Увеличение скорости в сверхзвуковой части обтекающего потока приводит к тому, что статическое давление в струе падает, уменьшаясь в конечном счете ниже значения, соответствующего наименьшему сечению. В то же время за профилем преобладает более высокое давление, равное давлению окружающей среды, а поток имеет дозвуковую скорость, равную скорости набегающего потока. Значит, частицы воздуха в струе, обтекающей заднюю часть профиля, перед подходом к его задней кромке должны двигаться с замедлением, а давление должно иметь значение, соответствующее существующим там условиям. Плавное торможение сверхзвукового потока невозможно, поэтому изменение значений скорости и давления происходит резко. Торможение и сжатие движущегося потока воздуха происходит в некоторой плоскости, перпендикулярной поверхности профиля. Эта плоскость образует фронт плоской волны уплотненного воздуха, которая называется ударной волной или прямым скачком уплотнения. На прямом скачке давление резко возрастает, а скорость уменьшается до дозвукового значения. Поскольку за скачком поток уже дозвуковой, то его дальнейшему расширению сопутствуют уменьшение скорости и увеличение давления.
Рис. 1.11. Зависимости коэффициента лобового сопротивления Сх
a – от числа Маха (показано также влияние С х на максимальную скорость полета с данной двигательной установкой);
б – от вида скачков уплотнения; 1 -самолет сверхзвуковой конструкции; 2-самолет дозвуковой конструкции.
Таким образом, наличие сверхзвуковой области обтекания приводит к тому, что в соответствующей части профиля давление оказывается меньше, чем на других его частях (особенно передней), где обтекание остается дозвуковым. Чем меньше давление в сверхзвуковой области, тем больше сила, увлекающая профиль назад, а следовательно, тем больше его волновое сопротивление. С дальнейшим увеличением скорости самолета область сверхзвуковых скоростей на профиле становится более обширной, интенсивность скачка уплотнения увеличивается, возрастают его размеры и происходит дальнейший рост волнового сопротивления. Вскоре после возникновения скачка на верхней поверхности профиля он появляется также и на нижней поверхности, увеличивая и без того уже большое сопротивление. Есть еще одна причина возрастания сопротивления. За скачком вследствие резкого изменения скорости и давления происходит уплотнение и отрыв пограничного слоя воздуха, и возникающая вследствие этого турбулентность увеличивает сопротивление формы. Указанный быстрый рост аэродинамического сопротивления, образующего препятствие в виде своего рода «стенки» уплотненного воздуха, уже в 1936 г. был назван звуковым барьером.
Когда набегающий поток воздуха является сверхзвуковым, скачок уплотнения возникает перед передней кромкой крыла. Форма этого скачка зависит от формы профиля. Если профиль имеет закругленную переднюю кромку, то перед ним возникает криволинейный прямой скачок уплотнения максимальной интенсивности, которому соответствует наибольшее волновое сопротивление. Наименьшее волновое сопротивление создает профиль с острой передней кромкой, на которой возникают косые скачки уплотнения. Их характеризует меньшее изменение параметров течения, а это значит, что при косых скачках уплотнения волновое сопротивление меньше.
На первой стадии развития сверхзвуковой авиации был достаточно хорошо изучен механизм возникновения волнового сопротивления. Понимание происходящих явлений позволило разработать множество средств, а также подобрать соответствующую форму различных частей планера в зависимости от скорости полета. Этим проблемам посвящены последующие разделы книги.
В первый период эксплуатации сверхзвуковых самолетов значительное внимание привлекала проблема так называемого звукового удара-явления, необычного для предыдущего развития авиации. Выяснение физического смысла, широкая распространенность явления, а позднее и введение ограничений в полетах военных самолетов над крупными населенными пунктами привели к тому, что в дальнейшем к этому явлению привыкли. Лишь в 70-х годах – после ввода в эксплуатацию сверхзвуковых пассажирских самолетов – оно снова приобрело актуальность в связи с требованиями ограничения шума, которые были выдвинуты вследствие повышения внимания к охране среды обитания человека.
Правда, звуковой удар кратковременен, но в некоторых случаях он может быть и продолжительным, а его неблагоприятное воздействие связано с большой интенсивностью и внезапностью возникновения звукового удара. Явление это поразительно похоже на артиллерийский залп, и ясно, что оно вредно воздействует на органы слуха и при соответствующей интенсивности может даже быть причиной их повреждения. Кроме того, звуковой удар может вызывать также изменение частоты пульса, нарушает душевное равновесие человека, влияет на самочувствие водителей транспорта и т.п. Интенсивные звуковые удары могут возбудить панику среди больших стад животных, растрескивание и осыпание штукатурки стен и даже разрушение стен и кровли зданий. Среди этих аргументов встречаются также утверждения о возможности нарушения биологического равновесия среды, загрязнения атмосферы и т.п. Многие из них сходны с аргументами противников первых транспортных средств с паровым двигателем и обусловлены либо консерватизмом части людей, либо соображениями торговой конкуренции. Тем не менее стало необходимым проведение специальных исследований вредных последствий звукового удара для определения допустимых уровней шума, а особенно допустимой нижней границы высоты полета сверхзвуковых самолетов над заселенными территориями. Безусловно, само по себе изучение явления не разрешает еще экологических проблем звукового удара, а дает лишь ориентиры того, как можно избежать его негативных последствий. Итак, в чем заключается явление звукового удара?
Выше указывалось, что во время полета самолета со скоростью звука перед ним возникает ударная волна, в которой скорость потока резко снижается, а давление (и, следовательно, плотность и температура) возрастает. Таким образом, происходит высвобождение значительного количества энергии в окружающую самолет среду, что приводит к интенсивным колебаниям частиц воздуха, проявляющимся в виде громового звука, подобного раскату пушечного залпа. В период первых полетов с кратковременным превышением скорости звука (при пикировании, поскольку раньше всего скорость звука была достигнута на этом режиме) звуковой удар воспринимался наблюдателем на земле два раза. Первый хлопок происходит в момент превышения самолетом скорости звука, а второй-в момент обратного перехода через нее. Промежуток времени, разделяющий эти два удара, определяется продолжительностью полета со сверхзвуковой скоростью; с учетом неоптимальных аэродинамических форм самолета того времени с ростом плотности воздуха происходило быстрое торможение самолета. Как видно из рис. 1.12, при пикировании самолета с относительно небольшой высоты оба удара могут быть услышаны одновременно. Звуковая волна перемещается (очевидно, со скоростью звука) в направлении, перпендикулярном ее плоскости, поэтому интенсивность удара в рассматриваемом случае бывает тем больше, чем круче пикирование и чем меньше расстояние от самолета до наблюдателя.
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.
