Звуковой барьер

Аэродинамическое сопротивление самолета в области дозвуковых скоростей полета (М ‹ 0,7-0,8) примерно пропорционально квадрату скорости 1* . Зато, когда скорость самолета 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 практических соображений в аэродинамике условно принято, что во всем диапазоне скоростей сопротивление пропорционально квадрату скорости, действительное же влияние скорости в околозвуковом диапазоне (0,8 ‹ М ‹ 1,4) и при сверхзвуковых скоростях учитывается путем соответствующего изменения безразмерного коэффициента сопротивления Сх в функции числа Маха. Полное аэродинамическое сопротивление самолета в полете с дозвуковыми скоростями состоит из сопротивления трения, сопротивления формы, а также из индуктивного и интерференционного сопротивлений.

1* При полете на постоянной высоте.- Прим. ред.

Рис. 1.10. Скачки уплотнения при сверхзвуковом обтекании модели самолета.

Сопротивление трения возникает в результате непосредственного контакта потока воздуха с обтекаемой поверхностью самолета (ввиду этого оно называется также поверхностным сопротивлением) и связано с торможением частиц воздуха в пограничном слое. Сопротивление формы зависит от характера обтекания частей планера 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 ее значение характеризует любой аэродинамический профиль) и определяется коэффициентом Схр . Возникновение индуктивного сопротивления Cxi вызвано завихрениями потока на концах крыла вследствие тенденции к выравниванию давлений на верхних и нижних поверхностях и изменениями вектора подъемной силы. Причиной же появления интерференционного сопротивления является взаимное нарушение условий обтекания соседних частей планера, особенно влияние фюзеляжа на условия обтекания крыла.

Сопротивление трения составляет около 70% общего сопротивления дозвукового самолета, поэтому его снижению всегда уделялось большое внимание. Однако это положение принципиально изменилось для скоростей полета выше критического числа Маха Мкр , при котором на каком-либо участке самолета местная скорость обтекания достигает значения местной скорости звука. При сверхкритических скоростях полета имеет место стремительный рост аэродинамического сопротивления, главным слагаемым которого становится новый вид сопротивления Схволн , 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 Маха 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 растет. Чем больше скорость потока, тем больше местная скорость на профиле. В итоге если общая скорость обтекания (скорость самолета) достаточно велика, то местная скорость на профиле в месте максимального разрежения достигает местной скорости звука. Такое явление возникает при скорости, соответствующей Мкр . В этом случае в расширяющейся струе скорость уже не уменьшается, а продолжает расти, так что обтекание становится сверхзвуковым. Однако, пока набегающий поток является дозвуковым, область сверхзвукового обтекающего потока не может быть неограниченной, и сверхзвуковой обтекающий поток переходит в дозвуковой.

Увеличение скорости в сверхзвуковой части обтекающего потока приводит к тому, что статическое давление в струе падает, уменьшаясь в конечном счете ниже значения, соответствующего наименьшему сечению. В то же время за профилем преобладает более высокое давление, равное давлению окружающей среды, а поток имеет дозвуковую скорость, равную скорости набегающего потока. Значит, частицы воздуха в струе, обтекающей заднюю часть профиля, перед подходом к его задней кромке должны двигаться с замедлением, а давление должно иметь значение, соответствующее существующим там условиям. Плавное торможение сверхзвукового потока невозможно, поэтому изменение значений скорости и давления происходит резко. Торможение и сжатие движущегося потока воздуха происходит в некоторой плоскости, перпендикулярной поверхности профиля. Эта плоскость образует фронт плоской волны уплотненного воздуха, которая называется ударной волной или прямым скачком уплотнения. На прямом скачке давление резко возрастает, а скорость уменьшается до дозвукового значения. Поскольку за скачком поток уже дозвуковой, то его дальнейшему расширению сопутствуют уменьшение скорости и увеличение давления.

Рис. 1.11. Зависимости коэффициента лобового сопротивления Сх

a – от числа Маха (показано также влияние С х на максимальную скорость полета с данной двигательной установкой);

б – от вида скачков уплотнения; 1 -самолет сверхзвуковой конструкции; 2-самолет дозвуковой конструкции.

Таким образом, наличие сверхзвуковой области обтекания приводит к тому, что в соответствующей части профиля давление оказывается меньше, чем на других его частях (особенно передней), где обтекание остается дозвуковым. Чем меньше давление в сверхзвуковой области, тем больше сила, увлекающая профиль назад, а следовательно, тем больше его волновое сопротивление. С дальнейшим увеличением скорости самолета область сверхзвуковых скоростей на профиле становится более обширной, интенсивность скачка уплотнения увеличивается, возрастают его размеры и происходит дальнейший рост волнового сопротивления. Вскоре после возникновения скачка на верхней поверхности профиля он появляется также и на нижней поверхности, увеличивая и без того уже большое сопротивление. Есть еще одна причина возрастания сопротивления. За скачком вследствие резкого изменения скорости и давления происходит уплотнение и отрыв пограничного слоя воздуха, и возникающая вследствие этого турбулентность увеличивает сопротивление формы. Указанный быстрый рост аэродинамического сопротивления, образующего препятствие в виде своего рода «стенки» уплотненного воздуха, уже в 1936 г. был назван звуковым барьером.

Когда набегающий поток воздуха является сверхзвуковым, скачок уплотнения возникает перед передней кромкой крыла. Форма этого скачка зависит от формы профиля. Если профиль имеет закругленную переднюю кромку, то перед ним возникает криволинейный прямой скачок уплотнения максимальной интенсивности, которому соответствует наибольшее волновое сопротивление. Наименьшее волновое сопротивление создает профиль с острой передней кромкой, на которой возникают косые скачки уплотнения. Их характеризует меньшее изменение параметров течения, а это значит, что при косых скачках уплотнения волновое сопротивление меньше.

На первой стадии развития сверхзвуковой авиации был достаточно хорошо изучен механизм возникновения волнового сопротивления. Понимание происходящих явлений позволило разработать множество средств, а также подобрать соответствующую форму различных частей планера в зависимости от скорости полета. Этим проблемам посвящены последующие разделы книги.