Что такое волновой кризис

Волновой кризис

Звуковой барьер — образное название ряда разных явлений, сопровождающих движение летательного аппарата на скоростях близких к скорости звука или превышающих её. В научной практике этого названия избегают.

Содержание

Ударная волна, вызванная летательным аппаратом

При обтекании сверхзвуковым газовым потоком твёрдого тела на его передней кромке образуется ударная волна, (иногда не одна, в зависимости от формы тела). На фото видны ударные волны, образованные на острие фюзеляжа модели, на передней и задней кромках крыла и на заднем окончании модели.
На фронте ударной волны (называемой иногда также скачком уплотнения), имеющем очень малую толщину (доли миллиметра), почти скачкообразно происходят кардинальные изменения свойств потока – его скорость относительно тела снижается и становится дозвуковой, давление в потоке и температура газа скачком возрастают. Часть кинетической энергии потока превращается во внутреннюю энергию газа. Все эти изменения тем больше, чем выше скорость сверхзвукового потока. При гиперзвуковых скоростях (10-30М) температура газа достигает нескольких тысяч градусов, что создаёт серьезные проблемы для аппаратов, движущихся с такими скоростями, (например, Спэйс Шаттл «Коламбия» погиб 1 февраля 2003 года из-за повреждения термозащитной оболочки, возникшего в ходе полёта).
Фронт ударной волны по мере удаления от аппарата постепенно принимает почти правильную коническую форму, перепад давления на нём уменьшается с увеличением расстояния от вершины конуса, и ударная волна превращается в звуковую. Угол между осью и образующей конуса α связан с числом Маха соотношением:

Волновой кризис

Волновой кризис — изменение характера обтекания летательного аппарата воздушным потоком при приближении скорости полёта к скорости звука, сопровождающееся, как правило, ухудшением аэродинамических характеристик аппарата — ростом лобового сопротивления, снижением подъёмной силы, появлением вибраций и пр.

После войны, когда многие авиаконструкторы и лётчики-испытатели предпринимали настойчивые попытки достичь психологически значимой отметки – скорости звука, эти непонятные явления становились нормой, и многие из таких попыток закончились трагически. Это и вызвало к жизни выражение, не лишённое мистики, – «звуковой барьер» (На французском языке — «Mur du son» — «звуковая стена». Так же переводится и немецкое «Schallmauer».). Пессимисты утверждали, что это предел – «его же не преи́деши». Энтузиасты, рискуя жизнью, бесстрашно бросались на штурм магического «барьера», умножая число жертв. Развитие научных представлений о сверхзвуковом движении газа позволило не только объяснить природу «звукового барьера», но и найти средства его преодоления.

При дозвуковом обтекании фюзеляжа, крыла и оперения самолёта на выпуклых участках их обводов возникают зоны местного ускорения потока. (Благодаря этим зонам и образуется подъёмная сила летательного аппарата на дозвуковых скоростях.) Когда скорость полёта летательного аппарата приближается к звуковой, местная скорость движения воздуха в зонах ускорения потока может несколько превысить скорость звука. Миновав зону ускорения, поток замедляется, с неизбежным образованием ударной волны (таково свойство сверхзвуковых течений: переход от сверхзвуковой скорости к дозвуковой всегда происходит разрывно — с образованием ударной волны). Интенсивность этих ударных волн невелика — перепад давления на их фронтах мал, но они возникают сразу во множестве, в разных точках поверхности аппарата, и в совокупности они резко меняют характер его обтекания, с ухудшением его лётных характеристик: подъёмная сила крыла падает, воздушные рули и элероны теряют эффективность, аппарат становится неуправляемым, и всё это носит крайне нестабильный характер, возникает сильная вибрация. Это явление получило название волнового кризиса. Когда скорость движения аппарата становится сверхзвуковой (число Маха M>1), течение вновь становится стабильным, хотя его характер изменяется принципиально (См.Ударная волна, вызванная летательным аппаратом).

Пилоты, пытавшиеся преодолеть «звуковой барьер», пикируя с большой высоты, чтобы воспользоваться сложением тяги двигателя с силой тяжести самолёта, становились жертвами волнового кризиса – попав в него, они не могли вывести из пикирования самолёт, потерявший управление.

Сверхзвуковые самолёты, которым приходится проходить участок волнового кризиса при наборе сверхзвуковой скорости, имеют конструктивные отличия от дозвуковых, связанные, как с особенностями сверхзвукового течения воздушной среды, так и с необходимостью выдерживать нагрузки, возникающие в условиях сверхзвукового полёта и волнового кризиса, – в частности – треугольное в плане крыло с ромбовидым или треугольным профилем. (Cм. Ту-144)

Дозвуковые самолёты с крейсерской скоростью полёта, достаточно близкой к звуковой (более 800км/час.), обычно выполняются со стреловидным крылом и оперением с тонкими профилями, что позволяет сместить скорость, при которой начинается волновой кризис, в сторону бо́льших значений. (Cм. Ту-134. Сравнить с прямыми крыльями истребителей Второй мировой «Мустанга» и Me-109. У них на высоте волновой кризис начинался со скоростей 700-750 км/час. Реактивный Мессершмитт Me.262 имел стреловидное крыло, благодаря чему он без проблем развивал скорость свыше 800 км/час, и получил прозвище «Швальбе» — ласточка.)

Рекомендации для безопасных околозвуковых и сверхзвуковых полетов вкратце сводятся к следующим:

Исторический факт

Первым пилотом, достигшим сверхзвуковой скорости в управляемом горизонтальном полёте, был американский лётчик-испытатель Чак Йегер, на экспериментальном самолёте Bell X-1 с ракетным двигателем XLR-11. Это произошло 14 октября 1947 года.

Источник

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

Звуковой барьер.Часть1

Звуковой барьер в аэродинамике — название ряда явлений, сопровождающих движение летательного аппарата (например, сверхзвукового самолёта, ракеты) на скоростях, близких к скорости звука или превышающих её, а проще говоря «звуковым барьером» в аэродинамике называют резкий скачок воздушного сопротивления, возникающий при достижении самолетом некоторой пограничной скорости, близкой к скорости звука. При достижении этой скорости характер обтекания самолета воздушным потоком меняется кардинальным образом, что в свое время сильно затрудняло достижение сверхзвуковых скоростей.
Обычный, дозвуковой, самолет не способен устойчиво лететь быстрее звука, как бы его ни разгоняли, — он просто потеряет управление и развалится в воздухе…

Для справки: Классификация скоростей в атмосфере

Читать подробнее источник:

Сверхзвуковая скорость — скорость частиц вещества выше скорости звука или распространения волны сжатия ( ударной волны ), для данного вещества, или скорость тела движущегося в веществе с более высокой скоростью, чем скорость звука для данной среды…

Ударная волна(ассоциируется со взрывом) — этот фактор является наиболее поражающим, потому как производит разрушение всего, что попадается на пути. Источником энергии выступает сильное давление, которое образуется в центре взрыва. Газы, которые возникают вследствие реакции, стремительно расширяются и расходятся во все стороны от центра взрыва с огромной скоростью (около 2 км/с).

О Числе Маха (М) — в механике сплошных сред — один из критериев подобия в механике жидкости и газа . Представляет собой отношение скорости течения в данной точке газового потока к местной скорости распространени я звука в движущейся среде — назван по имени немецкого учёного Эрнста Маха (нем.E. Mach)...

Важность значения числа Маха:

— важное значение числа Маха объясняется тем, что оно определяет, превышает ли скорость течения газовой среды (или движения в газе тела) скорость звука или нет. Сверхзвуковые и дозвуковые режимы движения имеют принципиальные различия;

— для авиации это различие выражается в том, что при сверхзвуковых режимах возникают узкие слои быстрого значительного изменения параметров течения ( ударные волны ), приводящие к росту сопротивления тел при движении,

— концентрации тепловых потоков у их поверхности и возможности прогорания корпуса тел и тому подобное…

Предельно упрощённое объяснение числа Маха:

Число Маха(М) — является мерой влияния сжимаемости среды в потоке данной скорости на его поведение и определяется:
M=v /a, где: v — скорость потока, a — местная скорость звука.

Почему преодоление самолетом звукового барьера сопровождается взрывоподобным хлопком? И что такое «звуковой барьер»?

С «хлопком» происходит недоразумение, вызванное неверным пониманием термина «звуковой барьер». Этот «хлопок» правильно называть «звуковым ударом».

Самолет, движущийся со сверхзвуковой скоростью, создает в окружающем воздухе ударные волны, скачки воздушного давления.

Упрощенно эти волны можно представить себе в виде сопровождающего полет самолета конуса, с вершиной, как бы привязанной к носовой части фюзеляжа, а образующими,

Когда граница этого воображаемого конуса, обозначающая фронт ударной звуковой волны, достигает уха человека(с точки А), то резкий скачок давления воспринимается на слух как хлопок.

Другими словами, если бы сверхзвуковой самолет с постоянной, но сверхзвуковой скоростью принялся летать над слушателем туда-сюда, то хлопок слышался бы каждый раз, спустя некоторое время после пролета самолета над слушателем на достаточно близком расстоянии. Для преодоления звукового барьера ученым пришлось разработать крыло со специальным аэродинамическим профилем и придумать другие ухищрения. Интересно, что пилот современного сверхзвукового самолета хорошо чувствует «преодоление» своим летательным аппаратом звукового барьера: при переходе на сверхзвуковое обтекание ощущается «аэродинамический удар» и характерные «скачки» в управляемости. Вот только с «хлопками» на земле эти процессы напрямую не связаны…

Перед тем, как самолет преодолеет звуковой барьер, может образоваться необычное облако(туман), происхождение которого до сих пор не ясно. Согласно наиболее популярной гипотезе, рядом с самолетом происходит падение давления и возникает так называемая сингулярность Прандтля-Глауэрта с последующей конденсацией капелек воды из влажного воздуха, а именно возникновение облака (тумана) связано лишь с резким перепадом давления, сопровождающим полёт самолёта. В результате аэродинамических эффектов за элементами конструкции самолёта образуются не только области повышенного давления, но и области разрежения воздуха (возникают колебания давления). Именно в этих областях разрежения (протекающего, фактически, без теплообмена с окружающей средой, так как процесс “очень быстрый”) и конденсируется водяной пар. Причиной этому служит резкое падение “локальной температуры”, приводящее к резкому смещению так называемой “точки росы”…. Читать подробнее: Звуковой барьер и сверхзвуковой полёт — dxdt.ru

Так что, если влажность воздуха и температура подходят, то такой туман – вызванный интенсивной конденсацией атмосферной влаги – сопровождает весь полёт самолёта.

И не обязательно на сверхзвуковой скорости. Например, на фотографии, бомбардировщик B-2, а это дозвуковой самолёт, сопровождается характерной дымкой… Читать подробнее:

Собственно, конденсат вы видите и на фотках внизу:

Почему при преодолении звукового барьера слышится хлопок

Ударная волна, вызванная летательным аппаратом

Фото №1 ударных волн при обтекании модели сверхзвуковым потоком в аэродинамической трубе (Аэродинамическая лаборатория NASA) NASA удалось получить фото ударной волны при преодолении самолётом звукового барьера

Жёлтая зона — след ударной волны на земле.

Снаружи конуса ударной волны(Маха), а на земле — перед жёлтой зоной самолёт не слышен.
Распространение ударной волны, вызванной сверхзвуковым самолётом (источник).
При обтекании сверхзвуковым воздушным потоком твёрдого тела на его передней кромке образуется ударная волна (иногда не одна, в зависимости от формы тела).

На фото №1 слева видны ударные волны, образованные на острие фюзеляжа модели, на передней и задней кромках крыла и на заднем окончании модели…

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.
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(вид а и в).
А отошедший скачок может получиться при обтекании закругленных поверхностей, например, передней закругленной кромки толстого аэродинамического профиля крыла(вид б).
Различные узлы корпуса летательного аппарата создают в полете довольно сложную систему скачков уплотнения…

На некотором расстоянии от летательного аппарата промежуточные скачки либо догоняют головной и сливаются с ним, либо их догоняет хвостовой.

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…

Волновой кризис

Физическая сущность

Термин волновой кризис применяется и к водным судам, движущимся со скоростями, близкими к скорости волн на поверхности воды. Развитие волнового кризиса затрудняет рост скорости. Преодоление судном волнового кризиса означает выход на режим глиссирования (скольжения корпуса по поверхности воды)…

Уже в ходе Второй мировой войны скорость истребителей стала приближаться к скорости звука. При этом пилоты иногда стали наблюдать непонятные в то время и угрожающие явления, происходящие с их машинами при полётах с предельными скоростями…

Рис. 1а. Крыло в близком к звуковому потоке Рис. 1б. Крыло в сверхзвуковом потоке

Чем все это чревато?

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. 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.

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…

Как осуществляется штурм звукового барьера?

Рекомендации для безопасных околозвуковых и сверхзвуковых полётов сводятся к следующему:

— на дозвуковых скоростях полёта следует избегать скоростей, при которых начинается волновой кризис (эти скорости зависят от аэродинамических характеристик самолёта и от высоты полёта);

— переход с дозвуковой скорости на сверхзвуковую реактивными самолётами должен выполняться насколько возможно быстрее, с использованием форсажа двигателя, чтобы избежать длительного полёта в зоне волнового кризиса…

Конструкторские решения для преодоления «звукового барьера»

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…

Современные дозвуковые самолёты с крейсерской скоростью полёта, достаточно близкой к звуковой (свыше 800 км/ч), обычно выполняются со стреловидным крылом и оперением с тонкими профилями, что позволяет сместить скорость, при которой начинается волновой кризис, в сторону больших значений.

Сверхзвуковые самолёты, которым приходится проходить участок волнового кризиса при наборе сверхзвуковой скорости, имеют конструктивные отличия от дозвуковых, связанные как с особенностями сверхзвукового течения воздушной среды, так и с необходимостью выдерживать нагрузки, возникающие в условиях сверхзвукового полёта и волнового кризиса, в частности — треугольное в плане крыло с ромбовидным или треугольным профилем...

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.

Ту-160 с изменяемой геометрией
крыла в полёте

МиГ-25 с цельно-поворотным
стабилизатором

Управляющие поверхности хвостового оперения из-за ухудшения условий управляемости на сверхзвуке имеют достаточно большую площадь. Часто стабилизаторы бывают цельно-поворотными, а на некоторых сверхзвуковых самолетах цельноповоротными сделаны и кили.

Форма – тоже важно. Например, японские авиационные конструкторы, не так давно, в середине 2015, создали беспилотный планер модели D-SEND 2. Его форма спроектирована особым образом, позволяя существенно уменьшить интенсивность и количество ударных волн, возникающих, когда аппарат летит на сверхзвуковой скорости. После проведённых испытаний, японские авиаконструкторы смогли с уверенностью заявить – интенсивность ударных волн, при полёте их детища на скорости, превышающей быстроту распространения звука, — в два раза меньше, чем у «Конкорда»…

Каковы же особенности D-SEND 2? Прежде всего – его носовая часть не осесимметричная. Киль смещён к ней, и при этом, горизонтальное хвостовое оперение установлено как цельноповоротное. Оно также расположено под отрицательным углом к продольной оси.

И при этом законцовки оперения располагаются ниже, чем точка крепления. Крыло, плавно сопряжённое с фюзеляжем, выполнено с нормальной стреловидностью, но ступенчатое.

По примерно такой же схеме сейчас, по состоянию на ноябрь 2018, проектируют пассажирский сверхзвуковой AS2. Работают над ним профессионалы из Lockheed Martin. Заказчиком выступает NASA…

Источник