Подтяжка Маха — это аэродинамический эффект, при котором нос самолета имеет тенденцию наклоняться вниз, когда поток воздуха вокруг крыла достигает сверхзвуковых скоростей. Эта тенденция к нырянию также известна как подтягивание под воду . [1] Самолет впервые испытает этот эффект при скорости значительно ниже 1 Маха. [2]
Подворачивание Маха обычно вызывается двумя причинами: перемещением назад центра давления крыла и уменьшением скорости движения крыла вниз по хвостовому оперению , оба из которых вызывают момент кабрирования вниз. [ нужна ссылка ] Для конкретной конструкции самолета только один из них может иметь существенное значение для возникновения тенденции к пикированию — , самолет с треугольным крылом без носовой части или хвостового оперения в первом случае и Lockheed P-38 [ 3] во втором случае. Альтернативно, конкретная конструкция может не иметь существенной тенденции, как, например, Fokker F28 Fellowship . [4]
Когда аэродинамический профиль, создающий подъемную силу, движется по воздуху, воздух, протекающий над верхней поверхностью, ускоряется до более высокой локальной скорости, чем воздух, протекающий над нижней поверхностью. Когда скорость самолета достигает критического числа Маха, ускоренный воздушный поток локально достигает скорости звука и создает небольшую ударную волну, даже если самолет все еще движется со скоростью ниже скорости звука. [5] Область перед ударной волной создает высокую подъемную силу. Поскольку сам самолет летит быстрее, ударная волна над крылом становится сильнее и движется назад, создавая высокую подъемную силу дальше по крылу. Именно это движение подъемной силы назад приводит к тому, что самолет подворачивается или наклоняется носом вниз.
На степень подстройки Маха в любой конструкции влияет толщина аэродинамической части, угол стреловидности крыла и расположение хвостового оперения относительно основного крыла.
Хвостовое оперение, расположенное дальше назад, может обеспечить больший стабилизирующий момент кабрирования.
Развал и толщина аэродинамического профиля влияют на критическое число Маха, при этом более сильно изогнутая верхняя поверхность приводит к более низкому критическому числу Маха .
На стреловидном крыле ударная волна обычно сначала формируется в корне крыла , особенно если оно больше изогнуто, чем законцовка крыла . По мере увеличения скорости ударная волна и связанная с ней подъемная сила распространяются наружу и, поскольку крыло стреловидно, назад.
Изменение потока воздуха над крылом может уменьшить поток воздуха над обычным хвостовым оперением, способствуя усилению момента тангажа при пикировании.
Другая проблема с отдельным горизонтальным стабилизатором заключается в том, что он сам может достичь локального сверхзвукового потока с помощью собственной ударной волны. Это может повлиять на работу обычной поверхности управления лифтом.
Самолет, не имеющий достаточного разрешения руля высоты для поддержания дифферента и уровня полета, может войти в крутое, иногда безвозвратное пикирование. [6] Пока самолет не является сверхзвуковым, более быстрая верхняя ударная волна может снизить эффективность руля высоты и горизонтальных стабилизаторов . [7]
Подтяжка Маха может происходить, а может и не происходить, в зависимости от конструкции самолета. Многие современные самолеты практически не оказывают никакого эффекта. [8]
Восстановление дозвуковых самолетов иногда невозможно; однако, когда самолет снижается в более низкий, более теплый и плотный воздух, авторитет управления (то есть способность управлять самолетом) может вернуться, поскольку сопротивление имеет тенденцию замедлять самолет, в то время как скорость звука и авторитет управления увеличиваются.
Чтобы предотвратить развитие сваливания Маха, пилот должен поддерживать воздушную скорость ниже критического числа Маха этого типа, уменьшая тягу , выпуская воздушные тормоза и, если возможно, выпуская шасси .
Для противодействия эффекту подкладки Маха используется ряд приемов проектирования.
Как в обычной конфигурации хвостового оперения, так и в носовой части с уткой горизонтальный стабилизатор может быть сделан большим и достаточно мощным, чтобы корректировать большие изменения дифферента, связанные с балансировкой Маха. Вместо обычной поверхности управления рулем высоты весь стабилизатор может быть выполнен подвижным или «цельноповоротным», иногда называемым стабилизатором . Это не только увеличивает авторитет стабилизатора в более широком диапазоне шага самолета, но и позволяет избежать проблем с управляемостью, связанных с отдельным рулем высоты. [7]
Самолеты, летающие на сверхзвуке в течение длительных периодов времени, такие как Конкорд , могут компенсировать подтяжку Маха за счет перемещения топлива между баками в фюзеляже, чтобы изменить положение центра масс в соответствии с изменяющимся положением центра давления, тем самым минимизируя количество необходима аэродинамическая отделка.
Триммер Маха - это устройство, которое автоматически изменяет триммер по тангажу в зависимости от числа Маха, чтобы противодействовать группировке Маха и поддерживать горизонтальный полет.
Самые быстрые истребители Второй мировой войны были первыми самолетами, испытавшими баланс Маха. Их крылья не были предназначены для противодействия подворачиванию Маха, поскольку исследования сверхзвуковых профилей только начинались; на крыле присутствовали участки сверхзвукового обтекания вместе с ударными волнами и отрывом потока [9] . В то время это состояние было известно как пузырь сжимаемости и наблюдалось на законцовках винтов на высоких скоростях самолета. [10]
P -38 был одним из первых истребителей, способных развивать скорость 400 миль в час, и у него было больше, чем обычные проблемы с прорезыванием зубов. [11] У него было толстое крыло с высокой подъемной силой, характерные двойные стрелы и единственная центральная гондола , в которой находились кабина и вооружение. Во время пикирования он быстро разогнался до предельной скорости. Короткий, короткий фюзеляж отрицательно сказался на снижении критического числа Маха центроплана толщиной 15%, при этом высокие скорости над куполом добавлялись к скорости на верхней поверхности крыла. [12] Подгонка Маха происходила на скоростях выше 0,65 Маха; [3] поток воздуха над центропланом крыла стал околозвуковым , что привело к потере подъемной силы. Результирующее изменение потока воды вниз в хвостовой части вызвало момент кабрирования вниз и кручение пикирования (подбор Маха). В этом состоянии самолет был очень устойчив [3] , что затрудняло выход из пикирования.
К нижней части крыла (P-38J-LO) были добавлены закрылки для выхода из пикирования (вспомогательные) [13] для увеличения подъемной силы крыла и потока вниз в хвостовой части, чтобы обеспечить возможность выхода из околозвукового пикирования.
Эта статья включает в себя общедоступные материалы из Справочника по полетам на самолетах. Правительство Соединенных Штатов . В эту статью включены общедоступные материалы из Справочника пилота по авиационным знаниям. Правительство Соединенных Штатов .