Аэродинамика самолета и число М полета

---

      Примерная зависимость аэродинамических коэффициентов для прямого крыла от числа М приведена на рисунке. Здесь коэффициент – производная коэффициента подъемной силы по углу атаки , 1/рад; .

      До чисел М0,4 значения всех аэродинамических коэффициентов практически постоянны, так как сжимаемость воздуха в потоке не проявляется.

С ростом скорости до соответствующей М_крит увеличение коэффициента происходит из-за проявления сжимаемости и увеличения зоны разрежения над крылом; коэффициент медленно растет из-за увеличения зоны повышенного давления перед крылом.

      В диапазоне чисел М от М_крит до М=1 увеличение замедляется из-за образования местной сверхзвуковой зоны и прямого скачка уплотнения над крылом и достигает максимума к моменту появления местной сверхзвуковой зоны и скачка уплотнения под крылом. С дальнейшим ростом скорости происходит сначала уменьшение до минимума, а затем опять увеличение коэффициента , так как смещаются к задней кромке скачки уплотнения сначала на нижней, а затем на верхней поверхности крыла, что сопровождается соответствующим увеличением зон разрежения на этих поверхностях. Увеличение коэффициента прекращается с появлением головного прямого отсоединенного скачка при М=1.

Одновременно резко увеличивается коэффициент лобового сопротивления в связи с развитием волнового кризиса; коэффициент достигает максимального значения при М=1 вследствие появления головного прямого отсоединенного скачка.

      В диапазоне чисел M>1 с ростом сверхзвуковой скорости головной скачок уплотнения приближается к передней кромке, приобретая форму косого, затем скачок становится присоединенным, углы наклона скачков уменьшаются, соответственно уменьшаются зоны возмущений на верхней и нижней поверхностях профиля, что приводит к уменьшению коэффициентов и .