Что такое волновой кризис в авиации

Волновой кризис. Явление образования в общем дозвуковом потоке местных сверхзвуковых зон и местных скачков уплотнения называется волновым кризисом

Струйки потока при обтекании самолета деформируются. Поэтому местные скорости движения воздуха над крылом превышают скорость полета (Рис.5.7)

Рис.5.7 Волновой кризис

При достаточно большой скорости полета скорости воздуха в наименьшем (критическом) сечении струйки достигают местной скорости звука (рис. 5.7,а). Если

соединить критические сечения струек, в которых скорость достигает местной скорости звука, получим “звуковую линию” 1.

На крыле обра­зуется местная сверхзвуковая зона, которая начинается от звуковой линии и замыкается местным скачком уплотнения 2(рис. 5.7,б). Так как местный скачок уплотнения — прямой, то скорость потока за ним становится дозву­ковой. Иногда образуется дополни­тельный косой скачок уплотнения.

Последствия волнового кризиса. Волновой кризис качествен­но изменяет обтекание крыла и вызывает перераспределение давления по его профилю

Рис.5.8 Перераспределение давлений и волновой срыв потока

В результате этого изменяется величина аэродинамических сил, перемещается центр давления, нарушаются равновесие, устойчивость и управляемость самолета, возникают вибрации.

В результате взаимодействия местного скачка уплотнения с пограничным слоем возникает волновой срыв потока (рис. 5.8,б).

Причина срыва в том, что дозвуковая часть погранично­го слоя отделяет скачок 3 от поверхности крыла. Из-за разности давлений за и перед скачком в дозвуковой части пограничного слоя возникают обратные течения 4. Это вызывает отрыв пограничного слоя от поверхности крыла.

Преодоление волнового кризиса. Наиболее резкое изменение аэродинамических коэффициентов связано с явлением волнового кризиса.

-Скоростные профили значительно меньше деформируют поток, чем обычные. Чем меньше деформируется поток, тем мень­ше местные скорости обтекания профиля при заданной скорости полета и тем больше (рис 5.9,а).

Рис.5.9,а Влияние формы профиля

-Увеличение стреловидности крыла усиливает так называемый эффект скольжения, за счет которого скорость потока V раскладывается на две составляющие: нормальную и ка­сательную (рис. 5.9,б).

Рис. 5.9,б Влияние стреловидности

С увеличением угла стреловидности нормальная составляющая скорости V_n, воздействующая на профиль крыла, будет меньше скорости полета V.Это способствует увеличению критического числа Маха. Следовательно,у стреловидного крыла, по сравнению с прямым, изменение аэродинамических коэффициентов, связанное с волновым кризисом, происходит менее резко. Поэтому стреловидность крыла значительно улучшает устойчивость и управляемость самолета на около- и сверхзвуковых скоростях полета.

-Уменьшение удлинения крыла усиливает торцевой эффект. Он распространяется на большую часть поверхности крыла, и разрежение над крылом уменьшается (рис.5.9,в). Это приводит к более позднему появлению местных скачков уплотнения, т.е. к увеличению .

Рис.5.9,в Влияние удлинения крыла

-На аэродинамические характеристики крыла малого удлинения большое влияние оказывает форма в плане. Например, тре­угольное крыло соединило в себе преимущества большой стрело­видности и малого удлинения для увеличения и уменьшения волнового сопротивления.

5.5 Аэродинамические формы скоростного самолета

Выбор форм скоростного самолета направлен на увеличение критического числа Маха всех его частей (крыла, фюзеляжа, опе­рения, гондол двигателя и т. д.) а также на улучшение характеристик устойчивости и управляемости.

-Крыло. Наиболее рациональными являются профили крыла с малым радиусом закругле­ния носка, относительными толщиной , кривизной , симметричные или близкие к ним. Наибольшая толщина узких профилей расположена на 45 – 50% хорды от ребра атаки.

Для получения необхо­димого значения применяются крылья малого удлинения, стреловидные в плане, с углами стреловидности 40 – 60°.

Для улучшения характеристик устойчивости применяют аэроди­намическую крутку крыла; в корневых сечениях применяют профили малой кривизны и даже “перевернутые” с отрицательной кривиз­ной, а на конце крыла более “несущие” профили.

Устойчивость и управляемость увеличиваются также за счет геометрической крутки крыла, постановки аэродинамических гребней. Для обеспе­чения хороших взлетно-посадочных характеристик крыло снаб­жается мощной механизацией.

-Фюзеляж выполняют тонким, с большим удлинением, сигарообразной формы. Носовая и хвостовая части фюзеляжа обычно заостряются.

Поперечные сечения фюзеляжа определяются в соответствии с “правилом площадей”, смысл ко­торого сводится к тому, что площадь поперечного сечения фюзе­ляжа в месте присоединения крыла должна быть уменьшена на величину площади сечения крыла поперечной плоскостью (рис. 5.10).

Фонарь кабины стараются вписать в контуры фюзеляжа.

Рис.5.10 Правило площадей

-Оперение. Увеличение элементов оперения достигается применением скорост­ных профилей, увеличением стреловидности и уменьшением уд­линения. Улучшение характеристик продольной и путевой устой­чивости и управляемости обеспечивается увеличением площадей горизонтального и вертикального оперения и применением цельно поворотных стабилизаторов и килей.

-Аэродинамическая компоновка. Скоростные реактивные самолеты строятся чаще всего по схеме среднепланов. Уменьшение вредного взаимного влияния частей самолета дости­гается размещением их таким образом, чтобы максимальная толщина профиля крыла не находилась в одной плоскости с наибольшим сечением фюзеляжа. Поэтому крыло и стабилизатор скоростных самолетов от­носительно фюзеляжа и киля сдвинуты назад. Горизонтальное оперение относительно крыла смещают вверх или вниз.

Вывод: Формы летательного аппарата выбираются в зависимости от законов движения газового потока. Для полета на скоростях, где сказывается сжимаемость воздушной среды, аэродинамическая компоновка самолета и формы его частей значительно отличаются от скоростей, где сжимаемость не проявляется и воздух ведет себя как капельная жидкость.

Контрольные вопросы:

1. Что такое звук как физическое явление?

2. От каких параметров среды зависит скорость звука?

3. Что называется скачком уплотнения?

4. Какое сопротивление называют волновым? Какова его природа?

5. Какое число М полета называют критическим?

6. Чем опасно явление волнового кризиса?

7. Как возникает и к каким последствиям приводит явление волнового кризиса?

8. Какие профили и почему используют для скоростных самолетов?

9. Почему при стреловидном крыле увеличивается критическое число Маха?

10. Какие недостатки стреловидного крыла?

11. С какой целью применяют крыло малого удлинения?

12. Какие особенности имеют формы скоростного самолета?

Раздел II Динамика полета

Динамика полета – это наука, определяющая законы движения летательного аппарата под действием приложенных к нему сил. В динамике полета рассматриваются различные случаи установившегося и неустановившегося движений самолета и даются методы расчета его летных характеристик.

Практически осуществить такой полет невозможно, так как вследствие изменения веса самолета по мере выгорания топлива, а также вследствие неравномерности работы двигателей и изменения состояния атмосферы параметры движения самолета будут изменяться. Поэтому движение самолета, строго говоря, является неустановившимся. Однако рассмотрение полета как установившегося движения позволяет оценить предельные возможности самолета.

Движение самолета в течение короткого отрезка времени можно оценить с помощью алгебраических уравнений статики как для установившегося движения. В динамике полета к таким случаям относятся горизонтальный полет, набор высоты, снижение и правильный вираж. Описание других случаев движения – разгона, торможения, взлета и посадки возможно лишь при помощи дифференциальных уравнений.

При рассмотрении движения самолета принимаются следующие допущения:

-Сила тяги считается направленной по касательной к траектории движения;

-Внешние силы приводятся к центру тяжести самолета с добавлением соответствующих моментов. Эти моменты считаются уравновешенными при помощи рулей;

-Движение самолета заменяется рассмотрением перемещения его центра тяжести;

-Уравнения движения составляются в скоростной системе координатных осей ox_а, o y_а, o z_а..

Определим режимы и характеристики горизонтального полета, подъема и планирования, их зависимость от высоты полета, полетного веса и режима работы двигателя.

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Источник

ТЕХНОЛОГИИ, ИНЖИНИРИНГ, ИННОВАЦИИ

Измеритель диаметра, измеритель эксцентриситета, автоматизация, ГИС, моделирование, разработка программного обеспечения и электроники, БИМ

На границе звукового барьера: что вы об этом знаете?

Прежде чем пуститься в разговоры по теме, внесем некоторую ясность в вопрос о точности понятий. Сейчас в достаточно широком употреблении находятся два термина: звуковой барьер и сверхзвуковой барьер. Звучат они похоже, но все же неодинаково. Однако, строгости особой разводить смысла нет: по сути это одно и то же. Определением звуковой барьер пользуются чаще всего люди более сведущие и более близкие к авиации. А вторым определением обычно все остальные. Я думаю, что с точки зрения физики (и русского языка более правильно говорить все же звуковой барьер. Здесь простая логика. Ведь существует понятие скорость звука, а фиксированного понятия скорость сверхзвука, строго говоря, нет. Чуть забегая вперед скажу, что когда летательный аппарат летит на сверхзвуке, то он уже этот барьер прошел, а когда он его проходит (преодолевает), то он при этом проходит некое пороговое значение скорости, равное скорости звука (а не сверхзвука).

Вот как-то так. При этом первое понятие употребляется значительно реже, чем второе. Это, видимо, оттого, что слово сверхзвуковой звучит более экзотично и привлекательно. А в сверхзвуковом полете экзотика безусловно присутствует и, естественно, привлекает многих. Однако далеко не все люди, смакующие слова «сверхзвуковой барьер» понимают на самом деле, что же такое. Не раз уже в этом убеждался, заглядывая на форумы, читая статьи даже смотря телевизор.

Вопрос этот на самом деле с точки зрения физики достаточно сложен. Но мы в сложности, конечно, не полезем. Просто постараемся, как обычно, прояснить ситуацию используя принцип «объяснения аэродинамики на пальцах».

Итак, к барьеру звуковому!… Самолет в полете, воздействуя на такую упругую среду, как воздух, становится мощным источником звуковых волн. Что такое звуковые волны в воздухе знают, я думаю, все.

Звуковые волны (камертон).

Это чередование областей сжатия и разрежения, распространяющихся в разные стороны от источника звука. Примерно как круги на воде, которые тоже как раз волнами и являются (только не звуковыми). Именно такие области, воздействуя на барабанную перепонку уха, позволяют нам слышать все звуки этого мира, от человеческого шепота до грохота реактивных двигателей.

Пример звуковых волн.

Точками распространения звуковых волн могут быть различные узлы самолета. Например двигатель (его звук известен любому), или детали корпуса (например, носовая часть), которые, уплотняя перед собой воздух при движении, создают определенного вида волны давления (сжатия), бегущие вперед.

Все эти звуковые волны распространяются в воздушной среде с уже известной нам скоростью звука. То есть если самолет дозвуковой, да еще и летит на малой скорости, то они от него как бы убегают. В итоге при приближении такого самолета мы слышим сначала его звук, а потом уже пролетает он сам.

Оговорюсь, правда, что это справедливо, если самолет летит не очень высоко. Ведь скорость звука – это не скорость света. Величина ее не столь велика и звуковым волнам нужно время, чтобы дойти до слушателя. Поэтому очередность появления звука для слушателя и самолета, если тот летит на большой высоте может измениться.

А раз звук не так уж и быстр, то с увеличением собственной скорости самолет начинает догонять волны им испускаемые. То есть, если бы он был неподвижен, то волны расходились бы от него в виде концентрических окружностей, как круги на воде от брошенного камня. А так как самолет движется, то в секторе этих кругов, соответствующем направлению полета, границы волн (их фронты) начинают сближаться.

Дозвуковое движение тела.

Соответственно, промежуток между самолетом (его носовой частью) и фронтом самой первой (головной) волны ( то есть это та область, где происходит постепенное, в известной степени, торможение набегающего потока при встрече с носовой частью самолета (крыла, хвостового оперения) и, как следствие, увеличение давления и температуры) начинает сокращаться и тем быстрее, чем больше скорость полета.

Звуковое движение тела (М=1).

Скачок уплотнения, представляет собой очень узкую область среды (порядка 10-4 мм), при прохождении через которую происходит уже не постепенное, а резкое (скачкообразное) изменение параметров этой среды — скорости, давления, температуры, плотности. В нашем случае скорость падает, давление, температура и плотность растут. Отсюда такое название — скачок уплотнения.

Несколько упрощенно обо всем этом я бы еще сказал так. Сверхзвуковой поток резко затормозить невозможно, но ему это делать приходится, ведь уже нет возможности постепенного торможения до скорости потока перед самым носом самолета, как на умеренных дозвуковых скоростях. Он как бы натыкается на участок дозвука перед носом самолета (или носком крыла) и сминается в узкий скачок, передавая ему большую энергию движения, которой обладает.

Можно, кстати, сказать и наоборот, что самолет передает часть своей энергии на образование скачков уплотнения, чтобы затормозить сверхзвуковой поток.

Сверхзвуковое движение тела.

Есть для скачка уплотнения и другое название. Перемещаясь вместе с самолетом в пространстве, он представляет собой по сути дела фронт резкого изменения вышеуказанных параметров среды (то есть воздушного потока). А это есть суть ударная волна.

Скачок уплотнения и ударная волна, вобщем-то, равноправные определения, но в аэродинамике более употребимо первое.

Ударная волна (или скачок уплотнения) могут быть практически перпендикулярными к направлению полета, в этом случае они принимают в пространстве приблизительно форму круга и называются прямыми. Это обычно бывает на режимах, близких к М=1.

При числах М > 1 они уже располагаются под углом к направлению полета. То есть самолет уже перегоняет собственный звук. В этом случае они называются косыми и в пространстве принимают форму конуса, который, кстати, носит название конуса Маха, по имени ученого, занимавшегося исследованиями сверхзвуковых течений (упоминал о нем в одной из предыдущих статей).

Конус Маха.

Форма этого конуса (его так сказать «стройность») как раз и зависит от числа М и связана с ним соотношением: М= 1/sin α, где α – это угол между осью конуса и его образующей. А коническая поверхность касается фронтов всех звуковых волн, источником которых стал самолет, и которые он «обогнал», выйдя на сверхзвуковую скорость.

Кроме того скачки уплотнения могут быть также присоединенными, когда они примыкают к поверхности тела, двигающегося со сверхзвуковой скоростью или же отошедшими, если они с телом не соприкасаются.

Виды скачков уплотнения при сверхзвуковом обтекании тел различной формы.

Обычно скачки становятся присоединенными, если сверхзвуковой поток обтекает какие-либо остроконечные поверхности. Для самолета это, например, может быть заостренная носовая часть, ПВД, острый край воздухозаборника. При этом говорят «скачок садится», например, на нос.

А отошедший скачок может получиться при обтекании закругленных поверхностей, например, передней закругленной кромки толстого аэродинамического профиля крыла.

Различные узлы корпуса летательного аппарата создают в полете довольно сложную систему скачков уплотнения. Однако, наиболее интенсивные из них – два. Один головной на носовой части и второй – хвостовой на элементах хвостового оперения. На некотором расстоянии от летательного аппарата промежуточные скачки либо догоняют головной и сливаются с ним, либо их догоняет хвостовой.

Скачки уплотнения на модели самолета при продувке в аэродинамической трубе (М=2).

В итоге остаются два скачка, которые, вобщем-то, воспринимаются земным наблюдателем как один из-за небольших размеров самолета по сравнению с высотой полета и, соответственно,т небольшим промежутком времени между ними.

Интенсивность ( другими словами энергетика) ударной волны (скачка уплотнения) зависит от различных параметров (скорости движения летательного аппарата, его конструктивных особенностей, условий среды и др.) и определяется перепадом давления на ее фронте.

По мере удаления от вершины конуса Маха, то есть от самолета, как источника возмущений ударная волна ослабевает, постепенно переходит в обычную звуковую волну и в конечном итоге совсем исчезает.

А от того, какой степени интенсивностью будет обладать скачок уплотнения (или ударная волна), достигший земли зависит эффект, который он может там произвести. Ведь не секрет, что всем известный «Конкорд» летал на сверхзвуке только над Атлантикой, а военные сверхзвуковые самолеты выходят на сверхзвук на больших высотах или в районах, где отсутствуют населенные пункты (по крайней мере вроде как должны это делать.

Эти ограничения очень даже оправданы. Для меня, например, само определение ударная волна ассоциируется со взрывом. И дела, которые достаточно интенсивный скачок уплотнения может наделать, вполне могут ему соответствовать. По крайней мере стекла из окон могут повылетать запросто. Свидетельств этому существует достаточно (особенно в истории советской авиации, когда она была достаточно многочисленной и полеты были интенсивными). Но ведь можно наделать дел и похуже. Стоит только полететь пониже …

Однако в большинстве своем то, что остается от скачков уплотнения при достижении ими земли уже неопасно. Просто сторонний наблюдатель на земле может при этом услышать звук, схожий с грохотом или взрывом. Именно с этим фактом связаны одно расхожее и довольно стойкое заблуждение.

Люди, не слишком искушенные в авиационной науке, услышав такой звук, говорят, что это самолет преодолел звуковой барьер (сверхзвуковой барьер). На самом деле это не так. Это утверждение не имеет ничего общего с действительностью по крайней мере по двум причинам.

Ударная волна (скачок уплотнения).

Во-первых, если человек, находящийся на земле, слышит высоко в небе гулкий грохот, то это означает, всего лишь, (повторяюсь :-)) что его ушей достиг фронт ударной волны (или скачок уплотнения) от летящего где-то самолета. Этот самолет уже летит на сверхзвуковой скорости, а не только что перешел на нее.

И если этот же человек смог бы вдруг оказаться в нескольких километрах впереди по следованию самолета, то он опять бы услышал тот же звук от того же самолета, потому что попал бы под действие той же ударной волны, движущейся вместе с самолетом.

Она перемещается со сверхзвуковой скоростью, и по сему приближается бесшумно. А уже после того, как она окажет свое не всегда приятное воздействие на барабанные перепонки (хорошо, когда только на них :-)) и благополучно пройдет дальше, становится слышен гул работающих двигателей.

Примерная схема полета самолета при различных значениях числа М на примере истребителя Saab 35 “Draken”. Язык, к сожалению, немецкий, но схема вобщем понятна.

Более того сам переход на сверхзвук не сопровождается никакими единовременными «бумами», хлопками, взрывами и т.п. На современном сверхзвуковом самолете летчик о таком переходе чаще всего узнает только по показанию приборов. При этом происходит, однако, некий процесс, но он при соблюдении определенных правил пилотирования ему практически не заметен.

Но и это еще не все. Скажу больше. Звуковой барьер в виде именно какого-то ощутимого, тяжелого, труднопересекаемого препятствия, в который самолет упирается и который нужно «прокалывать» (слышал я и такие суждения :-)) не существует.

Строго говоря, вообще никакого барьера нет. Когда-то на заре освоения больших скоростей в авиации это понятие сформировалось скорее как психологическое убеждение о трудности перехода на сверхзвуковую скорость и полете на ней. Появились даже высказывания о том, что это вообще невозможно, тем более, что предпосылки к такого рода убеждениям и высказываниям были вполне конкретные.

Однако, обо всем по порядку…

В аэродинамике существует другой термин, который достаточно точно описывает процесс взаимодействия с воздушным потоком тела, движущегося в этом потоке и стремящегося перейти на сверхзвук. Это волновой кризис. Именно он как раз и делает некоторые нехорошие вещи, которые традиционно ассоциируют с понятием звуковой барьер.

Итак кое-что о кризисе. Любой летательный аппарат состоит из частей, обтекание которых воздушным потоком в полете может быть не одинаково. Возьмем, к примеру, крыло, точнее обыкновенный классический дозвуковой профиль.

Из основ знаний о том, как образуется подъемная сила нам хорошо известно, что скорость потока в прилежащем слое верхней криволинейной поверхности профиля разная. Там где профиль более выпуклый она больше общей скорости потока, далее, когда профиль уплощается она снижается.

Когда крыло движется в потоке на скоростях, близких к скорости звука, может наступить момент, когда в такой вот, к примеру, выпуклой области скорость слоя воздуха, которая уже итак больше общей скорости потока, становится звуковой и даже сверхзвуковой.

Местный скачок уплотнения, возникающий на трансзвуке при волновом кризисе.

Дальше по профилю эта скорость снижается и в какой-то момент опять становится дозвуковой. Но, как мы уже говорили выше, быстро затормозиться сверзвуковое течение не может, поэтому неизбежно возникновение скачка уплотнения.

Такие скачки появляются на разных участках обтекаемых поверхностей, и первоначально они достаточно слабы, но количество их может быть велико, и с ростом общей скорости потока увеличиваются зоны сверхзвука, скачки «крепнут» и сдвигаются к задней кромке профиля. Позже такие же скачки уплотнения появляются на нижней поверхности профиля.

Далее с ростом скорости размер сверхзвуковых зон все увеличиваются и в конечном итоге весь профиль полностью попадает в зону сверхзвукового обтекания. Самолет переходит на сверхзвук.

Полное сверхзвуковое обтекание профиля крыла.

Чем все это чревато? А вот чем. Первое – это значительный рост аэродинамического сопротивления в диапазоне трансзвуковых скоростей (около М=1, более или менее). Это сопротивление растет за счет резкого увеличения одной из его составляющих – волнового сопротивления. Того самого, которое мы ранее при рассмотрении полетов на дозвуковых скоростях во внимание не принимали.

Для образования многочисленных скачков уплотнения (или ударных волн) при торможении сверхзвукового потока, как я уже говорил выше, тратится энергия, и берется она из кинетической энергии движения летательного аппарата. То есть самолет элементарно тормозится (и очень ощутимо!). Это и есть волновое сопротивление.

Более того, скачки уплотнения из-за резкого торможения потока в них, способствуют отрыву пограничного слоя после себя и превращения его из ламинарного в турбулентный. Это еще более увеличивает аэродинамическое сопротивление.

Отекание профиля при различных числах М. Скачки уплотнения, местные зоны сверхзвука, турбулентные зоны.

Второе. Из-за появления местных сверхзвуковых зон на профиле крыла и дальнейшем их сдвиге к хвостовой части профиля с увеличением скорости потока и, тем самым, изменения картины распределения давления на профиле, точка приложения аэродинамических сил (центр давления) тоже смещается к задней кромке. В результате появляется пикирующий момент относительно центра масс самолета, заставляющий его опустить нос.

Во что все это выливается… Из-за довольно резкого роста аэродинамического сопротивления самолету требуется ощутимый запас мощности двигателя для преодоления зоны трансзвука и выхода на, так сказать, настоящий сверхзвук.

Резкое возрастание аэродинамического сопротивления на трансзвуке (волновой кризис) за счет роста волнового сопротивления. Сd – коэффициент сопротивления.

Далее. Из-за возникновения пикирующего момента появляются сложности в управлении по тангажу. Кроме того из-за неупорядоченности и неравномерности процессов, связанных с возникновением местных сверхзвуковых зон со скачками уплотнения тоже затрудняется управление. Например по крену, из-за разных процессов на левой и правой плоскостях.

Да еще плюс возникновение вибраций, часто довольно сильных из-за местной турбулизации.

Вобщем, полный набор удовольствий, который носит название волновой кризис. Но, правда, все они имеют место (имели,конкретное :-)) при использовании типичных дозвуковых самолетов (с толстым профилем прямого крыла) с целью достижения сверхзвуковых скоростей.

Первоначально, когда еще не было достаточно знаний, и не были всесторонне исследованы процессы выхода на сверхзвук, этот самый набор считался чуть ли не фатально непреодолимым и получил название звуковой барьер (или сверхзвуковой барьер, если хотите :-)).

При попытках преодоления скорости звука на обычных поршневых самолетах было немало трагических случаев. Сильная вибрация порой приводила к разрушениям конструкции. Самолетам не хватало мощности для требуемого разгона. В горизонтальном полете он был невозможен из-за эффекта запирания воздушного винта, имеющего ту же природу, что и волновой кризис.

Поэтому для разгона применяли пикирование. Но оно вполне могло стать фатальным. Появляющийся при волновом кризисе пикирующий момент делал пике затяжным, и из него, иной раз, не было выхода. Ведь для восстановления управления и ликвидации волнового кризиса необходимо было погасить скорость. Но сделать это в пикировании крайне трудно (если вообще возможно).

Затягивание в пикирование из горизонтального полета считается одной из главных причин катастрофы в СССР 27 мая 1943 года известного экспериментального истребителя БИ-1 с жидкостным ракетным двигателем. Проводились испытания на максимальную скорость полета, и по оценкам конструкторов достигнутая скорость была больше 800 км/ч. После чего произошло затягивание в пике, из которого самолет не вышел.

Экспериментальный истребитель БИ-1.

В наше время волновой кризис уже достаточно хорошо изучен и преодоление звукового барьера (если это требуется :-)) особого труда не составляет. На самолетах, которые предназначены для полетов с достаточно большими скоростями применены определенные конструктивные решения и ограничения, облегчающие их летную эксплуатацию.

Как известно, волновой кризис начинается при числах М, близких к единице. Поэтому практически все реактивные дозвуковые лайнеры (пассажирские, в частности) имеют полетное ограничение по числу М. Обычно оно находится в районе 0,8-0,9М. Летчику предписывается следить за этим. Кроме того на многих самолетах при достижении уровня ограничения срабатывает сигнализация, после чего скорость полета должна быть снижена.

Практически все самолеты, летающие на скоростях как минимум 800 км/ч и выше имеют стреловидное крыло (по крайней мере по передней кромке :-)). Оно позволяет отодвинуть начало наступления волнового кризиса до скоростей, соответствующих М=0,85-0,95.

Стреловидное крыло. Принципиальное действие.

Причину такого эффекта можно объяснить достаточно просто. На прямое крыло воздушный поток со скоростью V набегает практически под прямым углом, а на стреловидное (угол стреловидности χ) под некоторым углом скольжения β. Скорость V можно в векторном отношении разложить на два потока: Vτ и Vn.

Поток Vτ не влияет на распределение давления на крыле, зато это делает поток Vn, как раз и определяющий несущие свойства крыла. А он заведомо меньше по величине общего потока V. Поэтому на стреловидном крыле наступление волнового кризиса и рост волнового сопротивления происходит ощутимо позже, чем на прямом крыле при той же скорости набегающего потока.

Экспериментальный истребитель Е-2А (предшественник МИГ-21). Типичное стреловидное крыло.

Одной из модификаций стреловидного крыла стало крыло со сверхкритическим профилем (упоминал о нем здесь). Оно тоже позволяет сдвинуть начало волнового кризиса на большие скорости, кроме того позволяет повысить экономичность, что немаловажно для пассажирских лайнеров.

SuperJet 100. Стреловидное крыло со сверхкритическим профилем.

Если же самолет предназначен для перехода звукового барьера (проходя и волновой кризис тоже и полета на сверхзвуке, то он обычно всегда отличается определенными конструктивными особенностями. В частности, обычно имеет тонкий профиль крыла и оперения с острыми кромками (в том числе ромбовидный или треугольный) и определенную форму крыла в плане (например, треугольную или трапециевидную с наплывом и т.д.).

Сверхзвуковой МИГ-21. Послелователь Е-2А. Типичное треугольное в плане крыло.

МИГ-25. Пример типичного самолета, созданного для полета на сверхзвуке. Тонкие профили крыла и оперения, острые кромки. Трапециевидное крыло. профиль

Прохождение пресловутого звукового барьера, то есть переход на сверхзвуковую скорость такие самолеты осуществляют на форсажном режиме работы двигателя в связи с ростом аэродинамического сопротивления, ну и, конечно, для того, чтобы быстрее проскочить зону волнового кризиса. И сам момент этого перехода чаще всего никак не ощущается (повторяюсь :-)) ни летчиком (у него разве что может снизиться уровень звукового давления в кабине), ни сторонним наблюдателем, если бы, конечно, он мог за этим наблюдать :-).

Однако, здесь стоит сказать еще об одном заблуждении, со сторонними наблюдателями связанным. Наверняка многие видели такого рода фотографии, подписи под которыми гласят, что это есть момент преодоления самолетом звукового барьера, так сказать, визуально.

Во-первых, мы уже знаем, что звукового барьера, как такового-то и нет, и сам переход на сверхзвук ничем таким сверхординарным (в том числе и хлопком или взрывом ) не сопровождается.

Во-вторых. То, что мы видели на фото – это так называемый эффект Прандтля-Глоэрта. Я о нем уже писал здесь. Он никак напрямую не связан с переходом на сверхзвук. Просто на больших скоростях (дозвуковых, кстати :-)) самолет, двигая перед собой определенную массу воздуха создает сзади некоторую область разрежения. Сразу после пролета эта область начинает заполняться воздухом из близлежащего пространства с естественным увеличением объема и резким падением температуры.

Если влажность воздуха достаточна и температура падает ниже точки росы окружающего воздуха, то происходит конденсация влаги из водяных паров в виде тумана, который мы и видим. Как только условия восстанавливаются до исходных, этот туман сразу исчезает. Весь этот процесс достаточно скоротечен.

Такому процессу на больших околозвуковых скоростях могут способствовать местные скачки уплотнения, иногда помогая формировать вокруг самолета нечто похожее на пологий конус.

Большие скорости благоприятствуют этому явлению, однако, если влажность воздуха окажется достаточной, то оно может возникнуть (и возникает) на довольно малых скоростях. Например, над поверхностью водоемов. Большинство, кстати, красивых фото такого характера сделаны с борта авианосца, то есть в достаточно влажном воздухе.

Вот так и получается. Кадры, конечно, классные, зрелище эффектное, но это совсем не то, чем его чаще всего называют. Звуковой барьер здесь совсем не при чем (и сверхзвуковой барьер тоже. И это хорошо, я думаю, иначе наблюдателям, которые делают такого рода фото и видео могло бы не поздоровиться. Ударная волна, знаете ли …

В заключении один ролик (ранее я его уже использовал), авторы которого показывают действие ударной волны от самолета, летящего на малой высоте со сверхзвуковой скоростью. Определенное преувеличение там, конечно, присутствует :-), но общий принцип понятен. И опять же эффектно …