При сверхзвуковой скорости полета (рисунок 1, в) сферические волны возмущений будут отставать от источника, граница возмущений будет проходить на конической поверхности, называемой конусом возмущений или волной Маха.

Число Маха названо так по имени австрийского физика доктора Эрнста Маха, который впервые исследовал данную проблему. Скорость распространения звука при средней температуре составляет около 1200 км/час.

Но не на всякой высоте самолет, летящий со скоростью 1200 км/час, летит со скоростью звука. На высоте 1,5 км, например, скорость звука уже не та, что на уровне моря, а на высоте 5 км она еще больше отличается от нее. Помимо этого воздух на разных высотах имеет неодинаковую плотность, а поэтому и скорость самолета при прочих равных условиях также будет различной. Для определения соотношения между скоростью движущегося предмета и скоростью звука введено число Маха, определяемое по формуле

где М – число Маха, v – скорость самолета, или «истинная воздушная скорость», и c_зв – скорость звука на данной высоте.

Многие полагают, что изменение числа Маха вызывается различной плотностью воздуха на разных высотах. Отчасти это так, ибо с изменением плотности воздуха меняются и летные характеристики самолета. Но вообще скорость звука не имеет ничего общего с плотностью воздуха; она полностью зависит от температуры воздуха .

В соответствии с числом Маха авиационные инженеры делят все скорости движения в воздухе на три группы: дозвуковые (от М=0 до М=0,8), околозвуковые (от М=0,85 до М = 1,3) и сверхзвуковые (свыше М= 1,3). На первый взгляд может показаться, что вполне достаточно делить все скорости на дозвуковые и сверхзвуковые. Однако введение промежуточной категории – околозвуковая скорость – совершенно необходимо. Дело в том, что вокруг тела, движущегося, скажем, со скоростью М = 0,9, поток воздуха может быть в некоторых точках сверхзвуковым, а в остальных – дозвуковым. Скорости второй категории можно назвать и скоростями смешанного потока, но слово «околозвуковая» является более коротким и терминологичным.
При дозвуковой скорости воздух на пути самолета не сжимается им, подобно газу в замкнутом цилиндре, сжимаемому поршнем. Когда же скорость самолета становится сверхзвуковой, воздух не может уйти с его пути и действительно сжимается даже в открытом пространстве. Физики объясняют это тем, что при сверхзвуковой скорости полета область, находящаяся впереди снаряда или самолета, является «областью отсутствия звукового сигнала».

Эта «область отсутствия сигнала» лежит вне «конуса Маха» (рисунок 1). За счет сжатия воздуха здесь, если можно так выразиться, создается источник колебаний, или «импульсная точка». До тех пор пока эта «импульсная точка» неподвижна, возбуждаемые ею ударные волны распространяются концентрически, постепенно затухая. По мере удаления этих концентрических волн от «импульсной точки» их поверхность увеличивается и они слабеют. Когда источник колебаний начинает двигаться, сферы звуковых (несущих «сигнал») и ударных волн теряют концентрическую форму; «сигнал» замедляется. А когда скорость «импульсной точки» превысит скорость звука, «сигнал», то есть звуковая волна, отстанет от нее. Рис. 81 показывает графически, как это явление выглядит на фотоснимках артиллерийских снарядов, сделанных по методу «шлиренкинематографии».

Но не только это отличает дозвуковые скорости полета от сверхзвуковых. Предположим, что воздух с дозвуковой скоростью проходит через трубу. Пока труба остается прямой, скорость потока не меняется. Но если сделать трубу постепенно уменьшающегося диаметра, то поток воздуха будет набирать скорость.

Скорость потока может достигнуть М = 1, если наше сопло будет достаточно длинным. Сверхзвуковой поток в таком сопле, наоборот, замедляется. В расширяющемся (расходящемся) сопле дозвуковой поток замедляется, а сверхзвуковой—увеличивает скорость. Вот почему сопло ракетного двигателя сначала сходится, чтобы разогнать дозвуковой поток до скорости звука, а затем расширяется, чтобы максимально увеличить эффективную скорость истечения.

 

 

 

Одна из основных особенностей сверхзвуковых течений – образование ударных волн при обтекании тел или торможении потока газа. В результате диссипации энергии в ударных волнах возникает волновое сопротивление, величина которого увеличивается с ростом числа Маха . Области течений с М > 5 (так называемые гиперзвуковые течения) обладают рядом особенностей, в частности становятся существенными физико-химические превращения в газе, сжимаемом в ударной волне.

Звук, при выстреле, вызывает не только расширяющийся газ, но и в некоторых случаях сама пуля. Такое происходит, когда скорость пули превышает скорость звука. Пуля уплотняет среду, т.е. воздух, постоянно создавая звуковую волну, при этом перегоняя ее. В результате создается конус, образованный фронтами излучаемой волны. Этот конус (конус Маха) создает так называемый сверхзвуковой взрыв, который и является дополнительным источником звука при выстреле.

Все аэродинамические силы, влияющие на полет пули в воздухе, происходят из взаимодействия пули с окружающим воздушным потоком. Для понимания этого взаимодействия лучше всего рассмотреть объект на микроскопическом уровне.

Достаточно простая техника экспериментальной фотографии, которая позволяет визуализировать поток воздуха вокруг движущегося тела, производит картинки, которые называются «теневыми фотографиями».

Эта техника требует вспышки света короткой длительности, которая должна происходить из точки. Как показано на рисунке 1, не требуется даже фотообъектива. Теневая фотография пули, движущейся на очень небольшом расстоянии от фотопленки или фотопластинки, визуализирует различия в давлении поля обтекания особенно хорошо.

Эти картинки показаны на трех следующих рисунках, которые были получены применением этой простой, но эффективной техники.

Первая фотография показывает оболочечную пулю калибра .308 Винчестер (7.62 x 51 НАТО) FMJ  летящую со скоростью примерно 2800 фт/с (около 850 м/с) (рисунок 2).

Можно различить по крайней мере три ударные волны. Первая и наиболее интенсивная исходит от носика пули и называется конусом Маха. Вторая ударная волна начинается от расположения каннелюры, и третья ударная волна формируется за донцем пули. Кроме того, можно увидеть высоко турбулентный поток позади донца, который называется турбулентный след.

Тип потока на поверхности пули изменяется от ламинарного пограничного слоя в переднем регионе пули, который характеризуется параллельными обтекающими линиями, до турбулентного потока, демонстрирующего завихрения, начинающиеся от каннелюры.

Для пистолетной оболочечной пули калибра 9мм Люгер, движущейся несколько быстрее скорости звука (смотри рисунок ) можно заметить серьезные отличия: конус Маха все еще присутствует, но он больше не прикреплен к носику пули, и угол открытия конуса увеличился. Турбулентный след все еще виден, но пограничный слой является ламинарным от носика до донца, на всем протяжении поверхности пули.

И, в конце концов, для пистолетной пули калибра .32 ACP, летящей со скоростью существенно меньшей скорости звука (смотри рисунок ), все ударные волны отсутствуют, и остается только турбулентность позади донца пули.