Проблеми надзвукового польоту

2.17.1. Безпека та економічність надзвукового польоту

Безпека. У процесі розгону надзвуковий літак долає хвильову кризу, яка різко змінює аеродинамічні сили, характеристики стійкості й керованості, викликає небезпечні вібрації, порушує роботу пілотажних приладів. На перших надзвукових літаках хвильова криза створювала передумови до порушення безпеки польоту.

Щоб подолати звуковий бар'єр при переході від дозвукового польоту до надзвукового, довелося вирішувати дві проблеми:

1 - створення великої тяги для подолання різко зростаючого опору при навколозвукових швидкостях;

2 - забезпечення стійкості й керованості. Ця проблема виявилася найбільш важкою, і для її розв’язання потрібні були тривалі аеродинамічні дослідження.

Ефективним засобом зменшення опору і поліпшення характеристик стійкості й керованості на навколозвукових швидкостях виявилося стрілоподібне крило малого подовження. Значне зниження кризових явищ дало застосування тонких профілів з відносною товщиною = 8 ÷ 9% і кривизною = 0 ÷ 2%. Але стрілоподібне крило схильне до кінцевих зривів потоку, і профілі з гострими передніми кромками цьому сприяють. Для запобігання зриву потоку застосовують конічну крутку крила, механізацію передніх кромок, турбулізатори, носки, що відхиляються, носові щитки Крюгера, передкрилки, здування межого шару.

Стабілізація положення центру тиску і збереження поздовжньої стійкості при переході від дозвукових швидкостей до надзвукових здійснюється застосуванням трикутного або ожівального крила 1 і плаваючого горизонтального оперення2 в носовій частині фюзеляжу (дестабілізатора) (рис. 2.62, а).

Бічна стійкість забезпечується збільшенням площі вертикального оперення, постановкою внизу на фюзеляжі вертикальних гребенів або кілів, що вбираються при посадці й зльоті 3 (рис. 2.62, б), а також змінним по розмаху крила кутом поперечного „V”.

а) б)

Рис. 2.62. Засоби забезпечення поздовжньої стійкості надзвукових літаків.

Особливості забезпечення керованості надзвуковим літаком полягають у використанні рулів з дефлекторами, поворотного крила 1, цілісно поворотних кілів 2, цілісно ноповоротного горизонтального оперення 3, інтерцепторного керування 4, кінцевих елеронів 5 і газодинамічного керування (рис. 2.63).

Рис. 2.63. Забезпечення керованості надзвукового літака.

Керування надзвуковим літаком значно затрудняється через появу коливань (розгойдування літака). Щоб усунути це неприємне явище, на надзвукових літаках застосовуються демпфери коливань. Мала несуча здатність стрілоподібних і трикутних крил малого подовження викликає необхідність створення потужної механізації крила для вирішення проблеми безпеки посадки і зльоту.

Економічність. Майже 50% експлуатаційних витрат надзвукового літака складає вартість палива. Тому вирішення проблеми економічності починається з вибору двигунів.

Годинна витрата палива в польоті C_h залежить від питомого розходу С_пит і тяги двигуна Р C_h = С_пит·Р.

K - аеродинамічна якість.

Форсування двигуна пов'язане з великою витратою палива і тому негативно позначається на економічності польоту, яку можна збільшити, якщо розгін літака до надзвукової швидкості проводити на досить великих висотах (11 - 12 км).

З погляду економічності надзвукового польоту, до М = 3 доцільно застосовувати турбореактивні двигуни з форсажем і турбореактивні двигуни двоконтурні (ТРДФ і ТРДД), а при М > 3 велики переваги мають прямоточні повітряно-реактивні двигуни (ПВРД). Очевидно, що літаки, розраховані на велики надзвукові швидкості польоту, повинні мати комбіновану силову установку: ТРДФ і ТРДД - для здійснення зльоту, набору висоти і розгону, ПВРД — для польоту при М > 3.

Другий напрям у вирішенні проблеми економічності полягає в збільшенні аеродинамічної якості літака, головним чином за рахунок зменшення хвильового опору. Достатня економічність надзвукового літака забезпечується при K > 6. Хвильовий опір можна істотно зменшитивибором відповідних аеродинамічних форм. Надзвукові профілі з гострими кромками, висувні конструктивні частини усмоктувальних пристроїв двигунів, голки в носовій частині фюзеляжу - все зроблено для перетворення прямих стрибків у систему косих стрибків ущільнення, тобто для зменшення хвильового опору, і збільшення економічності польоту.

2.17.2. Звуковий удар і тепловий бар'єр

Звуковий удар — результат взаємодії стрибка ущільнення, створеного літаком у надзвуковому польоті, з поверхнею землі (рис. 2.64).

Рис. 2.64. Звуковий удар.

Інтенсивність звукового удару залежить від висоти польоту літака і його маси. Допустимою інтенсивністю звукового удару вважається Δр = 100 Па, такий тиск створюється віддаленим гуркотом грому. При Δр = 150 Па розбиваються стекла, а при Δр = 175 ÷ 190 Па руйнуються будинки.

Для зменшення інтенсивності звукового удару обмежують швидкості польоту надзвукових літаків при наборі висоти і зниженні та вводять обмеження нижньої межі висоти надзвукового польоту. Наприклад, для літака Ту - 144 нижня межа надзвукового польоту встановлена на висоті 10 - 14 км.

Тепловий бар'єр виникає внаслідок нагрівання конструкції літака при надзвукових і гіперзвукових швидкостях польоту із-за:

- аеродинамічного (кінетичного) нагрівання, що виникає при гальмуванні потоку в критичних точках, межовому шарі й стрибках ущільнення. Кінетичне нагрівання створює основний потік тепла, що діє на конструкцію ЛА;

- теплового випромінювання, що відбувається в двох напрямах: обшивка літака сприймає тепловипромінювання Сонця, зірок, Землі й внутрішніх елементів конструкції, а сама випромінює тепло в навколишній простір;

- теплового потоку від бортових нагрітих агрегатів (силових установок, електронного обладнання і т.п.).

Точно визначити температуру літака і його частин можна на основі теплового балансу, що враховує всі види теплових потоків.

Сильне нагрівання конструкції літака викликає:

1. Зниження міцністних характеристик матеріалів. Наприклад, при температурі 60 – 80 °С розм'якшується органічне скло, при 200 °С — на 50% знижується міцність дюралюмінієвих сплавів, при 300 – 350 °С — руйнуються пластики, клей, ущільнення, фарби, тканини. Подальше підвищення температури знижує міцність титанових сплавів і сталі. Температуру 500 °С витримують тільки нікелеві сплави.

2. Погіршення антикорозійних властивостей металів. Високі температури прискорюють хімічні реакції, викликають появу електрохімічних процесів, сприяють дисоціації молекул повітря. В атмосфері дисоциірованного повітря метали окислюються в 400 разів швидше, ніж звичайно.

3. Зміна теплофізичних властивостей матеріалів — теплопровідності, питомої теплоємності, коефіцієнта температурного розширення може привести до появи температурних напруг і залишкових деформацій в елементах конструкції літаків.

4. Порушення роботи літакових систем і електронного обладнання, а також шкідливий вплив на здоров'я льотного складу. Все це перешкоджає збільшенню швидкостей польоту.

Сучасне літакобудування має у своєму розпорядженні достатьньо ефективні засоби подолання теплового бар'єру, але проблема ця ще не може вважатися остаточно вирішеною.

Для подолання теплового бар'єра використовують:

- затуплення передніх кромок, що приводить до від'єднання головного стрибка ущільнення; температура знижується через зменшення теплового потоку і збільшення маси;

- теплостійкі матеріали в конструкції літака: жароміцні сталі, титанові сплави, нікель, берилій і інші; при дуже великих швидкостях застосовуються керамічні матеріали, а для ліхтаря кабін - двошарові, жароміцні стекла;

- теплоізоляційні покриття, які наносяться на обшивку розпилюванням або приклеюванням або розміщаються між зовнішньою і внутрішньою обшивкою; теплоізоляційними матеріалами можуть служити кремнезем, азбест, пінопласти;

- теплопоглинальні покриття („жертвенный шар”) під дією високих температур розплавляються, сублімують або випаровуються і при цьому поглинають велику кількість тепла, захищаючи від перегрівання обшивку літака;

- розсіювання тепла радіацією; для цього зовнішня поверхня обшивки повинна мати покриття з коефіцієнтом випромінювання, близьким до одиниці, а внутрішня поверхня обшивки - покриття з коефіцієнтом випромінювання, близьким до нуля;

- охолодження обшивки методом запотівання або за допомогою спеціальних систем охолодження;

- упорскування рідкого охолоджувача в межовий шар.

Для надійнішого захисту від надмірного нагрівання використовують різні комбінації декількох перерахованих вище засобів. Однак самим надійним способом подолання теплового бар'єру є політ на великих висотах. На висоті 60 км густина повітря в 3000 разів, а на висоті 100 км — в 1 млн. раз менше, ніж у Землі. Маса межового шару, а отже, і тепловий потік від нього в багато тисяч разів менше, ніж у щільних шарах атмосфери. Одночасно збільшується тепловипромінювання обшивки. Тому, з погляду нагрівання, навіть тривалий політ при М = 5 ÷ 6 на великих висотах безпечний. Таким чином, для надзвукових літаків утворюється „коридор” безпечного горизонтального польоту, верхня і нижня межі якого відповідають певному значенню швидкості польоту (рис. 2.65).

Рис. 2.65. „Коридор” можливого горизонтального польоту.

Висота верхньої межі 1 визначається можливістю створення достатньої піднімальної сили, що залежить від густини повітря і числа М.

Зі збільшенням М верхня межа відсовується вгору. Нижня межа 2 коридору визначається за умовами міцності. Чим менше висота польоту, тим більше навантаження, що діють на літак, і вище його температура. Зі збільшенням М польоту нижня межакоридору теж відсовується вгору. Для подолання теплового бар'єру висота польоту повинна бути тим більше, чим більше швидкість польоту літального апарату.

EF 2000 (захист від надмірного нагрівання)

2.17.3. Аеродинамічна компоновка надзвукових літаків

Вибір аеродинамічних форм і компонувальної схеми надзвукового літака диктується необхідністю збільшення аеродинамічної якості на всіх режимах польоту, забезпечення стійкості, керованості й хороших злітно-посадочних характеристик.

При переході до надзвукових швидкостей польоту відбувається зсув назад центру тиску. Тому для балансування літака доводиться значно відхиляти горизонтальне оперення. Додатковий опір, що виникає при цьому, називається балансувальним.

Збільшення аеродинамічної якості надзвукового літака досягається зменшенням всіх видів опорів, у тому числі й балансувального. Для зменшення балансувального опору необхідно обмежити зсув центра тиску щодо центра ваги літака. Для цього роблять кореневі напливи в крилі; застосовують плаваюче або таке, що вбирається надозвукових швидкостях горизонтальне оперення (дестабілізатор) у носовій частині літака; створюють деформацію площини хорд крила; відхиляють у вертикальне положення кінці крила; перекачують паливо в задній бак балансування, щоб змістити центр мас вслід за центром тиску.

Фюзеляж надзвукового літака має майже круглий поперечний перетин, велике подовження, загострений ніс і вписану в контури фюзеляжу кабіну. Сполучення частин літака виконують відповідно до „правила площ”. Повітрязабірники двигунів забезпечені висувними конусами, що „дроблять” прямі стрибки ущільнення.

Аеродинамічна компоновка надзвукового літака може бути виконана за нормальною (класичною) схемою, за схемою „утка” і за схемою „безхвостка”, або крило, що „літає,” (рис. 2.66). Для нормальної схеми (рис. 2.66, а) характерним є розташування горизонтального оперення за крилом, чим досягається плавність обтікання крила. В схемі „утка” горизонтальне оперення розташоване перед крилом (рис. 2.66, б), завдяки чому добиваються покращення характеристик поздовжньої стійкості й керованості та зменшення втрат на балансування літака. У схемі „безхвостка” немає горизонтального оперення, може не бути і фюзеляжу (рис. 2.66, в). Основна перевага такої схеми полягає в можливості зменшення лобового опору і ваги конструкції.

Рис. 2.66. Аеродинамічна компоновка надзвукового літака:

а) нормальна схема; б) схема „утка”; в) схема „безхвостка”.

Багато сучасних надзвукових літаків виконано по інтегральній аеродинамічній компоновці, при якій фюзеляж і крило утворять єдиний несучий корпус високої тягоозброєнності (фюзеляж створює до 40 % піднімальної сили літака). Для отримання необхідних характеристик керованості й стійкості останнім часом деякі літаки виконуються за схемою "нестійкий інтегральний „триплан”, який поєднує нормальну аеродинамічну схему з переднім горизонтальним оперенням, тобто літак має три горизонтальні поверхні: крило, стабілізатор (перебуває нижче крила) і переднє горизонтальне оперення.

Крило надзвукових літаків має тонкі, майже симетричні профілі з гострими кромками, велику або змінну стрілоподібність, мале подовження. Часто застосовуються трикутні й ожівальні крила.

Для зменшення тертя прагнуть зменшити площу крила, ламінізіровать межовий шар, збільшити гладкість обшивки. З метою зменшення індуктивного опору застосовують конічну крутку, а попередження зривів потоку з гострої передньої кромки - механізацію передніх кромок.

Оперення так само, як крило, має тонкі симетричні профілі з гострими кромками, більшу стрілоподібність і мале подовження.

Елерони можуть виконуватися у вигляді цільно поворотних кінців крила. Горизонтальне і вертикальне оперення мають більшу площу і для поліпшення керованості також зроблені цільно поворотнимі.

2.17.4. Особливості гіперзвукового польоту

Політ, що відповідає числу М > 5, називається гіперзвуковим, а швидкість цього польоту — гіперзвуковою швидкістю.

Обтікання тіл гіперзвуковим потоком багато в чому відрізняється від обтікання їх потоком з помірною надзвуковою швидкістю (рис. 2.67).

Рис. 2.67. Гіперзвукове обтікання:

а) викривлення стрибка; б) відрив межового шару.

Це пов'язане з явищем взаємодії головного стрибка ущільнення з межовим шаром. Через сильний нахил головного стрибка ущільнення область збурень між стрибком 1 і межовим шаром 2 виходить дуже вузькою. Тому межовий шар сильно нагрівається і, розширюючись, збільшує відхилення потоку поблизу передньої кромки і викривлює головний стрибок ущільнення. Лінії струменя відсуваються від поверхні тіла. Створюється враження, що тіло товщає (рис. 2.67, а).

Різке підвищення температури межового шару збільшує проблему теплового бар'єру. При М > 10 температура може досягати 5000 - 6000 °С (температура поверхні Сонця). Повітря при такій температурі внаслідок дисоціації й іонізації молекул перетворюється в плазму.

Крім раніше описаних методів подолання теплового бар'єру, на гіперзвукових літальних апаратах для зменшення теплового потоку рекомендується використовувати відрив межового шару (рис. 2.67, б). Для цього перед тупоносим корпусом 3 літального апарату встановлюється голка 4. Голка відриває межовий шар 2, і тепловий потік, що йде на корпус, зменшується.

Якщо на напівсферичній носовій частині гіперзвукового літального апарату встановити голку, то його опір зменшиться в 10 разів, а теплопередача в 3 рази. А якщо в простір між поверхнею і межовим шаром,що відірвався, вдувати газ, то теплопередача може зменшуватися майже до нуля.

Таким чином, голка одночасно допомагає вирішити проблему теплового бар'єру і зменшує хвильовий опір гіперзвукового ЛА.

У дозвуковому потоці нижня поверхня крила створювала тільки 25%, у надзвуковому потоці — тільки 50% всієї піднімальної сили, а в гіперзвуковому потоці піднімальна сила майже повністю створюється нижньою поверхнею крила. Профілі з плоскою нижньою поверхнею при гіперзвуковому обтіканні створюють більшу піднімальну силу, чим профілі з опуклою нижньою поверхнею.

У гіперзвуковому потоці через сильне звуження конусів збурення зникає взаємний вплив частин ЛА один на одного. Виходячи з цієї особливості гіперзвукового обтікання, гіперзвуковий літальний апарат варто віднести до категорії ракетопланів з сильно розвиненим фюзеляжем і найбільшим крилом з плоскою нижньою поверхнею.

Супераеродинаміка — наука про рух тіл у розріджених газах. Критерієм розрідженості є число Кнудсена К_n

К_n = l / L,

L - характерний розмір обтічного тіла.

Для відмови від гіпотези про сплошності середовища потрібно, щоб число Кнудсена К_n було не менше 10. Це відповідає висоті польоту приблизно 100 - 150 км і більше.

Тіло, що здійснює рух на такій висоті, обтікається вільномолекулярним потоком. Молекули, рухаючись безладно, постійно стикаються одна з одною і з поверхнею обтічного тіла. Виникаюча при цьому аеродинамічна сила являє собою сумарний ефект ударів молекул об поверхню тіла.

Визначення аеродинамічних сил, що виникають при русі тіл у розріджених газах, ведеться на підставі ударної (корпускулярної) теорії Ньютона або теорії дифузійного відбиття.

Ударна теорія Ньютона припускає, що при ударі об тіло частинки повітря повністю втрачають швидкість. Теорія дифузійного відбиття дає точніший результат, оскільки враховує, що більша частина частинок повітря після удару відбивається від поверхні тіла.