4. Управление сверхзвуковым самолетом

Во время второй мировой войны и в первые годы после ее окончания пилоты и конструкторы столкнулись с рядом аномалий в устойчивости и управляемости самых быстрых самолетов-истребителей с поршневыми двигателями и первых реактивных самолетов. Позднее, после проведения обширных исследований, удалось так усовершенствовать форму околозвукового, а затем и сверхзвукового самолета, что изменения устойчивости и управляемости при волновом кризисе стали проявляться менее резко, а потом и вовсе едва заметно.

Эти аномалии связаны главным образом с характером обтекания при околозвуковых скоростях. Такому обтеканию сопутствовали среди прочих следующие характерные явления:

1. Наиболее часто происходило затягивание в пикирование. В таких случаях после достижения определенной скорости полета при неподвижной ручке управления самолет начинал самопроизвольно наклоняться носом вниз, а скорость и угол пикирования быстро увеличивались. Пытаясь противодействовать этому, пилот прикладывал к ручке исключительно большое усилие, наклоняя ее на себя. Однако иногда самолет не реагировал на действия пилота и выходил из пикирования самопроизвольно на малой высоте либо разбивался.

Причины, вызывающие это явление, были выяснены только в последующие годы. Исследования показали, что при достижении околозвуковых скоростей в областях наибольшего разрежения на поверхностях крыла и оперения возникает сверхзвуковое обтекание, изменяющее характер распределения давления вдоль хорды профиля. При этом центр давления (ц.д.) профиля смещается назад, что приводит к соответствующему сдвигу назад ц. д. всего самолета; это в свою очередь (при постоянном положении центра тяжести самолета ц. т.) вызывает увеличение момента на пикирование. В самолетах дозвуковых аэродинамических форм, в которых планер винтомоторного самолета был приспособлен для установки реактивного двигателя, явление затягивания в пикирование было реальной опасностью, поскольку у прямого крыла с довольно большой относительной толщиной профиля ц.д. сильнее смещается назад при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым. Ввиду этого для первых реактивных самолетов устанавливалось ограничение на максимально допустимое полетное число Маха, всегда меньшее критического значения М_кр .

Изменение продольного момента при переходе самолета через звуковой барьер всегда значительно; только в результате смещения назад ц.д. происходит 3-кратное увеличение момента на пикирование. В самолетах дозвуковых аэродинамических форм с горизонтальным оперением, состоящим из стабилизатора и руля высоты, необходимый для балансировки самолета момент можно было создать лишь с помощью руля. В то же время явление затягивания в пикирование сопровождалось значительным снижением эффективности управления при околозвуковых скоростях полета. Это не позволяло компенсировать резко возрастающий продольный момент, особенно в диапазоне чисел Маха 0,8-1,0.

2. Снижение эффективности при М › › М_кр характерно не только для руля высоты, но и для всех других управляющих поверхностей и связано с особенностями сверхзвуковых течений, в которых возмущения не распространяются вверх по потоку (поток имеет сверхзвуковую скорость, а возмущения распространяются со скоростью звука). Ввиду этого при полетах с дозвуковыми скоростями отклонение руля, расположенного в задней части профиля, приводит к изменению распределения давления по всему профилю (т.е. на всей поверхности, например, оперения), тогда как при возрастании М выше М_кр это изменение охватывает все меньшую область ввиду перемещения сверхзвукового скачка уплотнения в направлении задней кромки. При М › 1 отклонение руля вызывает изменение распределения давления уже только на нем самом, из-за чего эффективность руля в сверхзвуковом полете всегда ниже, чем в полете с дозвуковой скоростью.

3. При околозвуковых скоростях полета руль настолько охвачен областью возмущений, вызванных отрывом, что его отклонения (в большом диапазоне углов) не в состоянии изменить направления потока. Это означает, что эффективность, например, руля высоты дополнительно снижается, а в некотором диапазоне углов отклонения утрачивается полностью. Это явление названо аэродинамической блокировкой рулей. Руль вновь приобретает нормальную действенность только тогда, когда все обтекание становится сверхзвуковым.

4. Большое значение для устойчивости самолета и характера переходных процессов имеют демпфирующие моменты, которые появляются во время поворота самолета относительно соответствующих осей. Эти моменты возникают вследствие существования относительной скорости потока, противоположной направлению поворота. Относительная скорость потока вызывает изменение углов атаки профилей и приводит к возникновению дополнительных аэродинамических сил, моменты которых относительно центра тяжести самолета противодействуют повороту. Результирующий демпфирующий момент представляет собой сумму моментов от оперения, фюзеляжа и крыла. С учетом несущих поверхностей наибольший момент возникает, очевидно, относительно поперечной оси, а его значение зависит от формы и величины крыла, фюзеляжа и горизонтального оперения, т.е. от принятой аэродинамической схемы и компоновки самолета, особенно от формы крыла и наличия горизонтального оперения.

5. На продольное демпфирование значительное влияние оказывает скос потока в области горизонтального оперения. Возникновение скоса потока объясняется тем, что вихревое течение, индуцируемое концами крыла, имеет составляющую скорости, направленную вниз, которая, суммируясь со скоростью невозмущенного потока, изменяет угол атаки горизонтального оперения. Величина этого изменения зависит от угла атаки крыла (или коэффициента подъемной силы), числа Маха, а также от формы крыла. Скос потока вблизи горизонтального оперения, расположенного за крылом, может оказывать существенное влияние на продольную устойчивость самолета, поскольку сильнее всего он проявляется при околозвуковых скоростях, когда центр давления перемещается назад.

Особенно неблагоприятен скос потока для самолетов с прямым крылом, у которых в результате интерференции крыла и фюзеляжа кризисные явления возникают главным образом в корневой части крыла. Они приводят к уменьшению скоса потока, а тем самым к уменьшению направленной вниз уравновешивающей силы оперения и появлению дополнительного момента на пикирование, который возникает одновременно с другим дополнительным моментом-от перемещения ц.д. самолета.

В отличие от прямого крыла у стреловидного кризисные явления возникают прежде всего на концах. Это вызывает такое изменение распределения давления вдоль размаха, что скос потока вблизи горизонтального оперения возрастает, а устойчивость самолета уменьшается. В самолетах со стреловидным либо треугольным крылом при околозвуковых скоростях это совпадает с уменьшением подъемной силы на концах крыла. Поскольку концы таких крыльев находятся за центром тяжести самолета, уменьшение на них подъемной силы приводит к возрастанию момента на кабрирование, что в совокупности с увеличением этого же момента вследствие скоса потока может привести к неустойчивости на некоторых режимах полета, особенно при больших значениях коэффициента подъемной силы. При увеличении сверхзвуковой скорости полета скос потока вблизи горизонтального оперения постепенно уменьшается, так как по мере разгона самолета углы раствора конусов возмущений уменьшаются. В зависимости от соотношения размахов крыла и оперения, а также от значения числа Маха скос потока за крылом может вообще не оказывать влияния на работу горизонтального оперения, если это оперение расположено за конусами возмущений.

6. Возникновение скачков уплотнения на крыле в области элеронов, а также интенсивный срыв потока за элеронами при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета могут снизить эффективность элеронов и даже вызвать их обратное действие, обусловленное чисто аэродинамическими причинами 1* . Например, отклонение элерона книзу может усугубить волновой кризис (отрыв потока) на верхней поверхности, что приведет к уменьшению подъемной силы крыла вместо требуемого увеличения ее. Отклонение элерона кверху на другом полукрыле может вызвать отрыв потока на его нижней поверхности, что приведет к нежелательному увеличению подъемной силы. В результате оказывается, что момент крена, создаваемый элеронами, противоположен требуемому.

7. Явление, аналогичное описанному выше, возникает также при управлении самолетом по курсу. При дозвуковой скорости полета после поворота руля направления, например, вправо самолет, осуществляя поворот, кренится в ту же сторону независимо от формы крыла. При полете с Мкр картина меняется: после отклонения руля вправо левое крыло выдвигается вперед и его эффективный угол стреловидности относительно потока уменьшается, в связи с чем снижается также Мкр . В результате волновой кризис раньше возникает на левом крыле и его подъемная сила уменьшается, вследствие чего самолет получает крен на левую сторону вместо правой. Этот эффект усугубляется еще и тем, что сила, возникшая на вертикальном оперении, после поворота руля направления воздействует на определенном плече относительно продольной оси самолета и, следовательно, создает момент, вызывающий дополнительный крен в направлении, противоположном требуемому.

Описанное явление особенно характерно для современных самолетов с вертикальным оперением большой площади и крыльями малого удлинения, которые имеют малый продольный момент инерции. Очевидно, что противоположная реакция самолета на отклонение руля направления может быть связана также со сжимаемостью воздуха и возникновением кризисных явлений при несимметричном обтекании правой и левой консолей крыла, а также со специфическими формами сверхзвуковых самолетов и их меньшим моментом инерции относительно продольной оси. Эффект реверса руля направления может проявляться в диапазоне не только околозвуковых, но также и сверхзвуковых скоростей, особенно при М › l,5-2,0.

1* Обратное действие (реверс) элеронов проявляется в отклонении самолета в сторону, противоположную заданной пилотом. Реверс связан с упругостью конструкции и возникает при определенной (для данного типа самолета) скорости.