аеродинаміки
Діапазон трансзвукових швидкостей, який іноді називається діапазоном «змішаного перебігу», починається з числа Маха, при якому в певній точці на поверхні швидкість течії стає звуковий, і поширюється до значення числа Маха, при якому протягом стає надзвуковим всюди. Ряд картин течії з трансзвукового діапазону наведено на рис. 14. Відмінною особливістю таких течій є наявність дозвукових і надзвукових областей потоку, тобто якщо швидкість потоку, що набігає лише трохи менше дозвуковій, то біля тіла з'являються області течії з надзвуковими швидкостями, а якщо потік, що набігає злегка надзвуковий, то існують області течії з дозвуковими швидкостями. Такий «змішаний» характер перебігу створює істотні труднощі для їх теоретичного дослідження і систематизації даних про аеродинамічні характеристики тіл в цьому діапазоні швидкостей. Ударні хвилі, показані на рис. 14, створюють відносно велика хвильовий опір. Внаслідок цього, а також через те, що при трансзвукових швидкостях часто виникають небезпечні коливання деяких елементів літака, льотчики вважають за краще літати або при дозвуковій, або при надзвуковий швидкості. Трансзвуковой зростання опору крила ілюструє крива, наведена на рис. 15. Експериментальні дослідження в трансзвуковом діапазоні ускладнюються тим, що в цьому діапазоні швидкостей відносно невеликі зміни чисел Рейнольдса і Маха роблять значний вплив на аеродинамічні характеристики.
У надзвуковому діапазоні протягом на всій поверхні тіла, за винятком невеликих ділянок поблизу передньої кромки, є надзвуковим; розрахувати аеродинамічні характеристики в цьому діапазоні набагато простіше, ніж в будь-якому іншому діапазоні швидкостей. Наближені формули для обчислення коефіцієнтів підйомної сили і сили опору тонкого крила тут мають вигляд
В останній формулі величина t / c є відношення товщини t до хорді крила c. Ця формула показує, що крило надзвукового літака повинно бути тонким, а з міркувань міцності слід, що вона повинна мати відносно невеликий розмах. Це одна з найважливіших причин, по якій на надзвукових літаках використовують крила малого подовження.
Гіперзвукових протягом відрізняється від надзвукового в двох аспектах, кожен з яких проявляється поступово в міру збільшення числа Маха. По-перше, при числах Маха понад 8 обурення, що генеруються навіть тонкими тілами, стають сильними ударними хвилями. Тому зміни щільності і тиску в них не підпадають під дію законів, справедливим для слабших хвиль Маха, що генеруються при більш низьких надзвукових швидкостях. Отже, формули для визначення підйомної сили і сили опору крила в гіперзвуковому потоці повинні відрізнятися від відповідних формул для надзвукових течій. Конкретний вид цих формул залежить від форми крила в плані і форми поперечного перерізу, проте в гіперзвуковому перебігу коефіцієнт CY пропорційний a 2, а - комбінації (t / c) 3 і a 3. Один з методів знаходження розподілу тиску на тілах, що рухаються з гіперзвуковими швидкостями, описується нижче в зв'язку з проблемою польоту на великих висотах. Другий, більш істотною особливістю гіперзвукового перебігу є сильне аеродинамічне нагрівання поверхні тіла.
аеродинамічного нагрівання
Нагрівання тіла, що рухається з великою швидкістю, описується теоретичним рівнянням енергії, наведеними в розділі «Фундаментальні закони». Формула, яка може розглядатися як перше наближення до реальності, записується у вигляді
де T0 - температура гальмування, тобто абсолютна температура частинки повітря, коли вона гальмується до стану спокою (як, наприклад, в носовій частині тіла), v - швидкість і cр - питома теплоємність при постійному тиску, що дорівнює 1000 м 2 / с 2 К. Цю формулу можна також представити у вигляді