Kritiskt machtal

En illustration av de chockvågor som uppstår vid flygning i transsoniska hastigheter.

Kritiskt machtal (MCR) är den högsta hastighet ett flygplan kan hålla utan att det uppstår regioner där luftströmmen uppnår överljudsfart. Luftströmmen runt ett flygande föremål är alltid något högre än föremålets fart genom luften eftersom luften inte kan passera rakt igenom föremålet utan måste flyta runt det. Så snart föremålet når en hastighet där luftströmmarna börjar nå överljudsfart bildas chockvågor som ökar luftmotståndet.

Flygplan som inte är designade för att flyga i transsoniska hastigheter kan råka ut för att rodren hamnar i vakuum bakom chockvågen och därmed blir okontrollerbara, något som ledde till ett antal svåra olyckor under 1930- och 1940-talen.

Källor

Den här artikeln är helt eller delvis baserad på material från engelskspråkiga Wikipedia, Critical Mach number, 9 januari 2011.

Media som används på denna webbplats

Question book-4.svg
Författare/Upphovsman: Tkgd2007, Licens: CC BY-SA 3.0
A new incarnation of Image:Question_book-3.svg, which was uploaded by user AzaToth. This file is available on the English version of Wikipedia under the filename en:Image:Question book-new.svg
Transonic flow patterns.svg
High speed airplanes designed for subsonic flight are limited to some Mach number below the speed of sound to avoid the formation of shock waves that begin to develop as the airplane nears Mach 1.0. These shock waves (and the adverse effects associated with them) can occur when the airplane speed is substantially below Mach 1.0. The Mach speed at which some portion of the airflow over the wing first equals Mach 1.0 is termed the critical Mach number (MACHCRIT).. This is also the speed at which a shock wave first appears on the airplane. There is no particular problem associated with the acceleration of the airflow up to the point where Mach 1.0 is encountered; however, a shock wave is formed at the point where the airflow suddenly returns to subsonic flow. This shock wave becomes more severe and moves aft on the wing as speed of the wing is increased, and eventually flow separation occurs behind the well-developed shock wave. [Figure 15-9]