Сверхзвуковые самолеты

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.