Аэродинамический эффект "Mach tuck" и его причины

Введение

Аэродинамический эффект Маха – это аэродинамический эффект, при котором нос самолета стремится опуститься вниз по мере того, как воздушный поток вокруг крыла приближается к сверхзвуковым скоростям. Эта тенденция к пикированию также известна как "тук-андер" (tuck-under). Самолет начинает испытывать этот эффект при значениях, значительно меньших 1 Маха.

Причины

Сдвиг Маха обычно вызывается двумя факторами: смещением центра давления крыла назад и уменьшением скорости натекающего потока на хвостовом оперении, оба из которых создают момент тангажа с опусканием носа. Для конкретной конструкции самолета только один из этих факторов может быть существенным, например, для самолета с дельтавидным крылом без предкрылка или хвостового оперения в первом случае, и для Lockheed P-38.

Когда аэродинамический профиль, создающий подъемную силу, движется в воздухе, воздушный поток над верхней поверхностью ускоряется до более высокой локальной скорости, чем поток над нижней поверхностью. Когда скорость самолета достигает своего критического числа Маха, ускоренный поток воздуха локально достигает скорости звука и создает небольшую ударную волну, даже если самолет все еще движется со скоростью ниже скорости звука. Область перед ударной волной генерирует высокую подъемную силу. По мере увеличения скорости самолета ударная волна над крылом усиливается и перемещается назад, создавая высокую подъемную силу дальше по размаху крыла. Именно это смещение подъемной силы назад заставляет самолет «клюнуть» или выполнить тангаж с опусканием носа. Степень выраженности сдвига Маха для конкретной конструкции зависит от толщины аэродинамического профиля, угла стреловидности крыла и расположения хвостового оперения относительно основного крыла. Хвостовое оперение, расположенное дальше к корме, может обеспечить больший стабилизирующий момент на увеличение угла атаки. Профиль и толщина аэродинамического профиля влияют на критическое число Маха: более изогнутая верхняя поверхность приводит к более низкому критическому числу Маха. На крыле со стреловидностью ударная волна обычно сначала образуется у корневой части крыла, особенно если она более изогнута, чем законцовка. С увеличением скорости ударная волна и связанная с ней подъемная сила распространяются наружу и назад из-за стреловидности крыла. Изменение воздушного потока над крылом может уменьшить натекающий поток на обычное хвостовое оперение, усиливая момент тангажа с опусканием носа. Другая проблема, связанная с отдельным горизонтальным стабилизатором, заключается в том, что он сам может достичь локального сверхзвукового потока и создать собственную ударную волну. Это может повлиять на работу обычных рулей высоты. Самолеты с недостаточной эффективностью рулей высоты для поддержания заданной крена и полета на уровне могут зайти в крутое, иногда неуправляемое пикирование. До тех пор, пока самолет не станет сверхзвуковым, более быстрая ударная волна на верхней поверхности может снизить эффективность рулей высоты и горизонтальных стабилизаторов. Сдвиг Маха может произойти или не произойти в зависимости от конструкции самолета. Многие современные самолеты практически не подвержены этому явлению.

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.

Восстановление

Восстановление иногда невозможно в дозвуковых самолетах; однако, по мере снижения самолета в более теплый, плотный воздух, управляемость (то есть способность управлять самолетом) может восстановиться, поскольку сопротивление воздуха стремится замедлить самолет, а скорость звука и эффективность органов управления возрастают. Чтобы предотвратить развитие режима сваливания на трансзвуковой скорости, пилот должен поддерживать воздушную скорость ниже критического числа Маха путем снижения тяги, выпуска воздушных тормозов и, по возможности, выпуска шасси.

Особенности конструкции

Для противодействия эффекту махового сваливания используются различные конструктивные решения. Как в схемах с обычным хвостовым оперением, так и в схемах с предкрылом, горизонтальный стабилизатор может быть выполнен достаточно большим и мощным, чтобы корректировать значительные изменения триммирования, связанные с маховым сваливанием. Вместо традиционной рулевой поверхности высоты весь стабилизатор может быть выполнен подвижным, так называемым "полностью поворотным стабилизатором" или стабилизатором. Это увеличивает эффективность стабилизатора в более широком диапазоне углов тангажа самолета, а также позволяет избежать проблем с управляемостью, связанных с отдельным рулем высоты. На крыле присутствовали явления, связанные со сжимаемостью потока. Это состояние в то время называлось сжимаемым срывом потока и было известно как возникающее на концах воздушных винтов при высоких скоростях полета. P-38 был одним из первых истребителей, способных развивать скорость более 400 миль в час, и он столкнулся с большим количеством проблем при доводке. Он имел толстое крыло с высокой подъемной силой, характерные двойные балки и единую центральную гондолу, в которой размещалась кабина пилота и вооружение. Самолет быстро разгонялся до предельной скорости в пикировании. Короткий, приземистый фюзеляж оказывал негативное влияние на снижение критического числа Маха центральной части крыла толщиной 15%, а высокие скорости потока над фонарем кабины усугубляли ситуацию на верхней поверхности крыла. Маховое сваливание возникало на скоростях выше 0,65 Маха; поток воздуха над центральной частью крыла становился трансзвуковым, что приводило к потере подъемной силы. В результате изменения нисходящего потока в хвостовой части возникал момент тангажа носа вниз, и пикирование становилось более крутым (маховое сваливание). Самолет был очень стабилен в этом состоянии, и для восстановления после трансзвуковых пикирований на нижней поверхности крыла (P-38J LO) были установлены предкрылки для увеличения подъемной силы крыла и нисходящего потока в хвостовой части.