Сверхзвуковые самолеты

Во время второй мировой войны авиационные поршневые моторы достигли предельных возможностей, благодаря чему самолеты в горизонтальном полете приобрели максимальную скорость ~ 700 км/ч. Попытки дальнейшего увеличения скорости полета путем оснащения самолетов двигательными установками все большей тяги приводили к неудачам. Потребовалось выяснить физические причины отрицательных явлений, которые сопутствовали таким скоростям. Оказалось, что важнейшими из них являются изменение устойчивости самолета с одновременным снижением эффективности управляющих поверхностей, а затем резкое возрастание аэродинамического сопротивления. Таким образом, оказалось, что аэродинамический расчет самолетов, развивающих во время пикирования максимальную скорость, соответствующую М = 0,7-^-0,75, не учитывает важных явлений аэродинамики, и дальнейший прогресс авиации возможен лишь при изменении аэродинамической схемы самолетов и использовании реактивного двигателя.

Рис. 1.9. Американские экспериментальные самолеты (слева снизу по часовой стрелке): Х-1А, D-558-I, XF-92A, Х-5, D-558-II, Х-4 и Х-3 (в центре).

Тем не менее проблема еще не была осознана полностью, и первые реактивные самолеты проектировались в соответствии с требованиями аэродинамики винтомоторных самолетов, либо (даже чаще) планеры этих самолетов модифицировались лишь в пределах, необходимых для установки реактивного двигателя. Однако реактивные самолеты развивали большую скорость, чем самолеты с винтомоторной силовой установкой, поэтому острота проблемы стала нарастать. Полет, в котором возникали указанные выше явления, часто заканчивался катастрофой. Причины таких катастроф были окончательно выяснены лишь в последующие годы, и только изменение аэродинамической схемы околозвукового самолета (а позднее-сверхзвукового) позволило окончательно решить эту проблему.

Стали создаваться самолеты со все большей стреловидностью крыла, меньшей относительной толщиной профиля и большей удельной нагрузкой на крыло. Очевидно, именно такое, а не иное направление развития самолета было связано с главной целью-увеличением максимальной скорости полета. Однако такая эволюция в области аэродинамики и конструкции была в принципе односторонней, так как следствием ее было не только уменьшение коэффициентов сопротивления при высоких скоростях, но и уменьшение коэффициента подъемной силы при любых скоростях. Это отрицательно повлияло, в частности, на посадочную скорость, которая с точки зрения безопасности экипажа и надежности конструкции должна быть как можно меньшей.

Резкое увеличение аэродинамического сопротивления самолета при околозвуковых скоростях полета требует увеличения тяги, необходимой для его преодоления, или изыскания способов снижения этого сопротивления. Первый путь весьма неэкономичен, поскольку двигатель большой тяги не только потребляет значительно большее количество топлива, но и, использованный в аэродинамически несовершенных самолетах, лишь несущественно увеличивает скорость полета. Такой способ вынужденно применялся в экспериментальных самолетах на начальном этапе развития сверхзвуковой авиации. Например, самолет Х-1 фирмы «Белл», сверхзвуковая скорость полета которого была достигнута именно таким путем, мог летать с работающим двигателем не дольше 5-10 мин и поэтому не был способен выполнять какие-либо боевые задания. Кроме того, как выяснилось при испытаниях этого самолета, достижение им сверхзвуковых скоростей было связано с нарушением устойчивости и управляемости и даже приводило к аварийным ситуациям. Именно с этих позиций второй путь достижения сверхзвуковых скоростей полета является экономичным, а его реализация – выдающимся этапом развития авиации.

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.

Таблица 3. Данные экспериментальных самолетов