69205

Хвильова криза. Поняття про критичне число Маха

Лекция

Астрономия и авиация

Найменша швидкість дозвукового польоту при якій у якійнебудь точці крила швидкість потоку що обтікає крило стає рівної місцевої швидкості звуку називається критичною швидкістю польоту Vкр а відповідне їй число Маха польоту критичним Мкр.

Украинкский

2014-10-01

8.3 MB

1 чел.

(Л8)   2.14. Хвильова криза

2.14.1. Поняття про критичне число Маха

Найменша швидкість дозвукового польоту, при якій у якій-небудь точці крила швидкість потоку, що обтікає крило, стає рівної місцевої швидкості звуку, називається критичною швидкістю польоту  Vкр, а відповідне їй число Маха польоту – критичним  Мкр. Подальше збільшення  М > Мкр  сприяє утворенню місцевих надзвукових зон, що закінчуються стрибком ущільнення. При  М > Мкр  наступає дуже небезпечне явище, зване хвильовою кризою.

Академік С. А. Христианович встановив залежність  Мкр  від величини розріджень над крилом і показав, що Мкр залежить від геометричних характеристик профілю крила. Чим більше відносна товщина профілю    і  відносна кривизна профілю  , тим більше розрідження над крилом і менше Мкр.

Для кожного літака критичне число Маха має цілком певне постійне значення. Так, наприклад, для літака  Ан - 148    Мкр = 0,88, а для Ан - 24  Мкр = 0,7. Критична швидкість польоту  Vкр, яка для літака є максимально допустимою, непостійна і залежить від висоти польоту:

Vmax H = Vкр = Мкр·ан,

де   Vmax H - максимально припустима швидкість польоту на висоті Н;

ан - швидкість звуку на висоті Н.

Чим більше висота польоту, тим раніше (при меншій швидкості польоту) швидкість течії повітря, що обтікає літак, досягає значення місцевої швидкості звуку, і наступає хвильова криза.

Для вимірювання числа  М  польоту на всіх швидкісних літаках, що здійснюють політ на великій висоті, відповідно до вимог ІКАО (Міжнародна організація цивільної авіації) встановлені спеціальні прилади - покажчики числа  М (МС-1). Критичне число  Мкр  для даного літака відмічене на шкалі приладу червоною рисою. При наближенні стрілки до цієї риси загоряється сигнальна лампа.


2.14.2. Фізична суть і наслідки хвильової кризи

Струйки потоку при обтіканні літака деформуються. Тому місцеві швидкості руху повітря над крилом, ліхтарем кабіни і іншими надбудовами значно перевищують швидкість польоту (рис. 2.56).

Рис. 2.56. Хвильова криза.

Струйка, що обтікає верхню поверхню профілю крила, спочатку зменшує, а потім збільшує площу свого поперечного перетину. Поздовжній розріз струйки нагадує сопло Лаваля. При досить великій швидкості польоту, швидкості повітря в найменшому (критичному) перетині струйки досягають місцевої швидкості звуку 
(рис. 2.56, а). Якщо з'єднати критичні перетини струйок, в яких швидкість досягає значення місцевої швидкості звуку, отримаємо звукову лінію”  1.

При  V > Vкр і числі Маха польоту більше  Мкр  на крилі утвориться вже місцева надзвукова зона, що починається від звукової лінії  1  й замикається місцевим стрибком ущільнення  2. Пояснюється це тим, що швидкість польоту літака менше швидкості звуку, і за крилом швидкість потоку теж повинна бути дозвуковою. Перехід же від надзвукових швидкостей до дозвукових швидкостей можливий тільки через стрибок ущільнення.

Оскільки місцевий стрибок ущільненняпрямий, перпендикулярний струйкам, то швидкість потоку за ним стає дозвуковою. Іноді через потовщення межового шару, при переході від ламінарної течії до турбулентної, утворюється додатковий косий стрибок ущільнення (як при обтіканні внутрішнього тупого кута). Косий стрибок ущільнення з'єднується з місцевим прямим стрибком ущільнення, утворюючи лямбдаподібний стрибок (рис. 2.56, б).

Явище утворення в загальному дозвуковому потоці, що обтікає літак, місцевих надзвукових зон і місцевих стрибків ущільнення називається хвильовою кризою.


Швидке розширення надзвукових зон на профілі зі зростанням числа  М  незбуреного потоку в закритичній області визиває таку ж швидку зміну картини розподілу тиску за профілем. Картина розподілу тиску за профілем при наявності на ньому місцевих надзвукових зон і стрибків ущільнення відрізняється від картини розподілу тиску при дозвуковому обтіканні профілю крила. На рис. 2.57, а показаний розподіл тиску при дозвуковому (штрихові лінії) і змішаному (безперервні лінії) обтіканні.

Рис. 2.57. Перерозподіл тисків за профілем крила при хвильовій кризі й хвильовий зрив потоку.

Тиск на передню частину профілю при змішаному обтіканні збільшується в результаті збільшення швидкісного натиску. На задніх частинах профілю із-за наявності надзвукового потоку перед стрибком ущільнення тиск повітря зменшується, тобто збільшується розрідження. За стрибком ущільнення тиск хоч і збільшується, але буде все ж менше, чим було при дозвуковому обтіканні. Пояснюється це тим, що в надзвуковій зоні перед стрибком є велике розрядження. Тому навіть при збільшенні тиску за стрибком ущільнення розрядження не досягне того значення, яке було в цих точках при дозвуковому обтіканні. Завдяки такому розподілу тиску за профілем центр тиску зміщається к задній кромці профілю крила.

Таким чином, хвильова криза якісно змінює обтікання крила і викликає перерозподіл тисків за його профілем, в результаті чого змінюється величина аеродинамічних коефіцієнтів, переміщається центр тиску, порушуються рівновага, стійкість і керованість літака. Із-за поздовжних коливань (зсувів вперед та назад) стрибка ущільнення (переміщення центру тиску) і хвильового зриву потоку виникають вібрації.

Хвильовий зрив потоку розвивається в результаті взаємодії місцевого стрибка ущільнення з межовим шаром (рис. 2.57, б). У місцевій надзвуковій зоні межовий шар ділиться на дві частини – дозвукову  1  і надзвукову  2. Дозвукова частина межового шару відокремлює стрибок  3  від поверхні крила. Через різницю тисків за стрибком і перед ним у дозвуковій частині межового шару виникають зворотні течії  4.

Це викликає набуханнямежового шару і його відрив від поверхні крила. Хвильовий зрив потоку, впливаючи на оперення літака, викликає небезпечні коливання, звані швидкісним бафтингом.

Хвильова криза – явище дуже небезпечне і допускати його в польоті не можна.


2.15. Вплив стисливості потоку на аеродинамічні коефіцієнти

2.15.1. Залежність аеродинамічних коефіцієнтів від числа М

Прояв стисливості потоку викликає зміну обтікання крила потоком повітря і зміну розподілу тисків за профілем крила, внаслідок чого змінюються аеродинамічні коефіцієнти.

Залежності аеродинамічних коефіцієнтів  су  і сх  прямокутного крила (у плані) достатньо великого подовження при постійному куті атаки від числа  М  (критерію стисливості потоку) приведені на рис. 2.58.

Рис. 2.58. Залежність аеродинамічних коефіцієнтів від числа М.

На графіках можна виділити характерні ділянки, що відповідають особливостям обтікання профілю крила. Для кривої залежності коефіцієнта піднімальної сіли  су = f (М)  можна виділити наступні області:

01  (М = 0 ÷ 0,4). Коефіцієнт су = соnst, оскільки стисливість повітряного потоку при швидкості потоку менше 0,4 швидкості звуку (V < 0,4а) не виявляється (стисливістю нехтують).

12  (М = 0,4 ÷ Мкр). Коефіцієнт  су  збільшується, оскільки через прояву стисливості потоку збільшується зона розрідження над крилом (точка 2).

23  (М = Мкр ÷ 0,8). При  М = Мкр  відбувається різке збільшення коефіцієнта  су  через утворення місцевої надзвукової зони над крилом, що приводить до пониження тиску над крилом. Збільшення коефіцієнта  су  триває до появи місцевої надзвукової зони під крилом (точка 3).

34  (M = 0,8 ÷ 0,9). Зменшення коефіцієнта  су  пов'язане зі збільшенням зони розрідження під крилом, оскільки нижній стрибок ущільнення швидко зміщається до задньої кромки профілю крила (точка 4).

45  (М = 0,9 ÷ 1,0). Коефіцієнт  су збільшується через збільшення зони розрідження над крилом, оскільки верхній стрибок ущільнення зміщається до задньої кромки профілю крила. При  М = 1  нижній і верхній стрибки ущільнення досягають задньої кромки, а перед крилом утворюється головний прямий від’єднанний стрибок ущільнення (точка 5).

56  (М = 1 ÷ 1,2). В міру збільшення надзвукової швидкості головний стрибок ущільнення наближається до передньої кромки крила, набуваючи форму косого стрибка. На задній кромці крила продовжують знаходитися нижній і верхній хвостові стрибки ущільнення (точка 6). Коефіцієнт  су  трохи зменшується, оскільки розширення потоку після головного стрибка під крилом протікає інтенсивніше, ніж над крилом.

На кривої залежності коефіцієнта лобового опору  сх = φ (М) можна виділити наступні області:

0 - 1  відповідає числам  М = 0 ÷ 0,4, при яких стисливість потоку не виявляється і коефіцієнт  сх  залишається постійним.

12  (М = 0,4 ÷ Мкр). Повільне збільшення коефіцієнта  сх  відбувається через збільшення зони підвищеного тиску перед крилом.

25  (М = Мкр ÷ 1). Різке збільшення коефіцієнта лобового опору  сх  відбувається через появу хвильового опору; коефіцієнт  сх = схmax  створюється при числі
М = 1, при появі головного прямого від’єднанного стрибок ущільнення (точка 5).

56  (М = 1 ÷ 1,2). Коефіцієнт  сх  зменшується через зменшення хвильового опору: прямій від’єднаний стрибок ущільнення наближається до профілю і при числі М = 1,2 стає косим приєднаним стрибком (точка 6).

Діапазони швидкостей польоту. У зоні дозвукових швидкостей I (М = 0 ÷ Мкр) прояв стисливості починається при  М > 0,4 і виражається в збільшенні зон розрідження, що і приводить до плавного збільшення коефіцієнтів  су  і  сх. Ніяких розривів у потоці немає.

Вплив стисливості на коефіцієнт су визначається по теорії С.А. Христиановича:

,

де    – коефіцієнт піднімальної сіли нестисливого потоку (без урахування стисливості);

коефіцієнт піднімальної сіли стисливого потоку (з урахуванням стисливості).

Зона змішаних (трансзвукових) швидкостей ІІ  (М = Мкр ÷ 1,2)  починається з появи місцевих стрибків ущільнення. Політ на трансзвукової швидкості характеризується змішаним режимом обтікання. До стрибка ущільнення швидкість потоку надзвукова, а за стрибком дозвукова.

Зона надзвукових швидкостей  ІІІ  починається з числа  М > 1,2, коли головний стрибок ущільнення приєднується до профілю, перетворюючись у косий стрибок ущільнення. Втрати енергії в стрибку зменшуються, швидкості за ним залишаються надзвуковими.

Зона гіперзвукових швидкостей відповідає числам  М > 5. При гіперзвуковому обтіканні головний стрибок ущільнення має дуже великий нахил і майже притиснутий до обтічній поверхні. Це викликає його взаємодію з межовим шаром. В результаті відбувається значне зростання температури поблизу поверхні тіла і змінюються фізичні та хімічні властивості повітря.


2.15.2. Подолання хвильової кризи

Залежності  су = f (М)  і  сх = φ (М)  наочно показують, що найбільш різка зміна аеродинамічних коефіцієнтів має місце в області трансзвукових швидкостей (дозвукові, білязвукові і надзвукові) і пов'язана з явищем хвильової кризи.

Для збільшення максимальної швидкості польоту дозвукових літаків і безпечного розгону від дозвукової швидкості (V < a) до надзвукової швидкості (V > a) надзвукових літаків необхідно збільшувати число  Мкр  і зм'якшувати хвильову кризу. Збільшення числа  Мкр  і зм'якшення хвильової кризи можна досягнути за рахунок як конструктивних рішень:

застосування швидкісних профілів крила;

збільшення стрілоподібності крила;

зменшення подовження крила

так і за рахунок удосконалення техніки пілотування:

зменшення кутів атаки крила (рис. 2.59).

Рис. 2.59. Подолання хвильової кризи:      а) швидкісний профіль;

б) ефект ковзання стрілоподібного крила;        в) торцевий ефект.

Швидкісні профілі крила. На рис.2.59, а показані картини обтікання струйкою повітря двох профілів крила при заданому значенні числа М.

У верхній частині рис. 2.59, а показана картина обтікання струйкою повітря профілю крила з великою товщиною  с, великою кривизною  f  і малою абсцисою найбільшої товщини  хс  (товсте крило для нешвидкісних літаків). На верхній поверхні профілю товстого крила повітряний потік сильно деформується, площа поперечного перетину струйки різко зменшується, що приводить до збільшення швидкості повітря в струйці до надзвукової  V > а  і появі місцевої зони надзвукового обтікання профілю крила. Оскільки літак летить з дозвуковою швидкістю, то місцева надзвукова зона обтікання крила повинна закінчуватися стрибком ущільнення, після якого крило знову буде обтикатися дозвуковим потоком. Поява місцевої надзвукової зони на верхній поверхні крила призводить до того, що критичне число Маха літака М'кр з товстим профілем крила буде менше заданого значення числа М, тобто  М'кр < М.

Крило з меншими значеннями  с  і  f  і з великим значенням  хс  (тонке крило для швидкісних літаків) значно менше деформує повітряний потік (нижня частина рис. 2.59, а), чим товсте, не створює місцевої надзвукової зони і тому має критичне число Маха М''кр більше заданого значення числа М, тобто  М''кр > М. Отже, чим менше деформується потік, тим менше місцеві швидкості обтікання профілю при заданій швидкості польоту, тим більше  Мкр  і менша ймовірність виникнення хвильової кризи.

Швидкісні профілі крила мають малу відносну товщину   < 8 %, малу кривизну   < 2 %, велику абсцису   = 40 ÷ 50 % і дуже малий радіус закруглення носка (рис. 2.59, а).

F - 16 (швидкісний профіль трапецієвидного крила, автоматично відхиляється передня кромка крила)

F - 104 (швидкісний профіль прямого крила і профільована голка перед фюзеляжем)

F – 22 (швидкісний профіль трапецієвидного крила і профільована голка перед фюзеляжем)

МіГ - 31 (швидкісний профіль трапецієвидного крила змінної стрілоподібності і профільована голка перед фюзеляжем)


Збільшення стрілоподібності крила  χ  підсилює так званий ефект ковзання, за рахунок якого швидкість потоку  V  розкладається на дві складові: нормальну  Vn  і дотичну  Vτ  до кромки крила (рис. 2.59, б).

Якщо на стрілоподібному (трикутному) крилі починається хвильова криза, то це означає, що швидкість польоту  V  стала для стрілоподібного крила критичної  Vкр. стр., а її нормальна складова  Vn  стала критичної для прямокутного крила  Vкр. пр.:

V = Vкр. стр.;         Vn = Vкр. пр..

З трикутника швидкостей (VVnVτ) виходить:

Vn / V = cos χ;    Vкр.пр. / Vкр. стр. = cos χ.

Розділивши чисельник і знаменник лівої частини на швидкість звуку  a, отримаємо:

= cos χ;          = cos χ.

Відомо, що косинус кута не може бути більше 1, тобто  cos χ1. Отже, критичне число Маха  Мкр  у стрілоподібного (трикутного) крила завжди більше, ніж у прямокутного крила  Мкр. стр. > Мкр. пр., тобто початок хвильової кризи у стрілоподібного крила наступає при більших швидкостях польоту. Це основна перевага стрілоподібного (трикутного) крила перед прямокутним крилом.

Перевагою стрілоподібного крила перед прямокутним є ще і те, що таке крило не тільки збільшує  Мкр, але і зм'якшує хвильову кризу. Змінювання аеродинамічних коефіцієнтів (залежність їх від числа  М), пов'язане з хвильовою кризою, відбувається у стрілоподібного крила більш плавно, тому стрілоподібність крила значно поліпшує стійкість і керованість літака в умовах хвильової кризи, роблячи розгін літака безпечним.

Одним з основних недоліків стрілоподібного крила є зрив потоку на кінцях крила, якій приводить до погіршення стійкості і керованості літака. Причинами зриву потоку на кінцях крила є, по-перше, велике розрідження на кінцях крила, по-друге, перетікання межового шару вздовж розмаху крила к кінцям крила. Переміщення межового шару к кінцям стрілоподібного крила приводить до потовщення межового шару на кінцях крила, а це сприяє кінцевому зриву потоку.

Для зменшення тенденції к кінцевому зриву на літаках роблять наступне:

– кінцеві частини крил набирають з профілів, у яких  суmax  більше, чим у кореня крила (аеродинамічна скрученість);

– крилу придають скрученість, за рахунок якій зменшують кути атаки кінцевих перетинів крила в порівнянні з кореневими (геометрична скрученість);

– на верхній поверхні крила встановлюють аеродинамічні перегородки (гребені), які перешкоджають перетіканню межового шару вздовж розмаху крила і «набуханню» його на кінцях, тим самим затягують зрив потоку на більші кути атаки та поліпшують роботу елеронів. Аеродинамічні гребені перешкоджають розповсюдженню зриву потоку вздовж розмаху крила, роблять його не таким різким, що є причиною «небажання» літака звалюватися на крило;

– застосовують кінцеві передкрилки;

здувають межовий шар в тих місцях крила, де з’являється небезпека відриву межового шару;

– встановлюють в носової частині крила напливи, які позволяють зменшити відносну товщину крила, збільшити  Мкр  і, отже, затягнути хвильовий зрив потоку;

– застосовують „запіли” і „зубці” на передній кромці крила. „Запіл визиває на верхній поверхні крила вихор, якій перешкоджає перетіканню межового шару к кінцям крила.

Стрілоподібне крило має при однаковому розмаху більшу вагу, чим прямокутне. Несуча здатність стрілоподібного крила менше, чим прямокутного, тому що в створенні  су  бере участь не вся швидкість потоку, а тільки її нормальна складова  Vn. У стрілоподібного крила менше суmax і критичний кут атаки, що приводить к погіршенню злітно-посадочних характеристик. Для поліпшення цих характеристик застосовують різноманітні види механізації крила, але на стрілоподібному крилі ефективність механізації менша, чим на прямокутному.

Для забезпеченням задовільних злітно-посадочних характеристик і дальності польоту на білязвукових і надзвукових швидкостях польоту на літаках встановлюють крило зі змінним кутом стрілоподібності. Таке крило позволяє на малих дозвукових швидкостях реалізувати переваги прямокутного крила великого подовження, а на білязвукових і надзвукових швидкостях – переваги стрілоподібного крила.


F - 14 (крило змінної стрілоподібності і носові рулі - стабілізатори, що висуваються)

F - 111 (високоплан з крилом змінної стрілоподібності, керований стабілізатор великої площі)

Су - 27 (фюзеляж і крило утворюють єдиний несучий корпус)

Су - 17М (крило змінної стрілоподібності; аеродинамічні гребені на крилі)


МіГ - 27 (крило змінної стрілоподібності з „зубцами” на передній кромці частини крила, що відхиляється)

МіГ – 1.42 („зубцы” передньої кромки переднього горизонтального оперення)

Зменшення подовження крила  (λ = l2 / S = l / b)  підсилює торцевий ефект. Він розповсюджується на велику частину поверхні крила, і розрідження над крилом зменшуються (рис. 2.59, в). Це приводить до пізнішої за швидкістю появи місцевих стрибків ущільнення, тобто до збільшення  Мкр.

Крила малого подовження  (λ = 2 ÷ 3)  володіють достатньою міцністю і жорсткістю навіть при використанні дуже тонких профілів. На аеродинамічні характеристики крила малого подовження великий вплив робить форма крила в плані. Так, наприклад, трикутне крило з'єднало в собі переваги великої стрілоподібності  χ  і малого подовження  λ  для збільшення  Мкр  і зменшення хвильового опору. Крім того, крила малого подовження менш чутливі до поривів вітру, забезпечують стабільне положення фокуса при розгоні літака від дозвукових до надзвукових швидкостей.

Недоліками крила малого подовження є великий індуктивний опір, велике значення критичного кута атаки  αкр і мала несуча здатність. Тому для забезпечення хороших злітно-посадочних характеристик літака крила малого подовження повинні мати потужну механізацію.

Зменшення кутів атаки крила так само, як і застосування швидкісних профілів крила, приводить до зменшення деформації повітря (потік менше стискається при обтіканні крила). Чим менше деформується потік, тим менше місцеві швидкості обтікання профілю при заданій швидкості польоту і тим більше  Мкр  та менше ймовірність виникнення хвильової кризи.

МіГ - 21 2000 (швидкісне трикутне крило малого подовження)


Міраж 2000 (трикутне крило малого подовження з аеродинамічною скрученістю і автоматично керованим передкрилком)

F - 104 (швидкісне трапецієвидне крило малого подовження)


2.16. Аеродинамічні форми швидкісного літака

Вибір форм швидкісного літака направлений на збільшення критичного числа Маха всіх його частин (крила, фюзеляжу, оперення, гондол двигуна і т.д.) і літака в цілому, а також на поліпшення характеристик стійкості та керованості.

Крило. Найбільш раціональними профілями крила швидкісного літака є:

- профілі з малим радіусом закруглення носка;

- профілі з малими значеннями відносної товщини  < 8 % і кривизни  < 2 %;

- профілі симетричні або близькі до них;

- профілі, у яких найбільша товщина розташована на  4050 %  хорди від ребра атаки.

Зменшення товщини і кривизни профілю крила обмежується аеродинамічними та конструктивними міркуваннями. У профілів малої кривизни величина коефіцієнта  су  мала, що приводить до небажаного збільшення посадкової швидкості. Мала будівельна висота тонких профілів затрудняє розміщення в крилі паливних баків, ускладнює прибирання шасі в крило, обважнює конструкцію крила.

Для одержання необхідного значення  Мкр  застосовуються крила малого подовження, стрілоподібні в плані крила з кутами стрілоподібності  χ = 4060 °.

Для поліпшення характеристик стійкості:

– створюють аеродинамічну скрученість;

– у кореневих перетинах застосовують профілі малої кривизни і навіть „перевернуті” з негативною кривизною;

– на кінці крила застосовують більш „несучі” профілі.

Стійкість і керованість збільшуються за рахунок геометричної скрученості крила;  постановки аеродинамічних гребенів;  застосування інших засобів, що усувають кінцеві зриви потоку. Для забезпечення необхідних злітно-посадочних характеристик крило забезпечується потужною механізацією.

Фюзеляж виконують сигароподібної форми, з тонким профілем і з більшим подовженням  . Носова і хвостова частини фюзеляжу зазвичай загострюються. Поперечні перетини фюзеляжу визначаються відповідно до правила площ, зміст якого зводиться до того, що площа поперечного перетину фюзеляжу в місці приєднання крила повинна бути зменшена на величину площі перетину крила поперечною площиною (рис. 2.60).

Ліхтарі кабіни пілотів суттєво деформує потік, тому він не повинен розташовуватися на місці найбільшої товщини фюзеляжу. Ліхтарі кабіни намагаються розташувати в контурах фюзеляжу.

Рис. 2.60. Правило площ.

Міраж IV (фюзеляж за правилом площ)

Су - 33 (фюзеляж за правилом площ)


Оперення. Збільшення  Мкр  горизонтального і вертикального оперень досягається так само, як і крила, застосуванням швидкісних профілів, збільшенням стрілоподібності та зменшенням подовження. Поліпшення характеристик поздовжньої і шляхової стійкості й керованості забезпечується збільшенням площ горизонтального і вертикального оперень і застосуванням цілісно поворотних стабілізаторів і кілів.

Ту - 160 (стрілоподібні цілісно поворотний стабілізатор і кіль)

F - 15 (швидкісної цілісно поворотний стабілізатор із зубцем)


МіГ - 25 (цілісно поворотний диференціальний стабілізатор; аеродинамічні гребені на крилі і під двигунами)

В - 1 (цілісно поворотний кіль; крило змінної стрілоподібності)


2.17. 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 близькозвукових 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 близькозвукових швидкостях виявилося стрілоподібне крило малого подовження. Значне зниження кризових явищ дало застосування тонких профілів з відносною товщиною   = 6 ÷ 8 % і кривизною   = 0 ÷ 2 %. Але стрілоподібне крило схильне до кінцевих зривів потоку, і профілі з гострими передніми кромками цьому сприяють. Конструктивні способи запобігання зриву потоку були вже розглянуті в пит. 2.15.2).

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 оперення  2  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);

– 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 поворотного 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.


МіГ – 1.42 (трикутне крило, аеродинамічні гребені під кілями)


Ту - 144 (ожівальнє крило і переднє горизонтальне оперення)

МіГ - 23 (кіль прибраний на землі і випущений у польоті)

Конкорд (ожівальнє крило і плаваюче горизонтальне оперення)

Ту - 22М (потужна механізація крила змінної стрілоподібності, інтерцептори)


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

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

В області трансзвукових швидкостей через появу хвильового опору аеродинамічна якість  K  літака різко зменшується.

Потрібна для польоту тяга зростає, і з'являється необхідність в значному збільшенні тяги двигуна за рахунок включення форсажу (французьке слово, означає примушення, форсування, збільшення):           Р = Рпотр = G / K,

де   G - вага літака, Н;

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 (1112) км).

З погляду економічності надзвукового польоту, до  М = 3  доцільно застосовувати турбореактивні двигуни з форсажем (ТРДФ) і турбореактивні двигуни двоконтурні (ТРДД), а при  М > 3  великі переваги мають прямоточні повітряно-реактивні двигуни (ПВРД). Очевидно, що літаки, розраховані на великі 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 зменшити вибором відповідних аеродинамічних форм. Надзвукові профілі з гострими кромками, висувні конструктивні частини повітрозабірників 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.


Міраж ІІІ (турбореактивний двигун з форсажем)

F - 15 (турбореактивний двигун з форсажем)

Як - 130 (турбореактивний двигун двоконтурний)


F - 14 (турбореактивний двигун двоконтурний з форсажем)

SR - 71 (турбореактивний (при малих швидкостях) і прямоточний повітряно-реактивний (при великих швидкостях) двигуни)


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 6080 °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 достатньо 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 („жертвенний 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 межа коридору 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)

EF 2000 (затуплення передніх кромок)


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 і керованості та хороших злітно-посадочних характеристик.

При переході до надзвукових швидкостей польоту відбувається зсув назад центра 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 приймають таки конструктивні рішення:

– роблять кореневі напливи в крилі;

– застосовують плаваюче або таке, що вбирається на дозвукових 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.

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 скрученість, 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 поворотними.

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 або панелями, що відхиляються, які „дроблятьпрямі 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).

Рис. 2.66. Аеродинамічна компоновка надзвукового літака:

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

Для нормальної схеми (рис. 2.66, а) характерним є розташування горизонтального оперення за крилом, чим досягається плавність обтікання крила.

МіГ - 21 2000


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.

EF – 2000 

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.

КОНКОРД (схема „безхвостка”)

Багато сучасних надзвукових літаків виконано по інтегральній аеродинамічній компоновці, при якій фюзеляж і крило утворюють 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.

Су - 37


Аеродинамічна компоновка. Швидкісні реактивні літаки будуються найчастіше за схемою середнеплан (рис. 2.61).

Рис. 2.61. Середнеплан.

Зменшення шкідливого взаємного впливу частин літака досягається розміщенням їх таким чином, щоб максимальна товщина профілю крила  смах не знаходилася в одній площині з найбільшим перетином фюзеляжу, а максимальна товщина кіля – в одній площині з максимальною товщиною стабілізатора. Тому крило і стабілізатор швидкісних літаків щодо фюзеляжу і кіля зрушені назад. Горизонтальне оперення відносно крила зміщають вгору або вниз.

F - 16 (середнеплан)

Рафаль (середнеплан)

Су - 37 (крило і стабілізатор відносно фюзеляжу і кіля зрушені назад)


EF 2000  (переднє горизонтальне оперення відносно крила зміщено вгору)

МіГ-1.42 (переднє горизонтальне оперення відносне крила зміщено вгору)


МіГ - 21    фронтовий винищувач (1959 р.)

(вільнонесучий моноплан; має трикутне середнерозташоване крило малого подовження і стрілоподібне оперення; підфюзеляжний кіль; аеродинамічні гребені на крилі; система здування межового шару з закрилка; висувний конус на вході в двигун,    Vmaх до  2230 км/г)


Ту - 22    бомбардувальник середньої дальності (1969 р.)

(моноплан з низько розташованим крилом; крило і хвостове оперення великої стрілоподібності; крило забезпечене двохсекційними елеронами і закрилками; фюзеляж має круглий перетин; аеродинамічні гребені на крилі,

Vmaх до  1510 км/г)

SR - 71    стратегічний розвідник  (1966 р.)

(„безхвоста”; максимально тонкій фюзеляж з великими „напливами” у передній частині; трикутне крило, яке плавно сполучається з фюзеляжем; два нахилених один до одного кіля,    Vmaх  до  3700 км/г)


F - 111    винищувач - бомбардувальник (1967 р.)

(моноплан з високорозташованим крилом змінної стрілоподібності і двигунами в хвостовій частині фюзеляжу; крило відносно товсте з великим коефіцієнтом піднімальної сили і потужною механізацією (закрилки, передкрилки, інтерцептори); стрілоподібне оперення з керованим стабілізатором великої площі (для компенсації зсуву центру мас літака, викликаного віднесенням назад двигунів,  Vmaх  до  2655 км/г)


F - 14    палубний багатоцільовий винищувач (1972 р.)

(класичний високоплан з крилом змінної стрілоподібності і потужною механізацією (закрилки по всьому розмаху задньої кромки, інтерцептори і передкрилки), керований стабілізатор і носові рулі - стабілізатори, що висуваються, два кілі,  Vmaх  до  2517 км/г)

МіГ - 25П    винищувача - перехоплювач (1972 р.)

(високоплан; трапецієвидне крило помірної стрілоподібності; двохкильове вертикальне оперення; керований низькорозташований стабілізатор великої стрілоподібності; аеродинамічні гребені на крилі і під двигунами,

Vmaх  до  3000 км/г)


Су - 24М    фронтовий бомбардувальник (1978 р.)

(моноплан з високорозташованим високомеханізованим крилом змінної стрілоподібності (чотирьохсекційні передкрилки, трьохсекційні двохщілеві закрилки і двохсекційні інтерцептори); цілісно поворотний диференціальний стабілізатор; аеродинамічні гребені на нерухомій частині крила,

Vmaх  до  1550 км/г)

F - 16    багатоцільовий винищувач (1980 р.)

(інтегральна аеродинамічна компоновка з плавним сполученням фюзеляжу і трапецієвидного крила невеликої стрілоподібності; гострі кореневі „напливи”; крила великої стрілоподібності висунуті далеко вперед, передні і задні кромки крила управляються автоматично залежно від швидкості і висоти польоту; крило малого подовження; стабілізатор, що цілісно відхиляється, і вертикальний гребінь під кілем,  Vmaх  до  2140 км/г)


Ту - 22М-3    дальній бомбардувальник (1981 р.)

(моноплан з низькорозташованим високомеханізованим крилом змінної стрілоподібності (передкрилки по всьому розмаху крила, трьохсекційні закрилки, перед якими знаходяться інтерцептори, і елевони); аеродинамічні гребені на нерухомій частині крила; цілісно поворотний стабілізатор,

Vmaх до 2300 км/г)

МіГ - 29М    фронтовий винищувач (1986 р.)

(інтегральна аеродинамічна компоновка (крило плавно переходить у фюзеляж, який створює до 40% піднімальної сили); стрілоподібне крило з потужною механізацією і великими передніми „напливами” у кореневій частині, передня кромка напливу гостра; мале подовження; аеродинамічні гребені перед кілем; цілісно поворотний симетричний стабілізатор, великої стрілоподібності з гострими кромками,   Vmaх  до 2450 км/г)


Су - 27    фронтовий винищувач (1986 р.)

(інтегральна аеродинамічна компоновка, при якій фюзеляж і крило утворюють єдиний несучий корпус високої тягоозброєнності; стрілоподібне крило має потужну механізацію (закрилки і носки, що автоматично відхиляються) і великі передні „напливи” у кореневій частині, на кінцях крила знаходяться поверхні управління, що диференціально відхиляються (флапперони); стабілізатор, що цілісно відхиляється, і вертикальний гребінь під кілем,   Vmaх  до  2430 км/г)

Ту - 160    стратегічний бомбардувальник (1987 р.)

(виконаний по інтегральній схемі з плавним сполученням крила і фюзеляжу, крило змінної стрілоподібності, аеродинамічні гребені, цілісно поворотні кіль і стабілізатор, Vmaх  до  2200 км/г)


Рафаль    багатоцільовий винищувач (1990 р.)

(схема „утка”; трикутне крило великої стрілоподібності з потужною механізацією; фюзеляж з „напливами” попереду крила; кероване переднє горизонтальне оперення розташоване на „напливах” фюзеляжу і знаходиться вище крила,  Vmaх  до  2100 км/г )

F - 22    багатоцільовий винищувач (1992 р.)

(літак побудований по інтегральній аеродинамічній схемі з трапецеїдальним високорозташованим швидкісним крилом; фюзеляж має „напливи” з гострою кромкою і голкою в носовій частині; хвостове оперення включає широко рознесені і нахилені назовні кілі з кермом напряму і керовані горизонтальні поверхні, розташовані поряд з крилом; двигуни з системою управління вектором тяги по каналу тангажа,   Vmaх  до  2335 км/г)


Су - 37    багатоцільовий винищувач (1996 р.)

(літак виконаний по схемі "нестійкий інтегральний „ТРИПЛАН”, який поєднує нормальну аеродинамічну схему з переднім горизонтальним оперенням.

ТРИПЛАН” - це три горизонтальні поверхні    крило, стабілізатор (знаходиться нижче крила) і переднє горизонтальне оперення (ПГО); кероване ПГО розташоване на передніх „напливах” у кореневій частині крила; в інтегральній аеродинамічній компоновці фюзеляж і крило утворюють єдиний несучий корпус високої тягоозброєнності; стрілоподібне крило має потужну механізацію (закрилки і носки, що автоматично відхиляються); вертикальний гребінь під кілем; двигуни з системою управління вектором тяги по каналу тангажа,   Vmaх  до  2500 км/г)


Як - 130    учбово-тренувальний (2000 р.)

(виконаний по нормальній аеродинамічній схемі з крилом, що має розвинені напливи і відхилені вгору кінці,  Vmaх до  1050 км/г)


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 теплопередачу може зменшити 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 одна на іншу. 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  Кn

Кn = l / L,

де   l - середня довжина вільного пробігу молекул;

L - характерний розмір обтічного тіла.

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

Тіло, що здійснює рух на такій висоті, обтикається 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 о 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 о тіло частинки повітря повністю втрачають швидкість. Теорія дифузійного відбиття дає точніший результат, оскільки враховує, що більша кількість частинок повітря після удару відбивається від поверхні тіла.


Истребитель Су – 37

Тактико-технические характеристики:

Экипаж, чел.......................................................... 1

Скорость, км/ч

  максимальная на высоте около 10 км…... 2500

  максимальная на высоте до 3 км .............. 1400

Практический потолок, м............................ 18000

Дальность, км

  перегоночная................................................ 6500

  действия.............................................. 1450-3200

Масса, кг

  максимальная взлетная ............................ 34000

  нормальная взлетная ................................ 25700

  пустого самолета ...................................... 18400

Максимальная боевая нагрузка, кг .............. 8000

Габариты самолета, м

  размах крыльев ........................................... 14,7

  длина .......................................................... 22,18

  высота .......................................................... 6,43

Двигатели:    ТРДДФ АЛ-31ФУ с системой УВТ, кгс ...... 2 по 14500

Предназначен для нанесения упреждающих ударов по любому воздушному противнику, в том числе малозаметному, с целью завоевания превосходства в воздухе. Су-37 является дальнейшим развитием Су-35. 2 апреля 1996 г. состоялся первый полет самолета.

На самолете были отработаны новые маневры, связанные с выходом на сверхбольшие углы атаки и около нулевые скорости, в частности: разворот в плоскости тангажа на 360o ("Чарка Фролова"); фиксированный (за время менее 10 с) боевой разворот; поворот на вертикали; "Кобра Пугачева" с углами атаки 150-180o; разворот на "Кобре"; переворот на "Колоколе"; переворот с потерей высоты 300-100 м. Технические решения, реализованные в конструкции нового истребителя, обеспечили: многоканальность и алгоритмическую защищенность всех информационных и прицельных систем; атаку наземных целей без выхода в зону ПВО противника; маловысотный полет с облетом и обходом наземных препятствий; автоматизированные групповые действия по воздушным и наземным целям; противодействие радиоэлектронным и оптико-электронным средствам противника; автоматизацию всех этапов полета и боевого применения.

Самолет выполнен по схеме "неустойчивый интегральный триплан", сочетающий нормальную аэродинамическую схему с передним горизонтальным оперением. Конструкция планера в целом подобна планеру самолета Су-27, однако при создании Су-37 использовались новые алюминиево-литиевые сплавы, значительно расширено применение композиционных материалов. Для самолета разработано новое крыло с увеличенной относительной толщиной, позволяющее разместить больший объем топлива. По сравнению с Су-27 несколько увеличена высота и хорда вертикального оперения истребителя. Кессоны килей, выполненных из углепластика, используются также в качестве топливных баков. Усилены стойки шасси, что обусловлено возросшей взлетной массой самолета, носовая опора снабжена двумя колесами.

Самолет оснащен катапультным креслом КД-36ДМ с углом наклона спинки 30o. По сравнению с Су-27 увеличен запас кислорода, установлены контейнеры с запасом пищи и воды, а также устройство утилизации отходов.

На самолете Су-37 установлены двигатели с системой управления вектором тяги по каналу тангажа. Они оснащены цифровой электронной системой управления, интегрированной с системой управления самолетом. В двигателе обеспечено охлаждение поворотной части сопла на режиме полного форсажа и максимальном угле поворота. Система с управляемым вектором тяги позволяет управлять самолетом как в плоскости тангажа, так и рыскания, что достигается рассогласованием направления тяги правого и левого двигателей. Су-37 имеет убирающуюся штангу топливоприемника системы дозаправки топливом в полете.

Истребитель Су-37 оснащен цифровой электродистанционной системой управления (ЭДСУ) самолетом, которая обеспечивает управление всеми рулевыми поверхностями, а также отклонением вектора тяги двигателей посредством перемещения ручки управления самолетом. При этом безопасность полета достигается автоматически ограничением перегрузок самолета в зависимости от полетной массы и полетных режимов. Имеется режим автоматического выхода из штопора.

Установка нового комплекса бортового оборудования с увеличенным энергопотреблением потребовала увеличения мощности электро- и гидропитания. По сравнению с самолетом Су-27 установлены новые электрогенераторы и гидронасосы.

Бортовое РЭО самолета включает системы, использующие элементы искусственного интеллекта, и обеспечивает упреждающее поражение воздушных целей (в том числе и малозаметных) на дистанциях, гарантирующих от возможности ответного удара противника. Истребитель Су-37 оснащен комплексом, включающим импульсно-доплеровскую БРЛС с неподвижной фазированной антенной решеткой и БРЛС заднего обзора. Дальность обнаружения цели типа истребитель составляет 80-100 км. РЛС обеспечивает обнаружение 15 воздушных целей и одновременное управление полетом шести ракет класса "воздух-воздух". Усовершенствованная оптико-электронная прицельная система истребителя включает тепловизор, совмещенный с лазерным дальномером-целеуказателем. Оптико-локационная система объединена с БРЛС и усовершенствованным нашлемным прицелом летчика в единый комплекс. На самолете установлена аппаратура автоматической защищенной системы обмена данными о целях, позволяющая лучше координировать действия нескольких истребителей, ведущих групповой бой. Комплекс обороны включает: оптические датчики предупреждения об атакующих ракетах противника, станцию радиотехнической разведки нового поколения, активные системы подавления, работающие в оптическом и радиолокационных диапазонах, а также средства постановки пассивных радиолокационных и ИК помех. Автоматизированы все этапы полета, включая боевое применение по воздушным целям, атаки наземных объектов без входа в зону ПВО противника, противодействие радио- и оптоэлектронным средствам РЭБ. По информации, поступающей от навигационной системы, САУ решает задачи полета по маршруту с облетом запрограммированных промежуточных пунктов маршрута, возврата на аэродром, предпосадочного маневрирования и захода на посадку до высоты 60 м. Имеется режим автоматического управления полетом на предельно малой высоте, с обходом или облетом наземных препятствий. Связное оборудование включает: радиостанции УКВ и КВ диапазона, аппаратуру телекодовой защищенной связи, а также систему спутниковой связи.

Боевая нагрузка размещается на 12 узлах внешней подвески. Всего возможно более 70 вариантов внешней подвески. Вооружение самолета включает: пушку ГШ-301 (калибр 30 мм); до 14 УР различных типов, в том числе до семи УР сверхбольшой дальности Р-37 или КС-172 (дальность пуска до 400 км); УР средней дальности Р-77 и Р-27 различных модификаций; УР малой дальности Р-73, ракеты класса "воздух-земля" Х-29Т, Х-29Л; противорадиолокационные ракеты Х-31П; КАБ различных типов (в том числе КАБ-1500); НАР и свободнопадающие бомбы. Система управления оружием позволяет производить пуск УР в атоматическом режиме с заданными интервалами.