WikiDer > Компрессионный лифт

Compression lift
В XB-70 имел складывающиеся законцовки крыла для увеличения подъемной силы сжатия и курсовой устойчивости на высоких скоростях.

В аэродинамика, лифт сжатия относится к повышенному давлению под самолет который использует ударные волны генерируется собственными сверхзвуковой полет, чтобы произвести поднимать. Это может привести к значительному увеличению подъемной силы для сверхзвуковой/гиперзвуковой самолет. Кларенс Сивертсон и Альфред Дж. Эггерс открыли это явление в 1956 году, когда они проанализировали аномалии при входе в ядерные боеголовки.[1]

Основная концепция подъемной силы сжатия хорошо известна; "глиссирующие" лодки уменьшают сопротивление за счет "серфинга" самостоятельно лук волна точно так же. Однако использовать этот эффект в самолетах труднее, потому что "след" не возникает до тех пор, пока не будет достигнута сверхзвуковая скорость, и он находится под большим углом. Чтобы в полной мере использовать этот эффект, необходимо тщательно продумать форму самолета. Кроме того, угол наклона ударные волны сильно меняется в зависимости от скорости, что еще больше затрудняет создание летательного аппарата, способного получить значительную подъемную силу в широком диапазоне скоростей.

На сегодняшний день единственным потенциальным серийным самолетом, который использовал подъемную силу сжатия, был XB-70 В 1960-х годах, хотя с отменой программы после того, как было построено всего два прототипа, она оказалась всего лишь испытательным стендом. Лифт сжатия уменьшил индуцированное сопротивление XB-70 около 30%.[2]

Конструкции с более высокой скоростью с использованием подъемной силы сжатия, колеблющиесяостаются интересной возможностью для гиперзвуковой конструкции автомобилей, хотя летали только модели испытательных стендов.[1] В Боинг Х-51 (WaveRider) также использует подъемную силу сжатия.

Рекомендации

  1. ^ а б Компрессионный лифт
  2. ^ North American Rockwell, NASA-CR-115702, Заключительный отчет об исследовании самолета B-70, Том III, НАСА, 1972 г., стр. III-233-236 25 МБ

внешняя ссылка