Сверхзвуковой самолет

Известно, что основные пути развития авиации определялись и определяются главным образом прогрессом летательных аппаратов военного применения, на разработку которых затрачиваются большие силы и средства. При этом гражданская авиация, для которой надёжность и удобство эксплуатации имеют решающее значение, обычно идёт по пути, проторенному создателями военных самолётов. Таким образом, приведённые данные свидетельствуют о том, что сверхзвуковые самолёты развились главным образом как военные, причём преимущественно как истребители. Содержание настоящего обзора основано на материалах, опубликованных в западной прессе за последние 25 лет. Идеи боевого применения авиации в разных условиях, изложенные в этих публикациях, в большинстве случаев нельзя признать как официальную военную доктрину.

Эволюция принципов использования сверхзвуковых самолётов происходила параллельно с объективной необходимостью непрерывного совершенствования техники, что побуждало к разработке и выпуску самолётов с всё более высокими параметрами, среди которых на первый план выдвинулась максимальная скорость горизонтального полёта. Конструкторская практика показала, что требование увеличения скорости связано с необходимостью преодоления своего рода барьеров, затрудняющих либо вообще делающих невозможным без изменения конструкции самолёта механическое увеличение скорости полёта за счёт использования двигательных установок всё большей тяги.

Наибольшие трудности вызывали в своё время «звуковой барьер» и «тепловой удар», хотя и другие препятствия технического и нетехнического характера составляли определённые проблемы, требующие специальных исследований и соответствующих усовершенствований конструкции самолёта. К таким проблемам относили проблему управляемости самолёта при около звуковых скоростях, проблему полёта на малой высоте, условно названную «психологическим барьером», а также экономические факторы, вытекающие из непрерывного и быстрого роста затрат на реализацию новых разработок. Ориентировочно можно принять, что в 40-х годах основные усилия конструкторов были направлены на решение проблемы управляемости самолёта и преодоления звукового барьера, в 50-х-теплового барьера, в 60-х-психологического барьера. Для 70-х годов было характерно в принципе отсутствие технологических препятствий для дальнейшего совершенствования самолёта, но одновременно и существование «экономического барьера», определяющего не столько технический уровень и лётные качества самолёта, сколько количественный состав авиации.

Общепринято считать, что главным препятствием к достижению самолётом сверхзвуковой скорости был звуковой барьер, который проявлялся в неожиданном резком росте аэродинамического сопротивления самолёту. В действительности резкое возрастание сопротивления при околозвуковых скоростях- лишь один из аспектов звукового барьера, которому сопутствуют изменение величины и точки приложения подъёмной силы самолёта (а вследствие этого - утрата устойчивости), ухудшение либо полная потеря управляемости ( иногда даже с противоположным эффектом управляющих воздействий), тенденция к возникновению самовозбуждающихся колебаний ( особенно опасны для конструкции).Ввиду этого многие специалисты придерживаются мнения, что преодолеть околозвуковой максимум аэродинамического сопротивления было всё же относительно просто, тогда как действительным барьером оказалась проблема обеспечения самолёту необходимой устойчивости, а особенно эффективности действия управляющих поверхностей во время прохождения диапазона околозвуковых скоростей. Впрочем, с этой проблемой сталкивались уже раньше.

Во время второй мировой войны авиационные поршневые моторы достигли предельных возможностей, благодаря чему самолёты в полёте приобрели максимальную скорость ~700 км/ч. Попытки дальнейшего увеличения скорости полёта путём оснащения самолётов двигательными установками всё большей тяги приводили к неудачам. Потребовалось выяснить физические причины отрицательных явлений, которые сопутствовали таким скоростям. Оказалось, что важнейшим из них являются изменение устойчивости самолёта с одновременным снижением эффективности управляющих поверхностей, а затем резкое возрастание аэродинамического сопротивления. Таким образом, оказалось, что аэродинамический расчёт самолётов, развивающих во время пикирования максимальную скорость, соответствующую М = 0,7÷0,75, не учитывает важных явлений аэродинамической схемы самолётов и использовании реактивного двигателя. Аэродинамическое сопротивление самолёта в области дозвуковых скоростей полёта примерно пропорционально квадрату скорости (при полёте на постоянной высоте). Зато, когда скорость самолёта приближается к скорости звука, сопротивление становится пропорциональным уже не квадрату скорости, а скорости в более высокой степени, например в третьей или даже в пятой. Из практического соображения в аэродинамике условно принято, что во всем диапазоне скоростей сопротивление пропорционально квадрату скорости, действительное же влияние скорости в околозвуковом диапазоне и при сверхзвуковых скоростях учитывается путём соответствующего изменения безразмерного коэффициента сопротивления Сх в функции числа Maxa. Полное аэродинамическое сопротивление самолёта в полёте с дозвуковыми скоростями состоит из сопротивления трения, сопротивления формы, а также из индуктивного и интерференционного сопротивлений.

Сопротивление трения возникает в результате непосредственно контакта потока воздуха с обтекаемой поверхностью самолёта (ввиду этого оно называется также поверхностным сопротивлением) и связано с торможением частиц воздуха в пограничном слое. Сопротивление формы зависит от характера обтекания частей планёра и существенно возрастает при возникновении явления отрыва потока воздуха от поверхности, особенно при больших углах атаки.

Сумма сопротивлений трения и формы называется профильным сопротивлением (поскольку её значение характеризует любой аэродинамический профиль) и определяется коэффициентом Схр.

Сопротивление трения составляет около 70% общего сопротивления дозвукового самолёта, поэтому его снижению всегда уделялось большое внимание. Однако это положение принципиально изменилось для скоростей полёта выше критического числа Maxa, при котором на каком-либо участке самолёта местная скорость обтекания достигает значения местной скорости звука. При сверхкритических скоростях полёта имеет место рост аэродинамического сопротивления, главным слагаемым которого становится новый вид сопротивления, называемый волновым. Механизм появления волнового сопротивления заключается в следующем. Во время обтекания аэродинамического профиля с выпуклыми поверхностями происходит местное сжатие внешнего потока до слоя максимальной плотности, а затем его расширение. При малых числах Maxa набегающего потока в сжимаемой струе скорость возрастает, а давление снижается. Максимальной скорости поток достигает в сечении наименьшей площади, где давление минимально. По мере расширения потока скорость падает, а давление растёт. Чем больше скорость потока, тем больше местная скорость на профиле. В первый период эксплуатации сверхзвуковых самолётов значительное внимание привлекла проблема так называемого звукового удара - явления, необычного для предыдущего развития авиации. Выяснение физического смысла, широкая распространённость явления, а позднее ограничений в полётах военных самолётов над крупными населёнными пунктами привели к тому, что в дальнейшем к этому явлению привыкли. Лишь в 70-х годах после ввода в эксплуатацию сверхзвуковых пассажирских самолёто оно снова приобрело актуальность в связи с требованиями ограничения шума, которые были выдвинуты вследствие повышение внимания к охране среды обитания человека. Правда, звуковой удар кратковременен, но в некоторых случаях он может быть и продолжительным, а его неблагоприятное воздействие связано с большой интенсивностью и внезапностью возникновения звукового удара. Явление это поразительно похоже на артиллерийский залп, и ясно, что оно вредно воздействует на органы слуха и при соответствующей интенсивности может даже быть причиной их повреждения. Многообразие использованных решений привело к тому, что многие проблемы, связанные с полётами на больших сверхзвуковых скоростях, были всесторонне изучены и решены. Однако встретились новые проблемы, значительно более сложные, нежели звуковой барьер. Они вызваны нагревом конструкции летательного аппарата при полёте с большой скоростью в плотных слоях атмосферы. Это новое препятствие назвали тепловым барьером. В отличие от звукового тепловой барьер нельзя охарактеризовать постоянной, подобной скорости звука, поскольку он зависит как от параметров полёта (скорости и высоты) и конструкции планера. Нагрев самолёта в полёте происходит главным образом по двум причинам: от аэродинамического торможения воздушного потока и тепловыделения двигательной установки. Оба эти явления составляют процесс взаимодействия между средой (воздухом, выхлопными газами) и обтекаемым твёрдым телом. Подводя итог предыдущим рассуждениям, можно сказать, что при создании сверхзвуковых самолётов основное внимание в области аэродинамики направлено на решение проблем, с одной стороны, увеличения максимальной скорости полёта, а с другой стороны, ограничения роста скоростей взлёта и посадки. Что касается максимальных скоростей полёта, то достигались они лишь путём уменьшения площади и относительной толщины крыльев и оперения самолётов и увеличением угла стреловидности. Такие крылья, действительно, имеют малую подъёмную силу. Использовавшиеся до сих пор способы уменьшения скорости взлёта и посадки всегда приводили к существенному увеличению массы самолёта и усложнению его конструкции (особенно крыльев с механизацией), в результате чего ухудшались лётные качества самолёта, и усложнялось обслуживание. Ввиду этого приходилось создавать самолёты с характеристиками, которые оказываются хорошими только для некоторых, точно определённых режимов полёта, или самолёты, у которых вследствие компромиссных решений наихудшие лётные характеристики повышаются за счёт наилучших. Таким образом, завоевание авиацией новых рубежей по скорости и высоте связанно не только с использованием более совершенно или принципиально новой двигательной установки и новой компоновки самолётов, но также с изменениями их геометрии в полёте. Такие изменения, улучшая характеристики самолёта при больших скоростях, не должны ухудшать их качеств, соответствующих малым скоростям, и наоборот. Ввиду этого от упомянутой выше тенденции уменьшения площади крыльев и относительной толщины их профилей, а также увеличения угла стреловидности крыла у самолётов с изменяемой геометрией конструкторы в последнее время отказываются, возвращаясь к крыльям малой стреловидности и большой относительной толщины, если уже достигнуты удовлетворительные величины максимальной скорости и потолка. В таком случае считается важным, чтобы сверхзвуковой самолёт имел хорошие лётные данные на малых скоростях и уменьшения сопротивления при больших скоростях, особенно на малых высотах.