Сверхзвуковые самолеты

Летные исследования самолета «Конкорд» показали, что при полете на высоте 18000 м с М = 2,2 угол конуса Маха составляет около 30°, акустическое давление Ар х 0,1 кПа, а зона слышимости звукового удара имеет ширину ~ 100 км. Установлено также, что на расстоянии около 200 км от аэродрома самолет должен уже лететь над малонаселенной территорией. Действительное влияние звукового удара, производимого эксплуатируемыми в настоящее время пассажирскими самолетами, до конца еще не изучено. Однако установлено, что водные животные и рыбы не подвергаются его отрицательным последствиям, а дикие и домашние животные на открытой местности реагируют на него, как на грозовой гром средней интенсивности. Не обнаружено также отрицательных воздействий полетов сверхзвуковых самолетов над горами, скалами, береговыми кручами и т.п. Итак, результаты проведенных до настоящего времени исследований говорят о том, что сейчас нет необходимости во введении каких-либо новых жестких ограничений для трасс пассажирских сверхзвуковых самолетов.

Тепловой барьер

Исследования, проведенные на рубеже 1940-1950-х годов, позволили разработать ряд аэродинамических и технологических решений, обеспечивающих безопасное преодоление звукового барьера даже серийными самолетами. Тогда казалось, что покорение звукового барьера создает неограниченные возможности дальнейшего увеличения скорости полета. Буквально за несколько лет было облетано около 30 типов сверхзвуковых самолетов, из которых значительное число было запущено в серийное производство.

Многообразие использованных решений привело к тому, что многие проблемы, связанные с полетами на больших сверхзвуковых скоростях, были всесторонне изучены и решены. Однако встретились новые проблемы, значительно более сложные, нежели звуковой барьер. Они вызваны нагревом конструкции летательного аппарата при полете с большой скоростью в плотных слоях атмосферы. Это новое препятствие в свое время назвали тепловым барьером. В отличие от звукового новый барьер нельзя охарактеризовать постоянной, подобной скорости звука, поскольку он зависит как от параметров полета (скорости и высоты) и конструкции планера (конструктивных решений и использованных материалов), так и от оборудования самолета (системы кондиционирования, охлаждения и т.п.). Таким образом, в понятие «тепловой барьер» входит не только проблема опасного нагрева конструкции, но также такие вопросы, как теплообмен, прочностные свойства материалов, принципы конструирования, кондиционирование воздуха и т.п.

Нагрев самолета в полете происходит главным образом по двум причинам: от аэродинамического торможения воздушного потока и от тепловыделения двигательной установки. Оба эти явления составляют процесс взаимодействия между средой (воздухом, выхлопными газами) и обтекаемым твердым телом (самолетом, двигателем). Второе явление типично для всех самолетов, и связано оно с повышением температуры элементов конструкции двигателя, воспринимающих тепло от воздуха, сжатого в компрессоре, а также от продуктов сгорания в камере и выхлопной трубе. При полете с большими скоростями внутренний нагрев самолета происходит также и от воздуха, тормозящегося в воздушном канале перед компрессором. При полете на малых скоростях воздух, проходящий через двигатель, имеет относительно низкую температуру, вследствие чего опасный нагрев элементов конструкции планера не происходит. При больших скоростях полета ограничение нагрева конструкции планера от горячих элементов двигателя обеспечивается посредством дополнительного охлаждения воздухом низкой температуры. Обычно используется воздух, отводимый от воздухозаборника с помощью направляющей, отделяющей пограничный слой, а также воздух, захватываемый из атмосферы с помощью дополнительных заборников, размещенных на поверхности гондолы двигателя. В двух- контурных двигателях для охлаждения используется также воздух внешнего (холодного) контура.

Таким образом, уровень теплового барьера для сверхзвуковых самолетов определяется внешним аэродинамическим нагревом. Интенсивность нагрева поверхности, обтекаемой потоком воздуха, зависит от скорости полета. При малых скоростях этот нагрев так незначителен, что повышение температуры может не приниматься во внимание. При большой скорости воздушный поток обладает высокой кинетической энергией, в связи с чем повышение температуры может быть значительным. Касается это равным образом и температуры внутри самолета, поскольку высокоскоростной поток, заторможенный в воздухозаборнике и сжатый в компрессоре двигателя, приобретает настолько высокую температуру, что оказывается не в состоянии отводить тепло от горячих частей двигателя.