Подворачивание Маха — это аэродинамический эффект, при котором нос самолета имеет тенденцию наклоняться вниз, когда воздушный поток вокруг крыла достигает сверхзвуковых скоростей. Эта тенденция к пикированию также известна как подворачивание под . [1] Самолет впервые испытает этот эффект при значительно более низкой скорости Маха 1. [2]
Складывание Маха обычно вызывается двумя вещами: движением центра давления крыла назад и уменьшением скорости скоса потока крыла вниз на хвостовом оперении , оба из которых вызывают момент тангажа носом вниз. [ требуется ссылка ] Для конкретной конструкции самолета только один из них может быть существенным в возникновении тенденции к пикированию — , самолет с дельта-крылом без носового или хвостового оперения в первом случае и Lockheed P-38 [3] во втором случае. С другой стороны, конкретная конструкция может не иметь значительной тенденции, например, Fokker F28 Fellowship . [4]
Когда аэродинамический профиль, создающий подъемную силу, движется по воздуху, воздух, текущий по верхней поверхности, ускоряется до более высокой локальной скорости, чем воздух, текущий по нижней поверхности. Когда скорость самолета достигает критического числа Маха, ускоренный воздушный поток локально достигает скорости звука и создает небольшую ударную волну, хотя самолет все еще движется ниже скорости звука. [5] Область перед ударной волной создает большую подъемную силу. Поскольку сам самолет летит быстрее, ударная волна над крылом становится сильнее и движется назад, создавая большую подъемную силу дальше назад вдоль крыла. Именно это движение подъемной силы назад заставляет самолет подворачиваться или наклоняться носом вниз.
Степень сжатия Маха в любой конкретной конструкции зависит от толщины аэродинамического профиля, угла стреловидности крыла и расположения хвостового оперения относительно основного крыла.
Хвостовое оперение, расположенное дальше назад, может обеспечить больший стабилизирующий момент тангажа.
Изгиб и толщина аэродинамического профиля влияют на критическое число Маха, при этом более изогнутая верхняя поверхность приводит к более низкому критическому числу Маха .
На стреловидном крыле ударная волна обычно формируется сначала у корня крыла , особенно если он более выпуклый, чем законцовка крыла . По мере увеличения скорости ударная волна и связанная с ней подъемная сила распространяются наружу и, поскольку крыло стреловидное, назад.
Изменение воздушного потока над крылом может уменьшить нисходящий поток над обычным хвостовым оперением, способствуя более сильному моменту тангажа при опускании носа.
Другая проблема с отдельным горизонтальным стабилизатором заключается в том, что он сам может достигать локального сверхзвукового потока с помощью собственной ударной волны. Это может повлиять на работу обычной поверхности управления рулем высоты.
Самолет без достаточной мощности руля высоты для поддержания балансировки и уровня полета может войти в крутое, иногда необратимое пике. [6] Пока самолет не станет сверхзвуковым, более быстрая верхняя ударная волна может снизить мощность руля высоты и горизонтальных стабилизаторов . [7]
Складывание Маха может происходить или не происходить в зависимости от конструкции самолета. Многие современные самолеты оказывают незначительное или не оказывают никакого эффекта. [8]
Восстановление иногда невозможно в дозвуковых самолетах; однако, когда самолет опускается в более низкие, теплые и плотные слои воздуха, управляемость (то есть способность управлять самолетом) может восстановиться, поскольку сопротивление имеет тенденцию замедлять самолет, в то время как скорость звука и управляемость увеличиваются.
Чтобы предотвратить прогрессирование сваливания по числу Маха, пилот должен поддерживать воздушную скорость ниже критического числа Маха для данного типа самолета, уменьшая тягу , выпуская воздушные тормоза и, если возможно, выпуская шасси .
Для противодействия эффекту Маха применяется ряд конструкторских приемов.
На обеих конфигурациях — обычной хвостовой и передней — горизонтальный стабилизатор может быть сделан большим и достаточно мощным, чтобы скорректировать большие изменения балансировки, связанные с числом Маха. Вместо обычной поверхности управления рулем высоты весь стабилизатор может быть сделан подвижным или «цельнолетающим», иногда называемым стабилизатором . Это увеличивает полномочия стабилизатора в более широком диапазоне тангажа самолета, но также позволяет избежать проблем управляемости, связанных с отдельным рулем высоты. [7]
Самолеты, которые летают на сверхзвуковой скорости в течение длительного времени, такие как Concorde , могут компенсировать сжатие Маха путем перемещения топлива между баками в фюзеляже, чтобы изменить положение центра масс в соответствии с изменяющимся положением центра давления, тем самым минимизируя требуемую величину аэродинамической балансировки.
Триммер Маха — это устройство, которое автоматически изменяет угол тангажа в зависимости от числа Маха, чтобы противодействовать сворачиванию Маха и поддерживать горизонтальный полет.
Самые быстрые истребители Второй мировой войны были первыми самолетами, испытавшими сворачивание Маха. Их крылья не были рассчитаны на противодействие сворачиванию Маха, поскольку исследования сверхзвуковых аэродинамических профилей только начинались; области сверхзвукового потока, вместе с ударными волнами и разделением потока, [9] присутствовали на крыле. Это состояние было известно в то время как сжимаемость бурлящей и, как было известно, существовало на концах винтов на высоких скоростях самолета. [10]
P -38 был одним из первых истребителей, способных развивать скорость до 400 миль в час, и он испытывал больше, чем обычные проблемы начального периода. [11] У него было толстое крыло с высокой подъемной силой, отличительные двойные балки и одна центральная гондола , в которой размещались кабина и вооружение. Он быстро разгонялся до предельной скорости в пикировании. Короткий обрубленный фюзеляж имел пагубное влияние на снижение критического числа Маха центральной секции крыла толщиной 15%, при этом высокие скорости над навесом добавлялись к скоростям на верхней поверхности крыла. [12] Складывание Маха происходило на скоростях выше 0,65 Маха; [3] поток воздуха над центральной секцией крыла становился околозвуковым , что приводило к потере подъемной силы. Результирующее изменение нисходящего потока в хвосте вызывало момент тангажа носа вниз и крутизну пикирования (складывание Маха). В этом состоянии самолет был очень устойчив [3], что делало выход из пикирования очень трудным.
На нижней стороне крыла (P-38J-LO) были добавлены закрылки для вывода из пикирования (вспомогательные) [13] для увеличения подъемной силы крыла и скоса потока в хвостовой части, что позволило вывести самолет из трансзвукового пикирования.
В статье использованы материалы из общедоступного источника Airplane Flying Handbook. Правительство США . В статье использованы материалы из общедоступного справочника Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge. Правительство США .