2.15.2. Подолання хвильової кризи

Залежності с_у = f (М) і с_х = φ (М) наочно показують, що найбільш різка зміна аеродинамічних коефіцієнтів має місце в області трансзвукових швидкостей і пов'язана з явищем хвильової кризи.

Для збільшення максимальної швидкості польоту дозвукових літаків і безпечного розгону від V < a до V > a надзвукових літаків необхідно збільшувати число М_кр і зм'якшувати хвильову кризу. Досягається це застосуванням швидкісних профілів крила і зменшенням його кутів атаки, збільшенням стрілоподібності крила і зменшенням його подовження (рис. 2.59).

Рис. 2.59. Подолання хвильової кризи: а) швидкісний профіль;

б) ефект ковзання стрілоподібного крила; в) торцевий ефект.

Швидкісні профілі крила значно менше деформують потік, чим звичайні, оскільки мають малу відносну товщину < 8%, малу кривизну < 2%, велику абсцису = 40 ÷ 50% і дуже малий радіус закруглення носка (рис. 2.59, а). Зменшенню деформації потоку сприяє також політ на малих кутах атаки. Чим менше деформується потік, тим менше місцеві швидкості обтікання профілю при заданій швидкості польоту і тем більше М_кр.

F - 104 (швидкісний профіль прямого крила і профільована голка перед фюзеляжем)

F - 16 (швидкісний профіль трапецієвидного крила, автоматично відхиляється передня кромка крила)

F – 22 (швидкісний профіль трапецієвидного крила і профільована голка перед фюзеляжем)

МіГ - 31 (швидкісний профіль трапецієвидного крила змінної стрілоподібності і профільована голка перед фюзеляжем)

Збільшення стрілоподібності крила χ підсилює так званий ефект ковзання, за рахунок якого швидкість потоку V розкладається на дві складові: нормальну V_n і дотичну V_τ (рис. 2.59, б).

Якщо на стрілоподібному крилі починається хвильова криза, то це означає, що швидкість польоту V стала для стрілоподібного крила критичної V_{кр. стр.}, а її нормальна складова V_n — критичної для прямого крила V_{кр. пр.}:

V = V_{кр. стр.}; V_n = V_{кр. пр.}.

З трикутника швидкостей виходить: V_n / V = cos χº; V_кр.пр. / V_{кр. стр.} = cos χº. Розділивши чисельник і знаменник лівої частини на швидкість звуку a, отримаємо:

= cos χº; = cos χº.

Відомо, що косинус кута не може бути більше 1, тобто cos χº < 1, отже, критичне число Маха у стрілоподібного крила завжди більше, ніж у прямого крила М_{кр. стр.} > М_{кр. пр.}.

Стрілоподібне крило не тільки збільшує М_кр, але і зм'якшує хвильову кризу. Змінювання аеродинамічних коефіцієнтів, пов'язане з хвильовою кризою, відбувається у стрілоподібного крила менш різко, тому стрілоподібність крила значно поліпшує стійкість і керованість літака в умовах хвильової кризи, роблячи розгін літака безпечним.

Недоліками стрілоподібного крила є: велика маса; мала жорсткість на кручення, що може привести до зниження ефективності елеронів і зворотної їх дії (реверс елеронів); мала несуча здатність через те, що в створенні с_у бере участь не вся швидкість потоку, а тільки її нормальна складова V_n; менша ефективність механізації. До недоліків стрілоподібного крила потрібно віднести і його схильність до кінцевого зриву потоку, для запобігання якого використовується геометрична крутка, що зменшує настановні кути на кінцях крила, установка більш несучих профілів у кореневій частині крила (аеродинамічна крутка), аеродинамічні гребені, кінцеві передкрилки, запіли і „зубці” передньої кромки.

F - 14 (крило змінної стрілоподібності і носові рулі - стабілізатори, що висуваються)

F - 111 (високоплан з крилом змінної стрілоподібності, керований стабілізатор великої площі)

Су - 27 (фюзеляж і крило утворюють єдиний несучий корпус)

Су - 17М (крило змінної стрілоподібності; аеродинамічні гребені на крилі)

МіГ - 27 (крило змінної стрілоподібності з „зубцами” на передній кромці частини крила, що відхиляється)

Мить - 142 („зубцы” передньої кромки переднього горизонтального оперення)

Зменшення подовження крила (λ = l² / S = l / b) підсилює торцевий ефект. Він розповсюджуюється на велику частину поверхні крила, і розрідження над крилом зменшуються (рис. 2.59, в). Це приводить до пізннішої за швидкістю появи місцевих стрибків ущільнення, тобто до збільшення М_кр.

Крила малого подовження (λ = 2 ÷ 3) володіють достатньою міцністю і жорсткістю навіть при використанні дуже тонких профілів. На аеродинамічні характеристики крила малого подовження великий вплив робить форма в плані. Так, наприклад, трикутне крило з'єднало в собі переваги великої стрілоподібності χ і малого подовження λ для збільшення М_кр і зменшення хвильового опору. Крім того, крила малого подовження менш чутливі до поривів вітру, забезпечують стабільне положення фокуса при розгоні літака від дозвукових до надзвукових швидкостей. Недоліками крила малого подовження є великий індуктивний опір, велике значення критичного кута атаки α_кр і мала несуча здатність. Тому для забезпечення хороших злітно-посадочних характеристик літака крила малого подовження повинні мати потужну механізацію.

Міраж 2000 (трикутне крило малого подовження з аеродинамічною круткою і автоматично керованим передкрилком)

F - 104 (швидкісне трапецієвидне крило малого подовження)

МіГ - 21 2000 (швидкісне трикутне крило малого подовження)