Whitcomb қағидасы: ұшақтың дыбыс жылдамдығына жақын жылдамдықтағы кедергісін азайту әдісі. Транс және супероникалық жылдамдықтар, аэродинамикалық ережелер.
Ағылшыншамен салыстырыңыз: абзацты басыңыз — түпнұсқа терезеде ашылады. Абзац астындағы EN түймесі оны мәтін ішінде көрсетеді.
Мазмұны
Кіріспе
Аэродинамикалық тұжырымдама
Aerodynamic concept
Уиткомб ауданы ережесі, NACA инженері Ричард Уиткомбтың есімімен аталып, сондай-ақ трансоникалық аудан ережесі деп те аталады, бұл шамамен 0,75 және 1,2 Мах аралығында пайда болатын трансоникалық жылдамдықтарда ұшақтың қарсылығын азайтуға қолданылатын жобалау процедурасы. Үш жылдамдықтан жоғары жылдамдықтар үшін НАКА аэродинамигі Роберт Джонс әзірлеген басқа процедура – үш жылдамдық ауданы ережесі қолданылады. Трансоникалық жылдамдық – бүгінгі таңда коммерциялық және әскери тұрақты қанатты ұшақтар үшін ең маңызды жылдамдық диапазондарының бірі, ал трансоникалық үдеу – жауынгерлік ұшақтар үшін маңызды өнімділік талабы және трансоникалық қарсылықты азайту арқылы жақсартылады.
The Whitcomb area rule, named after NACA engineer Richard Whitcomb and also called the transonic area rule, is a design procedure used to reduce an aircraft's drag at transonic speeds which occur between about Mach 0.75 and 1.2. For supersonic speeds a different procedure called the supersonic area rule, developed by NACA aerodynamicist Robert Jones, is used. Transonic is one of the most important speed ranges for commercial and military fixed wing aircraft today, with transonic acceleration an important performance requirement for combat aircraft and which is improved by reductions in transonic drag.
Сипаттама
Жоғары дыбыс асты жылдамдықпен ұшу кезінде ауа ағынының жергілікті жылдамдығы дыбыс жылдамдығына жете алады, мұнда ағын ұшақтың корпусы мен қанаттарының бойымен үдеп өтеді. Бұл құбылыстың пайда болу жылдамдығы ұшақтан ұшаққа өзгеше болады және оны Махтың критикалық саны деп атайды. Осы дыбыстық ағын аймақтарында пайда болатын соққы толқындары кенеттен қарсылықтың күшеюіне, яғни толқындық қарсылыққа (wave drag) әкеледі. Бұл соққы толқындарының санын және күшін азайту үшін, аэродинамикалық пішін алдыңғы жағынан артқы жағына қарай көлденең қимасының ауданы мүмкіндігінше тегіс өзгерілуі тиіс.
At high subsonic flight speeds, the local speed of the airflow can reach the speed of sound where the flow accelerates around the aircraft body and wings. The speed at which this development occurs varies from aircraft to aircraft and is known as the critical Mach number. The resulting shock waves formed at these zones of sonic flow cause a sudden increase in drag, called wave drag. To reduce the number and strength of these shock waves, an aerodynamic shape should change in cross sectional area as smoothly as possible from front to rear.
Трансоникалық аймақ ережесі
Аймақ ережесіне сәйкес, көлденең қимасының ауданы бірдей екі ұшақтың, осы ауданның қалай бөлінгеніне қарамастан (яғни, фюзеляжда немесе қанатта), бірдей толқын сүйрелісі болады. Сонымен қатар, күшті соққы толқындарының пайда болуын болдырмау үшін ұшақтың сыртқы пішіні мұқият жоспарлануы керек, нәтижесінде көлденең қима ауданы мұрыннан құйрыққа қарай мүмкіндігінше тегіс өзгеруі тиіс. Қанат орналасқан жерде фюзеляж тарытылады немесе "жіңіштеледі". Фюзеляждың көлденең қимасының ауданын азайту үшін, оның қабырғаларын "көпіршік" кабинасының астында және құйрық беттерінде тегістеу қажет болуы мүмкін, бұл Hawker Siddeley Buccaneer ұшағында жасалған.
The area rule says that two airplanes with the same longitudinal cross sectional area distribution have the same wave drag, independent of how the area is distributed laterally (i. e. in the fuselage or in the wing). Furthermore, to avoid the formation of strong shock waves the external shape of the aircraft has to be carefully arranged so that the cross sectional area changes as smoothly as possible going from nose to tail. At the location of the wing, the fuselage is narrowed or "waisted". Fuselage cross sectional area may need to be reduced by flattening the sides of the fuselage below a bubble canopy and at the tail surfaces to compensate for their presence, both of which were done on the Hawker Siddeley Buccaneer.
SearsHaack корпусы
Бір жақты байланысты түсінік – Sears-Haack корпусы, оның пішіні белгілі бір ұзындығы және көлемі үшін ең төменгі толқын сүйреуін қамтамасыз етеді. Дегенмен, Sears-Haack корпусының пішіні Prandtl-Glauert теңдеуінен басталады, ол шамамен кішкентай бұзылыстарды субдыбыстық ағындарда және Ackeret теориясында, супердыбыстық ағынды жақсы сипаттайды. Екі әдіс те аудандық қағиданың қолданылатын трансдыбыстық ағындар үшін жарамдылығын жоғалтады, олардың туындыларында жасалған шарттарға байланысты. Сондықтан, Sears-Haack корпусының пішіні тегіс болғандықтан, аудандық қағидаға сәйкес жағымды толқын сүйреу қасиеттеріне ие болуы мүмкін, бірақ ол теориялық тұрғыдан оңтайлы емес.
A superficially related concept is the Sears–Haack body, the shape of which allows minimum wave drag for a given length and a given volume. However, the Sears–Haack body shape is derived starting with the Prandtl–Glauert equation which approximately governs small disturbance subsonic flows, as well as Ackeret Theory, which closely describes supersonic flow. Both methods lose validity for transonic flows where the area rule applies, due to assumptions made in their derivations. So although the Sears–Haack body shape, being smooth, will have favorable wave drag properties according to the area rule, it is not theoretically optimum.
Германия
Аумақтық ережені Отто Френцль 1943-1945 жылдары Германиядағы Юнкерс зауытында трансоникалық жел туннелімен жұмыс істеген кезде, жоғары толқындық қарсылық тудырған w қанатын және қанатты салыстырып анықтаған. Ол 1943 жылдың 17 желтоқсанында «Жоғары жылдамдықты ұшудағы орын ауыстыру денелерінің орналасуы» (Anordnung von Verdrängungskörpern beim Hochgeschwindigkeitsflug) деген тақырыппен сипаттама жазды; бұл 1944 жылы тіркелген патентте пайдаланылды. Бұл зерттеулердің нәтижелерін 1944 жылдың наурыз айында Теодор Зобель «Жоғары жылдамдықты ұшақтардың тиімділігін арттырудың жаңа жолдары» атты лекциясы арқылы Германияның Ұшқыш әскерін зерттеу академиясында (Deutsche Akademie der Luftfahrtforschung) кең аудиторияға таныстырды. Соңғы неміс соғыс кезеңіндегі ұшақтардың дизайны осы жаңалықты ескерді, бұл Messerschmitt P.1112, P.1106 және Focke Wulf 1000x1000x1000 типті А ұзын қашықтықты бомбалаушы ұшақтарының жіңішке орталық бөлігінде, сондай-ақ Henschel Hs 135 сияқты дельта қанатты ұшақтардың дизайнында көрінді. Басқа да бірнеше зерттеушілер осыған ұқсас теорияны жасауға жақындады, әсіресе Дитрих Кушеман, ол 1946 жылы АҚШ әскерлері тапқанда «Кушеман Кока-кола бөтелкесі» деп аталған конфигурациядағы истребительді жобалады. Осы жағдайда Кушеман теорияға ауа ағынын, атап айтқанда, кедергілерді немесе жергілікті ағын сызықтарын фюзеляж бен қанаттың қосылған жерінде зерттеу арқылы келді. Фюзеляж контурлы немесе тартылған, ағынға сәйкес келу үшін жасалған. Бұл «жақын өріс» тәсілінің пішіндеу талабы Уиткомбтың дыбыстық аймақ ережесін пайдалана отырып, қарсылықты азайтуға бағытталған «алыс өріс» тәсілінен де туындайды.
The area rule was discovered by Otto Frenzl when comparing a swept wing with a w wing with extreme high wave drag while working on a transonic wind tunnel at Junkers works in Germany between 1943 and 1945. He wrote a description on 17 December 1943, with the title Anordnung von Verdrängungskörpern beim Hochgeschwindigkeitsflug ("Arrangement of Displacement Bodies in High Speed Flight"); this was used in a patent filed in 1944. The results of this research were presented to a wide circle in March 1944 by Theodor Zobel at the Deutsche Akademie der Luftfahrtforschung (German Academy of Aeronautics Research) in the lecture "Fundamentally new ways to increase performance of high speed aircraft." Subsequent German wartime aircraft design took account of the discovery, evident in slim mid fuselage of aircraft including the Messerschmitt P.1112, P.1106 and Focke Wulf 1000x1000x1000 type A long range bomber, but also apparent in delta wing designs including the Henschel Hs 135. Several other researchers came close to developing a similar theory, notably Dietrich Küchemann who designed a tapered fighter that was dubbed the "Küchemann Coke Bottle" when it was discovered by US forces in 1946. In this case Küchemann arrived at the theory by studying airflow, notably the interference, or local flow streamlines, at the junction between a fuselage and swept wing. The fuselage was contoured, or waisted, to match the flow. The shaping requirement of this "near field" approach would also result from Whitcomb's later "far field" approach to drag reduction using his Sonic area rule.
Америка Құрама Штаттары
Уоллес Д. Хейс, үстіркілді ұшудың пионері, 1947 жылы Калифорния технология институтындағы Ph. D. диссертациясынан бастап транстық аудан ережесін жасады. Ричард Т. Уиткомб, осы ереженің атымен аталатын ғалым, 1952 жылы Ұлттық аэронавтика кеңесінің (NACA) құрамында жұмыс істеген кезде бұл ережені тәуелсіз түрде ашты. NACA Лэнгли зерттеу орталығындағы Жаңа сегіз футтық жоғары жылдамдықты туннельді пайдалана отырып, 0,95 Махқа дейін жетуге қабілетті жел туннелінде, ол соққы толқындарының пайда болуынан туындаған кедергінің күшеюіне таң қалды. Уиткомб талдау мақсатында ұшақты мүмкіндігінше созылған, айналмалы денеге дейін қарапайымдастыруға болатынын, соның салдарынан кенеттен болатын үзілістерді және осыған байланысты кедергінің күрт өсуін азайтуға болатынын түсінді. Соққыларды Шлиерен фотосуреттері арқылы көруге болады, бірақ олардың дыбыс жылдамдығынан әлдеқайда төмен жылдамдықтарда, кейде тіпті 0,70 Мах жылдамдығында пайда болу себебі жұмбақ болып қалды. 1951 жылдың соңында лабораторияда екінші дүниежүзілік соғыстан кейін Лэнглиге көшіп келген танымал неміс аэродинамигі Адольф Буземанн лекция берді. Ол ұшақтың маңындағы ауа ағынының мінез-құлқы туралы, оның жылдамдығы Махтың сынды санына жақындағанда, ауа енді икемделмейтін сұйықтық сияқты әрекет етпейтін кезде айтты. Инженерлер әдетте ұшақтың корпусының үстінен тегіс ағып өтетін ауа туралы ойласа, жоғары жылдамдықтарда оның "жолдан кетуге" уақыты болмайды, керісінше, ол қатаң ағын құбырлары сияқты ағып өтеді. Буземанн бұл тұжырымды "ағын құбырлары" деп атады, оны "ағын сызықтарынан" ажыратты және инженерлердің өзін "құбыр монтаждаушылар" деп санауын әзілдеп айтты. Бірнеше күннен кейін Уиткомб "Эврика!" сәтін басынан өткізді. Кедергінің жоғары болу себебі – ауаның "құбырлары" үш өлшемде бір-бірімен кедергілесіп жатыр. Бұрынғыдай, ұшақтың 2D қимасынан ағып өтетін ауаны ғана қарастыру жеткіліксіз; енді олар осы ағын құбырларымен өзара әрекеттесетін ұшақтың "жақтарындағы" ауаны да ескеру керек болды. Уиткомб пішіннің ұшақтың фюзеляжына ғана емес, тұтас конструкциясына қолданылуы керектігін түсінді. Бұл қанаттар мен құйрықтың қосымша қималық ауданының жалпы пішінде ескерілуі керек екенін, ал фюзеляж идеалды сәйкестікке қол жеткізу үшін олардың кездесетін жерінде тарлауы керек екенін білдірді.
Wallace D. Hayes, a pioneer of supersonic flight, developed the transonic area rule in publications beginning in 1947 with his Ph. D. thesis at the California Institute of Technology. Richard T. Whitcomb, after whom the rule is named, independently discovered this rule in 1952, while working at the National Advisory Committee for Aeronautics (NACA). While using the new Eight Foot High Speed Tunnel, a wind tunnel with performance up to Mach 0.95 at NACA's Langley Research Center, he was surprised by the increase in drag due to shock wave formation. Whitcomb realized that, for analytical purposes, an airplane could be reduced to a streamlined body of revolution, elongated as much as possible to mitigate abrupt discontinuities and, hence, equally abrupt drag rise. The shocks could be seen using Schlieren photography, but the reason they were being created at speeds far below the speed of sound, sometimes as low as Mach 0.70, remained a mystery. In late 1951, the lab hosted a talk by Adolf Busemann, a famous German aerodynamicist who had moved to Langley after World War II. He talked about the behavior of airflow around an airplane as its speed approached the critical Mach number, when air no longer behaved as an incompressible fluid. Whereas engineers were used to thinking of air flowing smoothly around the body of the aircraft, at high speeds it simply did not have time to "get out of the way", and instead started to flow as if it were rigid pipes of flow, a concept Busemann referred to as "streampipes", as opposed to streamlines, and jokingly suggested that engineers had to consider themselves "pipefitters". Several days later Whitcomb had a "Eureka" moment. The reason for the high drag was that the "pipes" of air were interfering with each other in three dimensions. One does not simply consider the air flowing over a 2D cross section of the aircraft as others could in the past; now they also had to consider the air to the "sides" of the aircraft which would also interact with these streampipes. Whitcomb realized that the shaping had to apply to the aircraft as a whole, rather than just to the fuselage. That meant that the extra cross sectional area of the wings and tail had to be accounted for in the overall shaping, and that the fuselage should actually be narrowed where they meet to more closely match the ideal.
Қолданбалар
Аймақтық ереже тұңғыш рет қолданылған ұшақ – неміс бомбалаушысының сынақ үлгісі Юнкерс Ю 287 (1944 жыл). Басқа да сәйкес неміс жобалары соғыс аяқталғандықтан толыққанды аяқталмады, ал кейбіреулері тіпті жоспарлау кезеңінде қалды. Уиткомб аймақтық ережені қайта ашқаннан кейін, ол 1952 жылдан бастап әскери бағдарламалар үшін АҚШ-тың авиация өнеркәсібіне құпия түрде ұсынылды және 1957 жылы азаматтық бағдарламалар үшін жарияланды. Конвейр және Грумман, Уиткомбтың көмегімен, Grumman F 11 Tiger-ді жасау және Convair F 102-ні қайта жобалау үшін оны бірден қолданды. Grumman F 11 Tiger – екеуінің ішінде бірінші болып ұшқан ұшақ және ол бастапқыда аймақтық ережені пайдалана отырып жобаланған. Convair F 102 Delta Dagger-ді қайта жобалау қажет болды, себебі оның жобалық жылдамдығы 1,2 Мах болғанымен, 1 Мах жылдамдығына жете алмады. Жобалық жылдамдыққа жетеді деген үміт, жел тоннеліндегі соққының шамалы болжамдарына негізделген. Ұшақ фюзеляжының қанаттарының жанындағы бөліктерін ойыстыру және артқы бөлігінің көлемін арттыру арқасында трансоникалық соққы күші айтарлықтай төмендеді және 1,2 Мах жылдамдыққа қол жеткізілді. Осы шайқаш ұшақтарында аймақтық ережені қолданудың мақсаты – 1 Мах жылдамдығында туындайтын соққының ең жоғары мәнін азайту, соның арқасында үнемді күшпен дыбыс жылдамдығынан асып өтуге мүмкіндік беру. 1957 жылы көліктік ұшақтардың субдық круиздік жылдамдығын сағатына 50 мильге арттыруға мүмкіндік беретін өзгертілген аймақтық ереже қолжетімді болды.
The first aircraft where the area rule was consequently implemented was the German bomber testbed Junkers Ju 287 (1944). Other corresponding German designs were not completed due to the end of the war or even remained in the planning stage. When the area rule was re discovered by Whitcomb, it was made available to the U. S. aircraft industry on a secret basis for military programs from 1952 and it was reported in 1957 for civilian programs. Convair and Grumman, with Whitcomb's help, used it concurrently to design the Grumman F 11 Tiger and to redesign the Convair F 102. The Grumman F 11 Tiger was the first of the two aircraft to fly and had been designed using the area rule from the outset. The Convair F 102 Delta Dagger had to be redesigned as it had been unable to reach Mach 1 although its design speed was Mach 1.2. The expectation that it would reach design speed had been based on optimistic wind tunnel drag predictions. Modifications which included indenting the fuselage beside the wings and adding more volume to the rear of the aircraft, reduced the transonic drag significantly and the Mach 1.2 design speed was reached. The reason for using the area rule on these fighter aircraft was to reduce the peak value of the drag which occurs at Mach 1 and so enable supersonic speeds with less thrust than would otherwise have been necessary. In 1957 a modified area rule was available for raising the subsonic cruise speed of transport aircraft by 50 mph.