Войти
Наклон Маха - это аэродинамический эффект, при котором нос самолета имеет тенденцию наклоняться вниз, когда воздушный поток вокруг крыла достигает сверхзвуковой скорости. Эта тенденция к нырянию также известна как уклонение под воду. Самолет впервые испытает этот эффект на скорости значительно ниже 1 Маха.
Ударная волна над крылом движется назад, когда скорость самолета приближается к 1 Маха. Квантование Маха обычно вызывается двумя причинами: движением центра давления крыла назад и уменьшением скорости опускания крыла в хвостовом оперении, оба из которых вызывают момент тангажа вниз. Для конкретной конструкции самолета только один из них может иметь значение, вызывая тенденцию к пикированию, самолет с треугольным крылом без носового или хвостового оперения в первом случае и, например, Lockheed P-38 во втором случае. В качестве альтернативы, конкретный дизайн может не иметь значительной тенденции, например Fokker F28 Fellowship.
Когда аэродинамическое крыло, создающее подъемную силу, движется по воздуху, воздух, протекающий по верхней поверхности, ускоряется до более высокой локальной скорости, чем воздух, движущийся по нижней поверхности. 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. Область перед ударной волной создает большую подъемную силу. По мере того как самолет летит быстрее, ударная волна над крылом становится сильнее и движется назад, создавая большую подъемную силу дальше по крылу. Это движение подъемной силы назад приводит к тому, что самолет наклоняется или опускается носом вниз.
На серьезность складывания Маха для любой данной конструкции влияют толщина аэродинамического профиля, угол стреловидности крыла и расположение хвостового оперения относительно основного крыла.
Хвостовое оперение, расположенное дальше назад, может обеспечить больший стабилизирующий момент по тангажу.
Развал колеса и толщина аэродинамической поверхности влияют на критическое число Маха, с более высоким изогнутой верхней поверхностью, вызывая меньшее критическое число Маха.
На стреловидном крыле ударная волна обычно сначала формируется у корня крыла, особенно если она более изогнута, чем вершина крыла. По мере увеличения скорости ударная волна и связанная с ней подъемная сила распространяются наружу, а из-за стреловидности крыла - назад.
Изменяющийся воздушный поток над крылом может уменьшить поток вниз по сравнению с обычным хвостовым оперением, способствуя более сильному моменту тангажа при опускании носа вниз.
Другая проблема с отдельным горизонтальным стабилизатором заключается в том, что он сам может создавать локальный сверхзвуковой поток с помощью собственной ударной волны. Это может повлиять на работу обычного пульта управления лифтом.
Самолет, не имеющий достаточных полномочий лифта для поддержания дифферента и уровня полета, может войти в крутое, иногда безнадежное пикирование. Пока самолет не станет сверхзвуковым, более быстрая верхняя ударная волна может снизить мощность руля высоты и горизонтальных стабилизаторов.
Все околозвуковые и сверхзвуковые самолеты испытывают удар Маха.
В дозвуковых самолетах восстановление иногда невозможно; однако, когда самолет спускается в более теплый, более плотный воздух, полномочия управления (то есть способность управлять самолетом) могут вернуться, потому что сопротивление имеет тенденцию замедлять самолет, в то время как скорость звука и полномочия управления увеличиваются.
Чтобы предотвратить прогрессирование сваливания Маха, пилот должен поддерживать скорость ниже критического для типа числа Маха, уменьшая газ, увеличивая торможение и, если возможно, выдвигая шасси.
Для противодействия эффекту подворачивания Маха используется ряд дизайнерских приемов.
На обоих обычных стабилизатором и уткой носовой руль конфигураций, горизонтальный стабилизатор может быть большой и достаточно мощным, чтобы исправить большие аккуратные изменения, связанные с Маха живота. Вместо обычной поверхности управления лифтом весь стабилизатор может быть выполнен подвижным или «летающим», иногда называемым стабилизатором. Это увеличивает мощность стабилизатора в более широком диапазоне тангажа самолета, но также позволяет избежать проблем с управляемостью, связанных с отдельным рулем высоты.
Самолеты, которые летают на сверхзвуке в течение длительных периодов времени, такие как Concorde, могут компенсировать складывание Маха, перемещая топливо между баками в фюзеляже, чтобы изменить положение центра масс в соответствии с изменяющимся местоположением центра давления, тем самым минимизируя количество требуется аэродинамический дифферент.
Триммер Маха - это устройство, которое автоматически изменяет дифферент по тангажу в зависимости от числа Маха, чтобы противодействовать складыванию Маха и поддерживать горизонтальный полет.
P-38 Lightning дал Lockheed инженерам много первоначального дизайна неприятности, потому что это было так быстро, что это был первый американский самолет опыт сжимаемости и Маха вытачки. Самые быстрые истребители времен Второй мировой войны были первыми самолетами, испытавшими на себе удар Маха. Их крылья не были предназначены для противодействия закручиванию Маха, потому что исследования сверхзвуковых профилей только начинались; На крыле присутствовали области сверхзвукового обтекания вместе с ударными волнами и отрывом потока. Это состояние было известно в то время как нарушение сжимаемости и, как было известно, существует на концах винта на высоких скоростях самолета.
Р-38 был первым 400 миль / ч боец, и он страдал больше, чем обычных неприятностей прорезывания зубов. Он имел толстое крыло с большой подъемной силой, отличительные сдвоенные стрелы и единую центральную гондолу с кабиной и вооружением. Он быстро разогнался до предельной скорости в пикировании. Короткий укороченный фюзеляж отрицательно сказался на снижении критического числа Маха центроплана крыла толщиной 15% при высоких скоростях над куполом, добавляемых к скоростям на верхней поверхности крыла. Складывание Маха происходило на скоростях выше 0,65 Маха; воздушный поток над центропланом крыла стал трансзвуковым, что привело к потере подъемной силы. Результирующее изменение смыва вниз в хвостовой части привело к возникновению момента тангажа при опускании носа и увеличению крутизны пикирования (подъем Маха). В этом состоянии самолет был очень устойчивым, что делало восстановление после пикирования очень трудным.
К нижней части крыла (P-38J-LO) были добавлены (вспомогательные) закрылки для увеличения подъемной силы крыла и смыва вниз в хвостовой части, чтобы обеспечить восстановление после околозвуковых пикирований.
Эта статья включает материалы, являющиеся общественным достоянием, из документа правительства США : « Руководство по полетам на самолете ». Эта статья включает материалы, являющиеся общественным достоянием, из документа правительства США : « Справочник пилота по аэронавигационным знаниям ».
