Ұшақтың аэродинамикалық құбылысы: Mach tuck – қанаттың үстінен ауа ағыны дыбыс жылдамдығына жеткенде ұшақ мұрынды төмен түсіретін эффект. Себептері, қанаттың қозғалысы және құйрыққа түсетін ауа ағынының төмендеуі.
Ағылшыншамен салыстырыңыз: абзацты басыңыз — түпнұсқа терезеде ашылады. Абзац астындағы EN түймесі оны мәтін ішінде көрсетеді.
Мазмұны
Кіріспе
Аэродинамикалық эффект
Aerodynamic effect
Мах-тұйылу – бұл аэродинамикалық эффект, онда қанаттың айналасындағы ауа ағынының жылдамдығы дыбыс жылдамдығына жақындағанда ұшақтың мұры төмен қарай иілуге бейім болады. Бұл күйреуге ұмтылыс "төмен қарай бату" деп те аталады. Ұшақ бұл эффектіні 1 Махтан әлдеқайда төмен жылдамдықпен сезіне бастайды.
Mach tuck is an aerodynamic effect whereby the nose of an aircraft tends to pitch downward as the airflow around the wing reaches supersonic speeds. This diving tendency is also known as tuck under. The aircraft will first experience this effect at significantly below Mach 1.
Себептер
Махтың ауысуы көбінесе екі нәрсеге байланысты: қанаттың қысым центрінің артқа қарай жылжуы және қанаттың төмен қарай жылдамдығының азаюы, олардың екеуі де ұшақтың мұрын бөлігін төмен қарай бұру моментін тудырады. Нақты бір ұшақ конструкциясы үшін, мысалы, алдыңғы немесе артқы қанаттары жоқ дельта қанатты ұшақ, сондай-ақ Lockheed P-38, осы факторлардың біреуі ғана маңызды болуы мүмкін.
Mach tuck is usually caused by two things: a rearward movement of the centre of pressure of the wing, and a decrease in wing downwash velocity at the tailplane, both of which cause a nose down pitching moment. For a particular aircraft design only one of these may be significant in causing a tendency to for example, a delta winged aircraft with no foreplane or tailplane in the first case, and the Lockheed P 38
Көтерілу күшін тудыратын аэродромикалық профиль ауа ағынында қозғалғанда, үстіңгі бетіндегі ауа төменгі бетіндегі ауаға қарағанда жоғары жергілікті жылдамдыққа дейін үдеп отырады. Ұшақтың жылдамдығы оның критикалық Мах санына жеткенде, үдеген ауа ағыны жергілікті түрде дыбыс жылдамдығына жетеді және ұшақ әлі де дыбыс жылдамдығынан төмен болса да, шағын соққы толқынын жасайды. Соққы толқынының алдындағы аймақ жоғары көтерілу күшін тудырады. Ұшақ жылдамдығы артқан сайын, қанат үстіндегі соққы толқыны күшейеді және артқа қарай жылжиды, қанаттың артқы жағында жоғары көтерілу күшін жасайды. Осы көтерілу күшінің артқа қарай жылжуы ұшақтың мұрын бөлігін төмен қарай бұруына немесе төмен қарай құлауына себеп болады. Кез келген конструкциядағы Махтың ауысуының күші аэродромикалық профильдің қалыңдығына, қанаттың бұрышқа қарай қисайтық бұрышына және негізгі қанатқа қатысты құйрық қанатының орналасуына байланысты. Артқа қарай орналасқан құйрық қанаты тұрақтандыру үшін үлкен көтерілу моментін қамтамасыз ете алады. Аэродромикалық профильдің қисықтығы мен қалыңдығы критикалық Мах санына әсер етеді, үстіңгі бетінің көбірек қисықтығы төменгі критикалық Мах санына әкеледі. Қисайтылған қанатта соққы толқыны әдетте алдымен қанат тамырында пайда болады, әсіресе егер ол қанат ұшынан гөрі көбірек қисық болса. Жылдамдық артқан сайын, соққы толқыны және оған байланысты көтерілу күші сыртқа қарай және қанаттың артқа қарай қисайған бағытымен таралады. Қанат үстіндегі ауа ағынының өзгеруі дәстүрлі құйрық қанатының үстіндегі төмен қарай жылдамдықты азайтуы мүмкін, бұл мұрынды төмен қарай бұру моментін күшейтеді. Жеке көлденең тұрақтандырғыштың тағы бір мәселесі - ол өзінің соққы толқынымен жергілікті дыбыс ағынының жылдамдығына жете алады. Бұл дәстүрлі лифт басқару бетінің жұмысына әсер етуі мүмкін. Лифтінің деңгейін сақтауға және тік ұшуға жеткілікті билігі жоқ ұшақ тік, кейде қалпына келтірілмейтін құлауға түсуі мүмкін. Ұшақ дыбыс жылдамдығына жеткенше, жоғары жылдамдықтың соққы толқыны лифт пен көлденең тұрақтандырғыштардың тиімділігін азайтуы мүмкін. Махтың ауысуы ұшақтың конструкциясына байланысты болуы немесе болмауы мүмкін. Көптеген қазіргі заманғы ұшақтарда бұл құбылысқа аз немесе ешқандай әсер етпейді.
As an aerofoil generating lift moves through the air, the air flowing over the top surface accelerates to a higher local speed than the air flowing over the bottom surface. When the aircraft speed reaches its critical Mach number the accelerated airflow locally reaches the speed of sound and creates a small shock wave, even though the aircraft is still travelling below the speed of sound. The region in front of the shock wave generates high lift. As the aircraft itself flies faster, the shock wave over the wing gets stronger and moves rearwards, creating high lift further back along the wing. It is this rearward movement of lift which causes the aircraft to tuck or pitch nose down. The severity of Mach tuck on any given design is affected by the thickness of the aerofoil, the sweep angle of the wing, and the location of the tailplane relative to the main wing. A tailplane which is positioned further aft can provide a larger stabilizing pitch up moment. The camber and thickness of the aerofoil affect the critical Mach number, with a more highly curved upper surface causing a lower critical Mach number. On a swept wing the shock wave typically forms first at the wing root, especially if it is more cambered than the wing tip. As speed increases, the shock wave and associated lift extend outwards and, because the wing is swept, backwards. The changing airflow over the wing can reduce the downwash over a conventional tailplane, promoting a stronger nose down pitching moment. Another problem with a separate horizontal stabilizer is that it can itself achieve local supersonic flow with its own shock wave. This can affect the operation of a conventional elevator control surface. Aircraft without enough elevator authority to maintain trim and fly level can enter a steep, sometimes unrecoverable dive. Until the aircraft is supersonic, the faster top shock wave can reduce the authority of the elevator and horizontal stabilizers. Mach tuck may or may not occur depending on aircraft design. Many modern aircraft have little or no effect.
Қайтару
Кейде субсоникалық ұшақтарда жағдайды түзету мүмкін емес; алайда, ұшақ төмендегі, жылырақ, тығыз ауаға түскен кезде, басқару мүмкіндігі (яғни, ұшақты басқару қабілеті) қайта оралуы мүмкін, себебі соққы төзімі ұшақты баяулатады, ал дыбыс жылдамдығы мен басқару мүмкіндігі екеуі де артады. Мах тоқтауын алдын алу үшін, ұшқыш ауа жылдамдығын ұшақ түрінің шекті Мах санынан төмен ұстауы керек, қуатын азайту, тормоз парашюттерін ашу және мүмкіндігі болса, шассиді түсіру арқылы.
Recovery is sometimes impossible in subsonic aircraft; however, as an aircraft descends into lower, warmer, denser air, control authority (meaning the ability to control the aircraft) may return because drag tends to slow the aircraft while the speed of sound and control authority both increase. To prevent Mach stall from progressing, the pilot should keep the airspeed below the type's critical Mach number by reducing thrust, extending air brakes, and if possible, extending the landing gear.
Дизайн ерекшеліктері
Махтың бұрылысының әсеріне қарсы бірнеше конструкциялық тәсілдер қолданылады. Дәстүрлі құйрықтық және канардтік алдыңғы конфигурацияларда көлденең тұрақтандырғыш, Мах бұрылысымен байланысты үлкен трим өзгерістерін түзету үшін жеткілікті үлкен және қуатты болуы мүмкін. Дәстүрлі лифт басқару бетінің орнына, тұрақтандырғыштың өзі жылжымалы немесе "толығымен ұшатын" етіп жасалуы мүмкін, кейде оны тұрақтандырғыш деп атайды. Бұл, стабилизатордың ұшақтың кең ауқымдағы бұрылыс бұрышына әсер ету мүмкіндігін арттырады, сонымен қатар жеке лифтпен байланысты басқару мәселелерінен сақтайды. Қанатқа орналастырылған. Бұл жағдай сол кезде қысымдық бұзылыс деп аталды және жоғары жылдамдықтардағы ұшақ винттерінде кездесетіні белгілі болды. P-38 – 400 миль/сағ жылдамдыққа жете алған алғашқы истребительдердің бірі болды және ол әдеттегідей бастапқы қиындықтардан гөрі көп қиындықтарға тап болды. Оның қалың, жоғары көтергіштік қанаты, ерекше екі буыны және пилот кабинасы мен қару-жарағы орналасқан орталық каноэсі болды. Ол тез арада терминалдық жылдамдыққа дейін үдеп, сүңгіп кетуге көшті. Ұзындығы қысқа, жуан фюзеляж, қанаттың орталық бөлігінің 15%-дық қалыңдығындағы Мах санын төмендетуге зиян келтірді, ал кабина үстіндегі жоғары жылдамдықтар қанаттың жоғарғы бетіндегілерге қосылды. Мах бұрылысы 0,65 Махтан жоғары жылдамдықтарда орын алды; қанаттың орталық бөлігіне ағын трансоникалық болды, нәтижесінде көтергіштік жоғалды. Соның салдарынан құйрықтағы ағынның өзгеруі ұшақтың төмен қарай бұрылуына және сүңгіп кетудің күшеюіне (Мах бұрылысы) әкелді. Ұшақ осы жағдайда өте тұрақты болды, сондықтан қанаттың астыңғы жағына (P-38J LO) қанаттың көтерілуін және құйрықтағы ағынды арттыру үшін клапандар қосылды, бұл трансоникалық сүңгіп кетуден құтылуға мүмкіндік берді.
A number of design techniques are used to counter the effects of Mach tuck. On both conventional tailplane and canard foreplane configurations, the horizontal stabiliser may be made large and powerful enough to correct the large trim changes associated with Mach tuck. In place of the conventional elevator control surface, the whole stabiliser may be made moveable or "all flying", sometimes called a stabilator. This both increases the authority of the stabilizer over a wider range of aircraft pitch, but also avoids the controllability issues associated with a separate elevator. were present on the wing. This condition was known at the time as compressibility burble and was known to exist on propeller tips at high aircraft speeds. The P 38 was one of the first 400 mph fighters, and it suffered more than the usual teething troubles. It had a thick, high lift wing, distinctive twin booms and a single, central nacelle containing the cockpit and armament. It quickly accelerated to terminal velocity in a dive. The short stubby fuselage had a detrimental effect in reducing the critical Mach number of the 15% thick wing center section with high velocities over the canopy adding to those on the upper surface of the wing. Mach tuck occurred at speeds above Mach 0.65; the air flow over the wing center section became transonic, causing a loss of lift. The resultant change in downwash at the tail caused a nose down pitching moment and the dive to steepen (Mach tuck). The aircraft was very stable in this condition flaps were added to the underside of the wing (P 38J LO) to increase the wing lift and downwash at the tail to allow recovery from transonic dives.