Чтение онлайн

Рис. 1.12. Возникновение первого и второго звуковых ударов.

Рис. 1.13. Изменение давления в звуковой волне N в вертикальной плоскости под самолетом (а) и зона слышимости звукового удара на земле во время полета англо-французского пассажирского самолета «Конкорд» со сверхзвуковой скоростью (б).

При полете со сверхзвуковой скоростью на поверхностях планера создается сложная система скачков уплотнения и областей низкого давления. Наиболее интенсивные скачки создают носовая часть самолета, которая в полете первой встречает частицы невозмущенного потока воздуха, и элементы хвостовой части, где практически заканчиваются возмущения, вносимые самолетом в окружающую среду. Эти два скачка уплотнения называются соответственно головным и хвостовым. Промежуточные возмущения либо догоняют головной скачок, либо из-за меньшей скорости настигаются хвостовым скачком. Таким образом, уже на небольшом расстоянии от самолета система скачков уплотнения превращается в двухскачковую систему. За головным скачком давление воздуха скачкообразно возрастает выше атмосферного на значение Ар, а затем плавно уменьшается ниже атмосферного на то же самое значение. В хвостовом скачке происходит скачкообразный рост давления до атмосферного значения.

Описанная плоская модель возникновения системы скачков уплотнения в действительности является пространственной системой, которую можно привести к двум конусам Маха. Таким образом, при горизонтальном полете с постоянной сверхзвуковой скоростью звуковой удар слышен одновременно в различных точках поверхности Земли (этот вид звукового удара называется сверхзвуковым; в зависимости от длины самолета и высоты полета промежуток времени, разделяющий обе волны, может быть так мал, что хлопки сливаются в один отзвук). Геометрическим местом этих точек является гипербола, образуемая пересечением конуса Маха с поверхностью Земли. Поскольку самолет движется с определенной скоростью, вслед за ним распространяются ударные волны, которые в виде громовых раскатов слышатся на определенной территории. Практически это означает, что звуковой удар сопровождает сверхзвуковые самолеты на протяжении всей трассы полета, начиная с момента достижения скорости звука вплоть до момента обратного перехода через скорость звука при торможении перед посадкой.

Размеры зоны слышимости звукового удара (ширина «коридора», над которым самолет пролетает со сверхзвуковой скоростью) и его интенсивность зависят от многих параметров. С увеличением массы самолета и его скорости, а также с уменьшением высоты полета интенсивность звукового удара возрастает, а зона слышимости уменьшается. Так как до сих пор не разработано активных средств, снижающих интенсивность звукового удара, пока единственно возможными средствами являются пассивные. Так, для конкретного типа самолета допустимый уровень акустического давления определяется путем установления минимально допустимой высоты полета над населенными территориями.

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.

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.

Рост температуры обшивки самолета в результате аэродинамического нагрева вызывается вязкостью воздуха, обтекающего самолет, а также его сжатием на лобовых поверхностях. Вследствие потери скорости частицами воздуха в пограничном слое в результате вязкостного трения происходит повышение температуры всей обтекаемой поверхности самолета. В результате сжатия воздуха температура растет, правда, лишь локально (этому подвержены главным образом носовая часть фюзеляжа, лобовое стекло кабины экипажа, а особенно передние кромки крыла и оперения), но зато чаще достигает значений, небезопасных для конструкции. В этом случае в некоторых местах происходит почти прямое соударение потока воздуха с поверхностью и полное динамическое торможение. В соответствии с принципом сохранения энергии вся кинетическая энергия потока при этом преобразуется в тепловую и в энергию давления. Соответствующее повышение температуры прямо пропорционально квадрату скорости потока до торможения (или, без учета ветра – квадрату скорости самолета) и обратно пропорционально высоте полета.

Теоретически, если обтекание имеет установившийся характер, погода безветренна и безоблачна и не происходит переноса тепла посредством излучения, то тепло не проникает внутрь конструкции, а температура обшивки близка к так называемой температуре адиабатического торможения. Зависимость ее от числа Маха (скорости и высоты полета) приведена в табл. 4.

В действительных условиях повышение температуры обшивки самолета от аэродинамического нагрева, т. е. разница между температурой торможения и температурой окружения, получается несколько меньшей ввиду теплообмена со средой (посредством излучения), соседними элементами конструкции и т. п. Кроме того, полное торможение потока происходит лишь в так называемых критических точках, расположенных на выступающих частях самолета, а приток тепла к обшивке зависит также от характера пограничного слоя воздуха (он более интенсивен для турбулентного пограничного слоя). Значительное снижение температуры происходит также при полетах сквозь облака, особенно когда они содержат переохлажденные капли воды и кристаллики льда. Для таких условий полета принимается, что снижение температуры обшивки в критической точке по сравнению с теоретической температурой торможения может достичь даже 20-40%.

Тем не менее общий нагрев самолета в полете со сверхзвуковыми скоростями (особенно на малой высоте) иногда так высок, что повышение температуры отдельных элементов планера и оборудования приводит либо к их разрушению, либо, как минимум, к необходимости изменения режима полета. Например, при исследованиях самолета ХВ-70А в полетах на высотах более 21 ООО м со скоростью М = 3 температура входных кромок воздухозаборника и передних кромок крыла составляла 580-605 К, а остальной части обшивки 470-500 К.Последствия повышения температуры элементов конструкции самолета до таких больших значений можно оценить в полной мере, если учесть тот факт, что уже при температурах около 370 К размягчается органическое стекло, повсеместно употребляемое для остекления кабин, кипит топливо, а обычный клей теряет прочность. При 400 К значительно снижается прочность дюралюминия, при 500 К происходит химическое разложение рабочей жидкости в гидросистеме и разрушение уплотнений, при 800 К теряют необходимые механические свойства титановые сплавы, при температуре выше 900 К плавятся алюминий и магний, а сталь размягчается. Повышение температуры приводит также к разрушению покрытий, из которых анодирование и хромирование могут использоваться до 570 К, никелирование-до 650 К, а серебрение-до 720 К.