Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 6 (всего у книги 42 страниц)

Общая схема самолета

Эволюция как крыла, так и фюзеляжа сверхзвукового самолета еще не завершена. Разнообразие возможных путей поиска и найденных конструктивных решений привело к большому разнообразию схем и конструкций сверхзвуковых самолетов.

Взаимное положение частей планера и их назначение определяют аэродинамическую схему самолета. Выбор соответствующей схемы и форм частей планера обеспечивает определенные аэродинамические, прочностные, массовые, тактико-технические и прочие характеристики, т. е. определенные функциональные свойства самолета в процессе его эксплуатации. В большинстве построенных до настоящего времени самолетов (62) принята классическая (нормальная) схема как наиболее всесторонне исследованная и оправдавшая себя на практике и лишь в двух случаях принята схема «утка» (XFV-12A и «Мираж» 4000). В остальных 24 случаях использована схема без горизонтального оперения («бесхвостка»), но в модификациях, сохраняющих достоинства классической схемы с одновременным исключением ее недостатков. Таким путем были разработаны аэродинамические схемы самолетов со свойствами, промежуточными между схемами «утка» и «бесхвостка». Это самолеты «Гриффон», ХВ-70А, F-4CCV, YF-16CCV и «Кфир» С2 со стационарными либо подвижными дополнительными поверхностями, «Мираж-Милан», Ту-144 и F-14 с убираемыми дестабилизаторами, а также «Вигген», выполненный по схеме биплан-тандем.

Рис. 1.24. Характерные формы фюзеляжа сверхзвуковых самолетов (масштаб 1 :200, для ХВ– 70А-масштаб 1 :400).

Рис. 1.25. Американские самолеты с несущим фюзеляжем.

Вверху F-5A, внизу SR-71A.

Рис. 1.26. Американский самолет «Валькирия» ХВ-70А с опущенными (вверху) и поднятыми (внизу) концевыми частями крыла.

Принятая аэродинамическая схема самолета обычно свидетельствует об индивидуальности конструктора, но тем не менее она всегда опирается на глубокий теоретический анализ и экспериментальные исследования, и ее принятие обусловлено рациональными предпосылками. Например, в самолете ХВ-70А с проектной крейсерской скоростью М = 3 использовано треугольное в плане крыло с отклоняемыми концевыми частями. При малых скоростях они образуют единую плоскость с основными частями крыла, благодаря чему при взлете и посадке удельная нагрузка на крыло меньше, а подъемная сила больше. При полете с большей скоростью концы крыла отклоняются вниз, что обеспечивает необходимую продольную устойчивость самолета (центр давления крыла оказывается ближе к центру тяжести самолета), а также позволяет обойтись горизонтальным оперением с поверхностью, почти вдвое меньшей, чем требуется обычно для условий сверхзвукового полета. Использование крыла такой конструкции приводит к уменьшению сопротивления самолета ввиду меньшего балансировочного сопротивления и сопротивления трения. Дестабилизирующая же плоскость (переднее крыло) во время взлета и посадки самолета ХВ-70А выполняет роль дополнительной несущей поверхности, размещенной перед центром тяжести самолета, что позволяет выполнять эти этапы полета на больших углах атаки без необходимости отклонения элевонов кверху (и уменьшения в связи с этим подъемной силы крыла).

Переднее крыло самолета ХВ-70А отличается высокой эффективностью, поскольку оно оснащено закрылками и расположено в носовой части самолета на значительном расстоянии от его центра тяжести. Взлет и посадка происходят при нулевом угле установки (относительно оси самолета) дополнительного крыла и отклонении закрылков на 20° (вместе с отклонением закрылков автоматически отклоняются книзу элевоны, что дополнительно увеличивает подъемную силу всей системы). На остальных режимах полета закрылки заблокированы в нейтральном положении и вся дополнительная плоскость выполняет роль балансировочных рулей, что особенно полезно для уравновешивания продольного момента, возникающего в результате изменения положения центра давления при переходе через скорость звука.

Другой особенностью самолета ХВ-70А (наряду с отклоняемыми концами крыла и дополнительной несущей поверхностью) является такой выбор его аэродинамической схемы, при котором скачок уплотнения используется для создания дополнительной подъемной силы. Этот эффект был обнаружен NACA в первой половине 50-х годов при определении количеств движения потоков, обтекающих различные тела. Например, при симметричном обтекании конического тела с горизонтальной плоскостью посередине количество движения потока разделяется поровну вверх и вниз. Поскольку для самолета выгодно, чтобы вектор количества движения обтекающего потока был направлен книзу, то вначале исследовалось тело в форме полуконуса, обращенного плоской поверхностью кверху, с несущей поверхностью, совмещенной с этой плоскостью. Затем этой поверхности были приданы отогнутые книзу концы; такая аэродинамическая схема оказалась оптимальной.

Помимо надлежащей формы крыла, необходимым условием создания дополнительной подъемной силы является соответствующее аэродинамическое проектирование части фюзеляжа, находящейся под крылом. В самолете ХВ-70А это средняя часть фюзеляжа, в которой располагаются воздушный канал и отсек двигательной установки, состоящей из шести двигателей. Под передней центральной частью крыла расположен воздухозаборник, центральный клин которого с углом при вершине ~ 48° создает косой скачок с углом, зависящим от скорости потока (числа Маха). Поскольку самолет проектировался на крейсерскую скорость, соответствующую М = 3,0, то в этих условиях угол наклона косого скачка составляет ~ 65°. Именно поэтому в самолете ХВ-70А треугольное крыло расположено так, что его передняя кромка оказывается непосредственно над первичным скачком. За этим скачком число Маха снижается на 0,3, а давление возрастает в среднем почти на 1,90 кПа. Расположенные ниже по потоку части фюзеляжа генерируют дальнейшие скачки уплотнения с тем же углом наклона, так что вся нижняя поверхность крыла оказывается над системой скачков, создающих область повышенного давления.

Прирост подъемной силы в результате использования благоприятных эффектов скачков уплотнения позволяет выполнять полеты при меньших углах атаки. Например, если самолет нормальной аэродинамической схемы летит с крейсерской скоростью при угле атаки 4°, то для самолета ХВ-70А этот угол составляет только 2°. Такое уменьшение угла атаки приводит к существенному уменьшению сопротивления самолета и снижению расхода топлива. Поскольку использование скачков уплотнения для создания дополнительной подъемной силы оказывается наиболее эффективным лишь при постоянной высокой сверхзвуковой скорости полета, т.е. когда угол наклона скачка уплотнения соответствует положению передней кромки крыла, то оно особенно целесообразно в пассажирских самолетах. Поэтому в самолетах Ту-144 и «Конкорд» с целью использования скачков обеспечено надлежащее взаимное положение гондол двигателей и передней кромки крыла.

Самолет «Гриффон» имеет менее сложную аэродинамическую схему, так как его дополнительная поверхность является простой стационарной дестабилизирующей плоскостью. Зато в самолетах «Мираж– Милан» и Ту-144, как и у ХВ-70, дополнительные несущие поверхности выполняют более сложные функции, но их новизна заключается в том, что дополнительные несущие плоскости («усы») выдвигаются лишь при малых скоростях полета (т. е. используются исключительно при определенных условиях обтекания), что обеспечивает максимальную эффективность при взлете и посадке и исключает влияние этих плоскостей на летные качества самолета при сверхзвуковых скоростях.

Рис. 1.27. Расположение и принцип действия управляющих поверхностей в самолетах, выполненных по схемам «бесхвостка» (а), «бесхвостка» со вспомогательным передним крылом или «утка» (б) и нормальной схеме (в).

Рис. 1.28. Французский истребитель «Мираж– Милан».

Применение дополнительных несущих поверхностей на самолете без горизонтального оперения объяснялось стремлением увеличить коэффициент подъемной силы треугольного крыла при малых скоростях полета. Как известно, увеличение угла атаки (для увеличения подъемной силы при одновременном сохранении продольной устойчивости) в таком самолете может быть достигнуто только посредством отклонения элевонов кверху. Однако такое отклонение элевонов ведет к опасному изменению характера обтекания крыла и уменьшению коэффициента подъемной силы на величину до 25%. Поскольку в рассматриваемом случае нужно применять мощные элевоны, механизация треугольного крыла в самолетах без горизонтального оперения почти невозможна. Поэтому такие самолеты отличаются, при малой удельной нагрузке на крыло, большими скоростями взлета и посадки. Оснащение самолета небольшими несущими плоскостями, располагаемыми перед крылом, позволяет создавать при взлете и посадке кабрирующий момент, поднимающий нос самолета кверху, что полезно с различных точек зрения, в особенности тем, что позволяет отклонять элевоны книзу.

Эффективность «усов» зависит от их положения относительно центра тяжести самолета; она возрастает при вынесении «усов» вперед. Однако применение таких дополнительных плоскостей имеет и ряд недостатков, к которым относятся:

– увеличение сопротивления всего самолета, что резко ухудшает характеристики треугольного крыла при сверхзвуковых скоростях;

– появление новых источников завихрений, нарушающих нормальную работу воздухозаборников и двигателей;

– отклонение потока воздуха за «усами» и уменьшение вследствие этого подъемной силы крыла;

– ухудшение условий обзора из кабины экипажа вперед при больших углах атаки;

– возникновение зависящего от угла атаки момента на кабрирование (тогда как в диапазоне используемых углов атаки целесообразно, чтобы этот момент был всегда постоянным).

Единственным способом, позволяющим исключить указанные недостатки, является применение убирающихся «усов». Для получения кабрирующего момента, не зависящего от угла атаки, необходимо использовать «усы» малой поверхности с большим коэффициентом подъемной силы, слабо изменяющимся в области критических углов атаки. При выдвижении таких «усов» положение центра давления самолета почти не меняется, что весьма важно, так как при изменении положения центра давления изменяется запас статической устойчивости самолета.

Специальные исследования убираемых «усов» позволили определить их оптимальную аэродинамическую конфигурацию следующими признаками: «ус» должен иметь форму, близкую к прямоугольной, и большое удлинение, должен изготовляться из толстых профилей значительной кривизны и иметь две стационарные щели-за передней и перед задней кромками. «Усы», удовлетворяющие этим требованиям, характеризуются большим коэффициентом подъемной силы, сохраняющим почти постоянное значение во всем диапазоне используемых околокритических углов атаки при небольших скоростях полета. Кроме того, «усы», оптимизированные для условий малых скоростей обтекания, хорошо работают и при околозвуковых скоростях.

Рис. 1.29. Кинематика системы управления «усами» самолета «Мираж-Милан». 1 -стационарный предкрылок; 2-основная часть крыла; 3-стационарный однощелевой закрылок; 4-щели; 5-люк ниш убирания «усов»; 6-лонжерон; 7-тяга системы управления положением; 8 -ходовой винт; 9-кронштейны крепления двигателя; 10-электропривод.

Плавное изменение кабрирующего момента обеспечивает соответствующая кинематическая система, увеличивающая угол атаки по мере выпускания «усов». Результаты исследований показали, что возрастание подъемной силы при выпускании «усов» вполне компенсирует уменьшение этой силы на основном крыле вследствие отклонения потока воздуха. Зато возможность отклонения элевонов книзу, а не кверху позволяет увеличить подъемную силу почти на 25% при неизменном аэродинамическом качестве самолета с выпущенными «усами». Кроме вышеназванных достоинств, система «усов» обеспечивает простое управление и повышенную устойчивость самолета во время снижения и уменьшения скорости перед посадкой, возможность захода на посадку с большим углом атаки, а также улучшение реакции самолета на режиме выравнивания, что позволяет более точно намечать точку приземления и дополнительно уменьшает посадочную дистанцию.

В самолете «Мираж-Милан» применены «усы» с площадью, составляющей 1,7% площади всей несущей поверхности самолета. Они изготовлены с применением усовершенствованного профиля St-Cyr-156. Усовершенствование заключалось в двукратном увеличении кривизны средней линии, а также во введении двух постоянных щелей, обеспечивающих механизацию крыла в виде неподвижных предкрылков и однощелевых закрылков. Такое изменение профиля обеспечивает контроль за отрывом потока, а значит, и возможность создания подъемной силы, не зависящей (в определенных пределах) от изменения угла атаки. В выпущенном состоянии «усы» устанавливаются под углом 19° и имеют положительный угол поперечного V 15°. Каждый «ус» может поворачиваться относительно собственной вертикальной оси, наклоненной под небольшим углом, посредством общего привода, состоящего из электромотора, ходового винта, траверсы, рычага и поворотной цапфы. Боковые ниши в передней части фюзеляжа позволяют выпускать и втягивать «усы»; ниши закрываются подвижными щитками, плотное прилегание которых обеспечивают пружины. Масса всей системы составляет 50 кг. Выпускание «усов» длится 6-7 с. Они используются при скоростях полета до 600 км/ч.

Рис. 1.30. Иллюстрация принципов создания подъемной силы в самолетах «Дракен» и «Вигген» (а) и зависимости коэффициента подъемной силы Cz от угла атаки а для самолета схемы биплан-тандем при различных расположениях переднего крыла (б).

Проблема улучшения взлетно-поса– дочных характеристик заметно повлияла также на концепцию самолета «Вигген», который был спроектирован по схеме би– план-тандем без горизонтального оперения, т.е. с определенными аэродинамическими признаками схемы «утка». Система двух несущих плоскостей различной площади дает комбинацию, которая наиболее рациональна с точки зрения сочетания хороших взлетно-посадочных характеристик и крейсерских летных данных при сверхзвуковых скоростях. Кроме того, самолет, выполненный по схеме биплан-тандем, не очень чувствителен к воздействию турбулентности атмосферы, что особенно важно во время полетов на малых высотах с большими скоростями.

Перед началом проектирования самолета «Дракен» военные потребовали, чтобы этот самолет имел скорость, вдвое большую, чем его предшественник, но чтобы он в то же время мог эксплуатироваться с существующих аэродромов. Тогда было применено треугольное крыло с изломом передней кромки (с увеличенным углом стреловидности в корневых частях крыла). В случае самолета «Вигген» была поставлена задача лишь незначительно увеличить максимальную скорость и одновременно введено условие эксплуатации с аэродромов, имеющих взлетно-посадочные полосы длиной до 500 м. Конфигурация «двойной треугольник» была подвергнута разносторонним исследованиям, целью которых являлось улучшение летных качеств крыльев при малых скоростях и сохранение хороших характеристик при сверхзвуковых скоростях полета.

Так возникла аэродинамическая схема биплан-тандем, в которой большая общая подъемная сила во время взлета и посадки достигается благодаря созданию дополнительной подъемной силы на переднем крыле, оснащенном закрылками. Для увеличения этой силы закрылки имеют систему управления пограничным слоем (путем сдува его воздухом, отбираемым от компрессора двигателя), а само вспомогательное крыло расположено значительно выше главного и имеет больший угол установки. Благодаря этому угол атаки при посадке может быть больше, чем для самолета «Дракен» (у которого он равен 12-14°). Испытания показали, что даже при углах атаки ~ 30° нет опасности срыва потока и сохраняется достаточная продольная и поперечная устойчивость. В результате «Вигген», будучи сверхзвуковым самолетом, имеет посадочные характеристики хорошего дозвукового самолета.

Использование устройства реверса тяги и форсажной камеры даже обеспечивает «Виггену» свойства самолета короткого взлета и посадки. Использованный в конструкции этого самолета принцип создания дополнительной подъемной силы за счет использования дополнительной несущей поверхности перед основным крылом не нов, но ввиду тенденции быстрого отрыва потока на передней плоскости он не нашел широкого применения, поскольку это явление вызывает ухудшение летных качеств самолета при малых скоростях (больших углах атаки). Однако эксперименты в аэродинамической трубе, проведенные SAAB, показали, что если обе несущие плоскости имеют треугольную форму с надлежащими характеристиками и оптимально взаимораспо– ложены, то отрыв потока на передней плоскости не возникает даже при углах атаки, превышающих эксплуатационные. Кроме того, как это видно на схемах рис. 1.30, размещение переднего крыла выше плоскости главного обеспечивает не только высокую эффективность переднего, но также и полезное взаимодействие обоих крыльев при возникновении вихрей на больших углах атаки.

Очень хорошие летные характеристики самолета достигнуты также благодаря применению треугольного крыла с профилями малой относительной толщины и с большим углом стреловидности по передней кромке. Переднее крыло имеет постоянную стреловидность по передней кромке (60°), а основное-переменный угол стреловидности: меньший в корневых частях (45°) и больший в концевых (57°), т.е. наоборот по сравнению с самолетом «Дракен».

Благодаря достоинствам схемы биплантандем самолет «Вигген» оказалось возможным оснастить крыльями с площадью и размахом, значительно меньшими, чем у треугольных крыльев обычных самолетов. Это позволило существенно уменьшить аэродинамическое сопротивление, особенно при высоких скоростях.

Резюмируя изложенное выше о самолете «Вигген», можно констатировать, что с точки зрения аэродинамики схема биплан-тандем периодически привлекала внимание конструкторов на протяжении всего развития авиации. Но поскольку выбор такой схемы содержит в себе определенный риск (возможный отрыв потока на передней плоскости при больших углах атаки и связанные с этим неблагоприятные последствия), то она оказалась реализованной и нашла путь к серийному производству только после введения сдува пограничного слоя с закрылков переднего крыла.

Такая схема при ее оптимальной реализации обеспечивает короткий взлет и посадку без конструктивных дополнений, какие имеют самолеты ВВП или самолеты с изменяемой геометрией крыла, т.е. самолеты сложной конструкции. Это позволило не только значительно снизить единичную стоимость самолетов этого типа, но также упростить обслуживание и эксплуатацию и повысить надежность. Однако поскольку любая схема не лишена и определенных недостатков, а технический прогресс непрерывно открывает новые возможности, то при разработке самолетов следующего поколения могут оказаться полезными даже те конструктивные идеи, которые сегодня считаются нерациональными. Таким образом, разнообразие путей поиска решений можно расценивать как фактор, обеспечивающий дальнейший прогресс.

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*

[Закрыть] . 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.