwindigkeiten (0,7 - 1,0 Mach) können sich Teile der Tragflächen in einem Überschallbereich befinden, was bedeutet, dass Sie eine Stoßfront über (und möglicherweise unter) Ihrem Flügel haben. Wenn die Stoßwelle stark genug ist, wird die Strömung dahinter (teilweise) abgetrennt.

Wenn das Flugzeug Mach 1 erreicht, ist das Vorhandensein eines Schocks garantiert.

^{Bild aus Wiki}

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In den Kommentaren sind weitere Fragen aufgetaucht, ich werde versuchen, darauf einzugehen.

Warum erscheint die Schockwelle?

Kurze Antwort: Um vom Überschall- zum Unterschallfluss zurückzukehren. Überschallströmung ist ohne Schock schwer zu verlangsamen, da die Luftmoleküle nicht „wissen“, was vor ihnen liegt. Die Schallgeschwindigkeit ist auch die Geschwindigkeit kleiner Druckänderungen, sodass keine Signale von dem, was kommt, die Luft vor der Stoßwelle erreichen. Die Luft strömt dahin, ohne zu wissen, was kommt, bis die Dinge nicht mehr aufrechtzuerhalten sind und sich mit einem Knall ändern.

Wenn die Stoßwelle so ausgedehnt wird, dass sie den Boden erreicht, spricht man von Überschallknall: siehe Abschnitt Überschallknall und Schallmauer

Siehe auch diesen NASA-Artikel über normale Schocks.

Aufgrund der Reibung haben die Luftmoleküle neben dem Körper keine Geschwindigkeit relativ zur Körperoberfläche. Die etwas weiter entfernten Moleküle können sich bewegen, aber aufgrund der Reibung mit den am Körper haftenden Molekülen werden sie verlangsamt. Dieses Phänomen wird als Grenzschicht bezeichnet. Unter normalen Bedingungen entsteht auf diese Weise etwa die Hälfte des Profilwiderstands. Die andere Hälfte ist Druckwiderstand. Bei abgelöster Strömung verschwindet der Reibungswiderstand, aber da die abgelöste Luftmasse einen niedrigeren Druck als den statischen Druck hat und weil sie auf dem nach hinten gerichteten Teil des Strömungsprofils sitzt, ist ihr Beitrag zum Druckwiderstand massiv.

Warum würde die Schockwelle Turbulenzen erzeugen?

Da es sich um ein anisotropes Ereignis handelt, ist es von Natur aus chaotisch, es erhöht die Entropie der Luftmoleküle.

Temperatur, Dichte, Druck und Geschwindigkeit ändern sich an der Stoßwelle um so große Beträge (abhängig von der Geschwindigkeit der Überschallströmung, wobei die genauen Beträge durch Lösen der Rankine-Hugoniot- Gleichungen gegeben sind) und in einem so unendlich kleinen Raum, dass die Strömung stromabwärts wird extrem chaotisch und nicht laminar.

Kann es auch bei niedrigeren Geschwindigkeiten passieren (im Geradeaus- und Horizontalflug, dh nicht abgewürgt)?

Eine Stoßwelle kann nur auftreten, wenn Sie einen Überschallstrom über die Flügel haben. Die Strömungsablösung erfolgt bei allen Geschwindigkeiten. Am Ende wird sich die gesamte Strömung an der Hinterkante ablösen.

Es passiert bei Mach-Geschwindigkeit, denn dann übertrifft der Flügel die Druckwelle, wenn er versucht, die Luft zu durchschneiden, was zu einer Schockwelle führt, wenn die Luft wieder auf Unterschallgeschwindigkeit abbremst. Dieser Schock wird als Rekompressionsschock bezeichnet.

Die Schockwelle ist die Ursache der Trennung. Und wie Sie sehen, kann es bei weniger als 1 Mach passieren. Die minimale Fluggeschwindigkeit, bei der eine Überschallströmung auftritt, wird als kritische Machzahl bezeichnet . Aber die Geschwindigkeit, bei der der durch die Stoßwelle verursachte Widerstand signifikant wird, ist die Machzahl der Widerstandsdivergenz .