Компенсация перемен: лучше балансировать, чем противостоять

© Из архива А. Вассермана

Скорость звука в конкретной среде — её обозначают М в честь одного из основоположников газодинамики Эрнста Вальдфрида Йозефа Венцеля Йоханновича Маха (1838.02.18–1916.02.19) — наибольшая для распространения в ней механических воздействий. Поэтому, в частности, перестройка потока для обтекания препятствия начинается тем ближе к препятствию, чем поток быстрее. На малых скоростях центр давления (ЦД) на плоскость, почти параллельную потоку, отстоит от её передней кромки примерно на 1/4 средней аэродинамической хорды (САХ) — длины вдоль потока, усреднённой поперёк потока. По мере роста скорости ЦД смещается назад. Когда скорость превышает М, перестройка потока перед крылом невозможна, и ЦД оказывается посреди плоскости — на расстоянии в половину САХ что от передней, что от задней кромки.

Чтобы самолёт держался в равновесии, нужно, чтобы ЦД и центр тяжести (ЦТ) были поближе. Тогда незначительных перемещений ЦД, вызванных перемещениями вспомогательных — управляющих — плоскостей, хватит для нужных поворотов. Если же расстояние между ЦД и ЦТ слишком велико, управляющих воздействий может не хватить для компенсации вращающего момента, созданного силами, приложенными к ЦТ вниз и ЦД вверх. Самолёт либо задирает нос — кабрирует — и теряет скорость под воздействием силы тяжести, противодействующей тяге двигателя, либо опускает нос — пикирует — и разгоняется, ибо тяжесть помогает тяге.

Потеря скорости опасна, помимо прочего, тем, что уменьшает создаваемую потоком подъёмную силу. Чтобы при этом удержаться в воздухе, нужно нарастить угол атаки — между потоком и плоскостью. Но когда он слишком велик, поток не может обтекать плоскость плавно, срывается, и подъёмная сила скачком падает почти до нуля. Обычно плоскость не совсем симметрична, поток срывается с одного конца раньше, и разница подъёмных сил закручивает плоскость. Разница скоростей потока по плоскости наращивает разницу подъёмных сил. Закрутка (её называют штопор, ибо как раз на него похожа траектория падающего таким образом самолёта) непреодолима без очень мощных управляющих воздействий. Поэтому приходится делать рулевые поверхности в разы больше того, что нужно для обычных режимов полёта.

Вниз — немногим лучше. Тяжесть наращивает скорость; ЦД смещается всё дальше назад; вращающий момент, направленный на пике, растёт. Затягивание в пикирование преодолеть сложней, чем штопор. Правда, спуск в тёплый воздух, где звук быстрей, чем на холодной высоте, может вывести ЦД вновь несколько вперёд, но разница далеко не всегда достаточна для спасения.

Вдобавок управляющие поверхности создают дополнительное сопротивление. Даже когда они вытянуты строго вдоль потока, он о них трётся, да ещё и завихряется на мелких неровностях. Поэтому конструкторы стараются их не наращивать сверх необходимого.

Конечно, несущие и управляющие поверхности не строго плоские, а несколько изогнутые. Это существенно меняет характер обтекания в целом, но на положении ЦД почти не сказывается.

В числе известнейших примеров компромисса между сопротивлением и управляемостью — истребитель И-16, один из лучших в мире во второй половине 1930-х годов. Руководитель его разработки Николай Николаевич Поликарпов (1892.06.09–1944.07.30) разместил ЦТ в промежутке между положениями ЦД в боевом тогда диапазоне скоростей — от 1/4 до 1/3 М (ЦД от 3/10 до 1/3 САХ соответственно) — для вёрткости. Но при взлёте и посадке, когда ЦД всего чуть дальше 1/4 САХ кзади, самолёт так пытался задрать нос, что даже полного отклонения руля высоты едва хватало для компенсации вращающего момента. Чуть промедлишь с управлением — и кабрирование доводит самолёт до штопора. Не зря говорили: научился садиться на И-16 — справишься с любой машиной в любых обстоятельствах.

Когда же скорости самолётов доросли до 2/3 М, руля высоты, достаточного для обычного манёвра, перестало хватать для борьбы с затягиванием в пикирование. Даже цельноповоротный — вместо былого разделения на руль и неподвижный стабилизатор — оказался необходим, но недостаточен. Несколько десятилетий шёл поиск иных путей противодействия.

Исторически первым стало стреловидное — скошенное назад — крыло (скос вперёд также испытан, но привёл к стольким сложностям, что по сей день не дорос от эксперимента до серийного производства). Составляющая скорости потока, направленная поперёк передней кромки, тем меньше, чем больше скос. Соответственно характер обтекания меняется куда меньше, чем у прямого крыла. Этого решения хватило примерно до 1,5 М, а крайнее выражение данной идеи — треугольное крыло с прямой задней и сильно скошенной передней кромкой — успешно работает до 2 М.

Увы, поток имеет и составляющую, направленную вдоль стреловидного крыла. Она изрядно меняет обтекание в целом, да вдобавок создаёт на концах крыла переток снизу вверх, сокращающий подъёмную силу. Пришлось ставить на поверхность и концы крыла ограничители продольной составляющей. Но их сопротивление потоку в целом тоже ухудшает лётные качества.

Вряд ли упомню все решения, испробованные с разной успешностью, и даже дошедшие до крупносерийного производства по мере освоения сверхзвуковых скоростей. Но уже более полувека главное — крыло, сильно стреловидное около фюзеляжа и умеренно — в концевых частях. Предложил его скорее всего автор множества нетривиальных аэродинамических и физических концепций советский авиаконструктор Роберто Лодовикович граф (в Италии) Орос ди Бартини (1897.05.14–1974.12.06), но есть и другие возможные первооткрыватели.

На малых скоростях подъёмная сила стреловидного крыла тоже очень мала. Основную часть нагрузки берут на себя прямые концы. Но по мере приближения к М стреловидная середина поднимает всё больше. А ведь находится она далеко впереди прямой части! Перемены взаимно балансируются, и суммарный ЦД крыла в целом оказывается почти неподвижен.

Сильно стреловидная средняя часть имеет столь значительную длину вдоль потока, что даже значительная абсолютная толщина оказывается мала относительно этой длины. Поэтому можно разместить в ней много вспомогательного оборудования — чаще всего воздухозаборники двигателей.

В одном из первых (летал с 1955-го года, на вооружении в 1960–2005-м) самолётов с крылом двойной стреловидности — истребителе J35 Draken — дракон — Svenska Aeroplan Aktie Bolaget — шведского авиационного акционерного общества — желание создать удобообтекаемые воздухозаборники было, похоже, исходным, а стабилизация положения ЦД оказалась приятным бонусом. В следующем (летал с 1967-го, на вооружении в 1971–2005-м) истребителе того же SAAB — J37 Viggen — удар молнии — воздухозаборники стали столь длинными, что треугольное горизонтальное оперение разместили перед крылом, а стреловидность корневой части самого крыла даже уменьшили по сравнению с его концами. Но принцип — компенсация смещения назад ЦД основного крыла повышением подъёмной силы перед ним — остался неизменным. Сейчас едва ли не все сверхзвуковые самолёты балансируются именно таким способом.

Введение компенсатора с эффективностью, меняющейся в зависимости от условий, создающих компенсируемое осложнение — один из популярнейших способов устранения препятствий и ограничений. Увы, далеко не всегда устройство компенсатора очевидно сразу, как только станет понятна природа преодолеваемых сложностей: крыло с сильно стреловидной центральной частью нашли лет через десять после обнаружения проблемы затягивания в пикирование. Во многих других задачах решение найдено тоже через многие годы.

Деловые решения зачастую приходится принимать очень быстро. Напрашиваются простейшие: сокрушить препятствие, купить конкурента… Но чем быстрее достигается желаемый результат, тем вероятнее нежелательные побочные последствия. Поэтому куда полезнее приучить себя начинать рассмотрение не с простейших, а с эффективнейших — хотя бы в среднем — вариантов. Из них едва ли не чаще всего встречающийся, едва ли не обширнее прочих опробованный — описанный на примере крыла двойной стреловидности компенсатор со свойствами, зависящими от тех же условий, что порождают проблему. Начинайте с поиска компенсации!