跳至內容

阻力發散馬赫數

維基百科,自由的百科全書

阻力發散馬赫數(英語:drag divergence Mach number)是指當飛行器馬赫數達到該馬赫數後阻力開始急劇增大,此時阻力係數可達低速時的十倍以上。[1]

通常阻力發散馬赫數大於0.6,屬跨音速效應。同時,阻力發散馬赫數一定大於臨界馬赫數

一般而言,阻力係數會在馬赫數為1左右達到最大值,進入超音速後在馬赫數約為1.2時開始下降。

對於一族的螺旋槳翼型,阻力發散馬赫數 Mdd 可以用Korn's relation 求得:[2]

其中

是阻力發散馬赫數,
是翼型中特定某一段的升力係數,
t 是給定翼型段的厚度,
c 是給定翼型段的翼弦長,
是藉由計算流體力學分析 (CFD analysis) 給予的一個係數:
K = 0.87 可以用在傳統翼型 (NACA 6系列),[3]
K = 0.95 則可以用在超臨界翼型

參見

參考文獻

  1. ^ Anderson, John D. Fundamentals of Aerodynamics. McGraw-Hill. 2001: 613. 
  2. ^ Boppe, C. W., "CFD Drag Prediction for Aerodynamic Design", Technical Status Review on Drag Prediction and Analysis from Computational Fluid Dynamics: State of the Art, AGARD AR 256, June 1989, pp. 8-1 – 8-27.
  3. ^ Mason, W. H. "Some Transonic Aerodynamics"頁面存檔備份,存於網際網路檔案館), p. 51.