경사 충격

이 문서에는 일반적인 참조 목록이 포함되어 있지만 대응하는 충분한 인라인 인용이 없습니다. 좀 더 정밀한 인용문을 도입하여 이 글의 개선에 도움을 주시기 바랍니다.(2019년 11월) (이 템플릿메시지 삭제 방법 및 삭제 시기 확인)

사선충격파는 일반충격과 달리 입사상류방향에 대해 기울어진 충격파이다.초음속 흐름이 효과적으로 흐름을 자기 자신으로 바꾸고 압축하는 코너에 부딪힐 때 발생합니다.상류의 유선형들은 충격파 후에 균일하게 꺾인다.비스듬한 충격파를 만드는 가장 일반적인 방법은 초음속의 압축 가능한 흐름에 쐐기를 놓는 것입니다.일반적인 충격파와 마찬가지로, 사선 충격파는 가스의 열역학 특성에서 거의 불연속적인 변화가 발생하는 매우 얇은 영역으로 구성됩니다.상류의 흐름 방향과 하류의 흐름 방향은 통상적인 충격에서는 변하지 않지만 경사 충격파의 흐름에서는 다르다.

갈릴레오 변환에 의해 사선 충격을 정상 충격으로 변환하는 것은 항상 가능합니다.

파동 이론

소정의 마하수 M과₁ 코너각θ에 대해 경사충격각 β와 하류마하수 M을₂ 산출할 수 있다.M이 항상 1보다 작아야 하는₂ 일반 충격 후와 달리 경사 충격₂ M은 초음속(약 충격파) 또는 아음속(강력 충격파)일 수 있습니다.약한 용액은 (비행체 외부와 같이) 대기에 개방된 흐름 기하학에서 종종 관찰된다.노즐 흡입구 내부와 같은 제한된 형상에서는 강한 용액이 관찰될 수 있습니다.흐름이 하류 고압 조건과 일치해야 할 경우 강력한 솔루션이 필요합니다.압력, 밀도 및 온도에도 불연속적인 변화가 발생하며, 이러한 변화는 모두 경사 충격파의 하류로 상승합니다.

γ-β-M 방정식

연속성 방정식과 충격에 걸쳐 접선 속도 성분이 변화하지 않는다는 사실을 이용하여 삼각 관계는 결국 β를 Mβ의₁ 함수로 나타내는 δ-β-M 방정식과 θ를 열용량비로 ^[1]나타낸다.

${\displaystyle \tan \theta = 2\cot \sin ^{2}\sin -1}{M_{1}^{2}(\gamma +\cos 2\cos )+2}}$

M과 β의₁ 함수로 β에 대해 해결하고자 하는 것이 더 직관적이지만, 이 접근방식은 더 복잡하며, 그 결과는 종종 표에 포함되거나 수치 방법을 통해 계산된다.

최대 편향 각도

γ-β-M 방정식 내에는 임의의 상류 마하수에 대해 최대 코너각θ가_MAX 존재한다.> > , , , , 、 when_MAX the the the the the and and and the the the the the the the the to to the the대부분의 압축성 흐름 교과서에서 공통적으로 나타나는 δ-β-M 다이어그램은 각 마하 수치에 대해 θ를_MAX 나타내는 일련의 곡선을 보여준다.γ-β-M 관계는 주어진 β와₁ M에 대해 두 개의 β 각도를 생성하며, 큰 각도는 강한 충격이라고 하고 작은 각도는 약한 충격이라고 한다.약한 충격은 거의 항상 실험적으로 나타난다.

경사 충격 후 압력, 밀도 및 온도 상승은 다음과 같이 계산할 수 있습니다.

${\displaystyle {p_{2}} {p_{1}}=1+{\frac {2\flac}{\flac +1}(M_{1}^{2}\sin ^{2}\flac - 1)$

$(\displaystyle\frac_{2}}{\rho_{1}}=param frac{(\displaystyle+1)M_{1}^2}\sin^{2}\beta}{(\gamma-1)M_{1}^{2}\sin^{2}\beta +2}}}$

$(\displaystyle\frac{T_{2}}}{T_{1}}=snap frac {p_{2}}{p_{1}}{\frac {rho _{1}}{\rho _{2}}.}$

M은₂ 다음과 같이 해결된다.

${\displaystyle M_{2}=sn(\sin-\theta)}{\frac {1+{\frac {1}{2}\sin ^{2}\frac }{\frac } - {\frac }}$

Wave 어플리케이션

사선 충격은 보통 충격에 비해 엔지니어링 분야에서 선호되는 경우가 많습니다.이는 단일 정상 충격을 이용하는 것에 비해 경사 충격파의 하나 또는 조합을 사용하면 충격 후 조건이 더 유리하기 때문이다(엔트로피의 작은 증가, 정체 압력 손실 등).이 기술의 예는 초음속 항공기 엔진 흡입구 또는 초음속 흡입구의 설계에서 볼 수 있다.이들 인렛의 종류는 열역학적 손실을 최소화하면서 연소실로 유입되는 공기 흐름을 압축하는 쐐기형이다.초기 초음속 항공기 제트 엔진 흡입구는 단일 정상 충격으로부터의 압축을 사용하여 설계되었지만, 이 접근법은 달성 가능한 최대 마하 수를 약 1.6으로 제한한다.콩코드(1969년에 처음 비행)는 가변 형상 쐐기 모양의 흡입구를 사용하여 최대 마하 2.2의 속도를 달성했습니다.유사한 설계가 F-14 Tomcat에 사용되었으며(1994년에 F-14D가 처음 제공됨) 최대 속도는 마하 2.34였습니다.

많은 초음속 비행기의 날개는 얇은 다이아몬드 모양을 중심으로 설계된다.다이아몬드 모양의 물체를 초음속 유선형보다 공격 각도로 배치하면 프론트 팁에서 날개 상단과 하단으로 2개의 비스듬한 충격이 전달되며, 프론트 팁에서 가장 가까운 다이아몬드 양 모서리에 프란틀-마이어 확장 팬이 형성됩니다.올바르게 설계되면 양력이 발생합니다.

파도와 극초음속 한계

상류류의 마하수가 점점 극초음속화됨에 따라 경사충격파 후의 압력, 밀도 및 온도에 대한 방정식이 수학적 한계에 도달한다.압력 및 밀도 비율은 다음과 같이 나타낼 수 있습니다.

${\displaystyle {p_{2}}{p_{1}}\약 {\gamma}{\gamma +1}M_{1}^{2}\sin^{2}\beta}$

${\displaystyle\frac_{2}}{rho_{1}} 약 {\frac+1}{\frac-1}$

θ = 1.4를 사용하는 완벽한 대기 가스 근사치의 경우, 밀도 비율의 극초음속 한계는 6이다.단, O, N을₂₂ O, N으로 극초음속 충격 후 해리시키면 δ가 낮아져 자연에서 고밀도비가 된다.극초음속 온도비는 다음과 같습니다.

$(\displaystyle\frac{T_{2}}}{T_{1}}\약 {{frac {2\gamma (\gamma -1)}{(\gamma + 1)^2}}}M_{1}^{2}\sin^{2}\beta .}$

「 」를 참조해 주세요.

• 활 충격(공기역학)
• 기체역학
• 마하 반사
• 무빙 쇼크
• 충격 극성
• 충격파

레퍼런스

• Liepmann, Hans W.; Roshko, A. (2001) [1957]. Elements of Gasdynamics. Dover Publications. ISBN 978-0-486-41963-3.
• Anderson, John D. Jr. (January 2001) [1984]. Fundamentals of Aerodynamics (3rd ed.). McGraw-Hill Science/Engineering/Math. ISBN 978-0-07-237335-6.
• Shapiro, Ascher H. (1953). The Dynamics and Thermodynamics of Compressible Fluid Flow, Volume 1. Ronald Press. ISBN 978-0-471-06691-0.

외부 링크

• NASA 경사 충격파 계산기 Wayback Machine 2011-07-18 아카이브 완료(Java 애플릿)
• 비스듬한 충격이 발생하는 평판과 쐐기를 이용한 초음속 풍동 시험 시연(Mach 2.5)