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, зменшенням кутів атаки крила, збільшенням стрілоподібності крила і зменшенням подовження крила (рис. 2.59).

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

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

На рис.2.59, а показані картини обтікання струйкою повітря двох профілів крила при заданому значенні числа М. У верхній частині рис. 2.59,а показана картина обтікання струйкою повітря профілю крила з великою товщиною с, великою кривизною f і малою абсцисою найбільшої товщини х_с (товсте крило для нешвидкісних літаків). На верхній поверхні профілю товстого крила повітряний потік сильно деформується, площа поперечного перетину струйки різко зменшується, що приводить до збільшення швидкості повітря в струйці до надзвукової V > а і появі місцевої зони надзвукового обтікання профілю крила. Оскільки літак летить з дозвуковою швидкістю, то місцева надзвукова зона обтікання крила повинна закінчуватися стрибком ущільнення, після якого крило знову буде обтекатися дозвуковим потоком. Поява місцевої надзвукової зони на верхній поверхні крила призводить до того, що критичне число Маху літака з товстим профилем крила буде менше заданого значення числа М, тобто М’_кр < М.

Крило з меншими значеннями с і f і з великим значенням х_с (тонке крило для швидкісних літаків) значно менше деформує повітряний потік, чим товсте (нижня частина мал. 2.59,а), не створює місцевої надзвукової зони і тому має критичне число Маху більше заданого значення числа М, тобто М”_кр > М. Отже, чим менше деформується потік, тим менше місцеві швидкості обтікання профілю при заданій швидкості польоту, тим більше М_кр і менша ймовірність виникнення хвильової кризи.

Швидкісні профілі крила мають малу відносну товщину < 8%, малу кривизну < 2%, велику абсцису = 40 ÷ 50% і дуже малий радіус закруглення носка (рис. 2.59, а).

Зменшення кутів атаки крила так само, як і застосування швидкісних профілів крила, приводить до зменшення деформації повітря (потік менше стискається при обтіканні крила), то збільшується М_кр і зменшується ймовірність виникнення хвильової кризи.

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 χ; V_кр.пр. / V_{кр. стр.} = cos χ. Розділивши чисельник і знаменник лівої частини на швидкість звуку a, отримаємо:

= cos χ; = cos χ.

Відомо, що косинус кута не може бути більше 1, тобто cos χ < 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.

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 крила 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.