Стали создаваться самолеты со все большей стреловидностью крыла, меньшей относительной толщиной профиля и большей удельной нагрузкой на крыло. Очевидно, именно такое, а не иное направление развития самолета было связано с главной целью-увеличением максимальной скорости полета. Однако такая эволюция в области аэродинамики и конструкции была в принципе односторонней, так как следствием ее было не только уменьшение коэффициентов сопротивления при высоких скоростях, но и уменьшение коэффициента подъемной силы при любых скоростях. Это отрицательно повлияло, в частности, на посадочную скорость, которая с точки зрения безопасности экипажа и надежности конструкции должна быть как можно меньшей. Первый путь весьма неэкономичен, поскольку двигатель большой тяги не только потребляет значительно большее количество топлива, но и, использованный в аэродинамически несовершенных самолетах, лишь несущественно увеличивает скорость полета. Такой способ вынужденно применялся в экспериментальных самолетах на начальном этапе развития сверхзвуковой авиации. Например, самолет X-J фирмы «Белл», сверхзвуковая скорость полета которого была достигнута именно таким путем, мог летать с работающим двигателем не дольше 5-10 мин и поэтому не был способен выполнять какие-либо боевые задания. Именно с этих позиций второй путь достижения сверхзвуковых скоростей полета является экономичным, а его реализация - выдающимся этапом развития авиации.
Звуковой барьер
Возникновение индуктивного сопротивления Cxi вызвано завихрениями потока на концах крыла вследствие тенденции к выравниванию давлений на верхних и нижних поверхностях и изменениями вектора подъемной силы. Причиной же появления интерференционною сопротивления является взаимное нарушение условий обтекания соседних частей планера, особенно влияние фюзеляжа на условия обтекания крыла. В итоге если общая скорость обтекания (скорость самолета) достаточно велика, то местная скорость на профиле в месте максимального разрежения достигает местной скорости звука. Такое явление возникает при скорости, соответствующей М„р. В этом случае в расширяющейся струе скорость уже не уменьшается, а продолжает расти, так что обтекание становится сверхзвуковым. Однако, пока набегающий поток является дозвуковым, область сверхзвукового обтекающего потока не может быть неограниченной, и сверхзвуковой обтекающий поток переходит в дозвуковой. Увеличение скорости в сверхзвуковой части обтекающего потока приводит к тому, что статическое давление в струе падает, уменьшаясь в конечном счете ниже значения, соответствующего наименьшему сечению. Плавное торможение сверхзвукового потока невозможно, поэтому изменение значений скорости и давления происходит резко. Торможение и сжатие движущегося потока воздуха происходит в некоторой плоскости, перпендикулярной поверхности профиля. Эта плоскость образует фронт плоской волны уплотненного воздуха, которая называется ударной волной или прямым скачком уплотнения. На прямом скачке давление резко возрастает, а скорость уменьшается до дозвукового значения. Поскольку за скачком поток уже дозвуковой, то его дальнейшему расширению сопутствуют уменьшение скорости и увеличение давления. Таким образом, наличие сверхзвуковой области обтекания приводит к тому, что в соответствующей части профиля давление оказывается меньше, чем на других его частях (особенно передней), где обтекание остается дозвуковым. Чем меньше давление в сверхзвуковой области, тем больше сила, увлекающая профиль назад, а следовательно, тем больше его волновое сопротивление, С дальнейшим увеличением скорости самолета область сверхзвуковых скоростей на профиле становится более обширной, интенсивность скачка уплотнения увеличивается, возрастают его размеры и происходит дальнейший рост волнового сопротивления. Вскоре после возникновения скачка на верхней поверхности профиля он появляется также и на нижней поверхности, увеличивая и без того уже большое сопротивление. Есть еще одна причина возрастания сопротивления. За скачком вследствие резкого изменения скорости и давления происходит уплотнение и отрыв пограничного слоя воздуха, и возникающая вследствие этого турбулентность увеличивает сопротивление формы. Указанный быстрый рост аэродинамического сопротивления, образующего препятствие в виде своего рода «стенки» уплотненного воздуха, уже в 1936 г. был назван звуковым барьером. Когда набегающий поток воздуха является сверхзвуковым, скачок уплотнения возникает перед передней кромкой крыла. Форма этого скачка зависит ОТ формы профиля. Если профиль имеет закругленную переднюю кромку, то перед ним возникает криволинейный прямой скачок уплотнения максимальной интенсивности, которому соответствует наибольшее волновое сопротивление. Наименьшее волновое сопротивление создает профиль с острой передней кромкой, иа которой возникают косые скачки уплотнения. Их характеризует меньшее изменение параметров течения, а это значит, что при косых скачках уплотнения волновое сопротивление меньше. На первой стадии развития сверхзвуковой авиации был достаточно хорошо изучен механизм возникновения волнового сопротивления, Понимание происходящих явлений позволило разработать множество средств, а также подобрать соответствующую форму различных частей планера в зависимости от скорости полета.
Звуковой удар
Звуковой удар может вызывать также изменение частоты пульса, нарушает душевное равновесие человека, влияет на самочувствие водителей транспорта и т.п. Интенсивные звуковые удары могут возбудить панику среди больших стад животных, растрескивание и осыпание штукатурки стен и даже разрушение стен и кровли зданий. Среди этих аргументов встречаются также утверждения о возможности нарушения биологического равновесия среды, загрязнения атмосферы и т.п. Многие из них сходны с аргументами противников первых транспорт мы к средств с паровым двигателем и обусловлены либо консерватизмом части людей, либо соображениями торговой конкуренции. Тем не менее стало необходимым проведение специальных исследований вредных последствий звукового удара для определения допустимых уровней шума, а особенно допустимой нижней границы высоты полета сверхзвуковых самолетов над заселенными территориями. Безусловно, само по себе изучение явления не разрешает еще экологических проблем звукового удара, а дает лишь ориентиры того, как можно избежать его негативных последствий. Итак, в чем заключается явление звукового удара? Выше указывалось, что во время полета самолета со скоростью звука перед ним возникает ударная волна, в которой скорость потока резко снижается, а давление (и, следовательно, плотность и температура) возрастает. Таким образом, происходит высвобождение значительного количества энергии в окружающую самолет среду, что приводит к интенсивным колебаниям частиц воздуха, проявляющимся в виде громового звука, подобного раскату пушечного залпа, В период первых полетов с кратковременным превышением скорости звука (при пикировании, поскольку раньше всего скорость звука была достигнута на этом режиме) звуковой удар воспринимался наблюдателем на земле два раза. Первый хлопок происходит в момент превышения самолетом скорости звука, а второй-в момент обратного перехода через нее. Промежуток времени, разделяющий эти два удара, определяется продолжительностью полета со сверхзвуковой скоростью; с учетом неоптимальных аэродинамических форм самолета того времени с ростом плотное i и воздуха происходило быстрое торможение самолета. Звуковая волна перемещается (очевидно, со скоростью звука} в направлении, перпендикулярном ее плоскости, поэтому интенсивность удара в рассматриваемом случае бывает тем больше, чем круче пикирование И чем меньше расстояние от самолета до наблюдателя. При полете со сверхзвуковой скоростью на поверхностях планера создается сложная система скачков уплотнения и областей низкого давления. Наиболее интенсивные скачки создают носовая часть самолета, которая в полете первой встречает частицы невозмущенного потока воздуха, и элементы хвостовой части, где практически заканчиваются возмущения, вносимые самолетом в окружающую среду. Эти два скачка уплотнения называются соответственно головным и хвостовым. Промежуточные возмущения либо догоняют головной скачок, либо из-за меньшей скорости настигаются хвостовым скачком. Таким образом, уже на небольшом расстоянии от самолета система скачков уплотнения превращается в двухскачковую систему. За головным скачком давление воздуха скачкообразно возрастает выше атмосферного на значение ip. а затем плавно уменьшается ниже атмосферного на то же самое значение, В хвостовом скачке происходит скачкообразный рост давления до атмосферного значения. Описанная плоская модель возникновения системы скачков уплотнения в действительности является пространственной системой, которую можно привести к двум конусам Маха. Таким образом, при горизонтальном полете с постоянной сверхзвуковой скоростью звуковой удар слышен одновременно в различных точках поверхности Земли (этот вид звукового удара называется сверхзвуковым; в зависимости от длины самолета и высоты полета промежуток времени, разделяющий обе волны, может быть так мал, что хлопки сливаются в один отзвук). Геометрическим местом этих точек является гипербола, образуемая пересечением конуса Маха с поверхностью Земли. Поскольку самолет движется с определенной скоростью, вслед за ним распространяются ударные волны, которые в виде громовых раскатов слышатся на определенной территории. Практически это означает, что звуковой удар сопровождает сверхзвуковые самолеты на протяжении всей трассы полета, начиная с момента достижения скорости звука вплоть до момента обратного перехода через скорость звука при торможении перед посадкой. Размеры зоны слышимости звукового удара (ширина «коридора», над которым самолет пролетает со сверхзвуковой скоростью) и его интенсивность зависят от многих параметров. С увеличением массы самолета и его скорости, а также с уменьшением высоты полета интенсивность звукового удара возрастает, а зона слышимости уменьшается. Так как до сих пор не разработано активных средств, снижающих интенсивность звукового удара, пока единственно возможными средствами являются пассивные. Так, для конкретного типа самолета допустимый уровень акустического давления определяется путем установления минимально допустимой высоты полета над населенными территориями. Летные исследования самолета «Конкорд» показали, что при полете на высоте 18000 м с М = 2,2 угол конуса Маха составляет около 306, акустическое давление Др 2^0,1 к Па, а зона слышимости звукового удара имеет ширину -» 100 км. Установлено также, что на расстоянии около 200 км от аэродрома самолет должен уже лететь над малонаселенной территорией. Действительное влияние звукового удара, производимого эксплуатируемыми в настоящее время пассажирскими самолетами, до конца еще не изучено. Однако установлено, что водные животные и рыбы не подвергаются его отрицательным последствиям, а дикие и домашние животные на открытой местности реагируют на него, как на грозовой гром средней интенсивности. Не обнаружено также отрицательных воздействий полетов сверхзвуковых самолетов над горами, скалами, береговыми кручами и т.п. Итак, результаты проведенных до настоящего времени исследований говорят о том, что сейчас нет необходимости во введении каких-либо новых жестких ограничении для трасс пассажирских сверхзвуковых самолетов.
Психологический барьер
Разработка систем обнаружения и обороны, обладающих все большей эффективностью, а также непрерывное совершенствование этих систем привели к тому, что шансы незаметного проникновения самолетов, летающих на больших либо средних высотах, весьма уменьшились уже под конец 50-х годов. Таким образом, для уменьшения вероятности дальнего обнаружения наземными (а также морскими и воздушными) радиолокационными станциями противника оказались необходимыми полеты с большой скоростью на малой высоте, что затрудняет обнаружение из-за естественных преград, а также из-за вторичного отражения сигналов от местности. «Малой» считалась высота около 300 м. Такая высота была признана безопасной с учетом достигнутой точности навигации самолета с помощью эксплуатируемого либо разработанного к тому времени бортового оборудования. Однако полет на такой малой высоте имеет ряд особенностей, которые влияют на работу двигательных установок, а также обусловливают появление знакопеременных натрузок малой амплитуды и высокой частоты- Большое сопротивление воздуха и недопустимое возрастание температуры конструкции самолета в результате аэродинамического нагрева ограничивают максимальную скорость полета на высотах ниже 300 м (эта высота условно называется нулевой) величиной, составляющей лишь 55-70% скорости, развиваемой на оптимальной высоте. Из данных табл, 2 видно, что наибольшая скорость самолетов с Ммдк > 2 на Н в 0 составляет 1300-1490 км/ч. В таких условиях полет на заданный радиус действия требует не только в 3 раза больше топлива, чем полет в стратосфере, но и происходит в сложных пилотажных условиях при воздействии нагрузок, ведущих к снижению эксплуатационного ресурса самолета, а в некоторых случаях даже к разрушению планера. При первых полетах на малых высотах самым опасным казался риск столкновения самолета с естественными либо искусственными преградами, поскольку этот риск возрастает пропорционально росту скорости и уменьшению высоты полета. Опыт, полученный в экспериментальных полетах, а позднее-при нормальной эксплуатации, существенно изменил эти взгляды. Оказалось, что более важным фактором является влияние турбулентности атмосферы на усталостную прочность планера, а также на физическую и психологическую усталость экипажа. Поскольку в начальный период полетов на малых высотах на первый план, кроме прочего, выдвинулась проблема психофизиологических последствий усталости человека, это новое препятствие по аналогии с предыдущими было названо психологическим барьером. Сущность психологического барьера связана с атмосферными условиями вблизи поверхности Земли. В приземном слое в результате существования градиентов температур и давлений постоянно происходит интенсивное перемещение воздушных масс с разными скоростями и в разных направлениях. Эти порывы и флуктуации приводят к резким и непред виденным колебаниям самолета относительно различных осей, а также к возникновению положительных или отрицательных перегрузок различной частоты. Кроме высоты полета, эти атмосферные возмущении зависят от скорости полета, прямо или косвенно влияя на самочувствие экипажа. Установлено, что на малой высоте перегрузка с амплитудой 0,5 изменяется с частотой 5 раз в минуту при скорости полета М = 0,45, до 27 раз в минуту при М = 0,7 и вплоть примерно до 500 при М = 1,2. Порывы ветра с частотой 5 раз в минуту не оказывают заметного влияния на психологическое состояние человека, в пределах 5-12 они неприятны, но легко переносятся при соответствующей тренировке, однако они трудно переносимы при частотах выше 12 раз в минуту. Во время полета на большой высоте экипаж может легко обнаружить и обойти область турбулентной атмосферы; зато на малой высоте это почти невозможно из практических и тактических соображений. Ввиду недостаточного технического оснащения самолетов для первых полетов на малой высоте, а также отсутствия опыта и соответствующей тренировки экипажа первые полеты с большой скоростью на малой высоте были весьма опасны и выполнялись крайне неохотно. Условия такого полета приводили к увеличению вероятности ошибок, уменьшению до реагирования по времени экипажа на события, а также к появлению чувства беспокойства и неуверенности из-за вибрации конструкции и внезапных ускорений, особенно во время выполнения маневров. Эти неблагоприятные явления существенно усугублялись в зависимости от характера действий, выполняемых экипажем. Например, необходимость наблюдения за преградами перед самолетом затрудняет наблюдение по сторонам, и ихвидно крайне неотчетливо, поскольку располагаемое время наблюдения слишком коротко для детального рассмотрения. В этой ситуации объекты, особенно находящиеся в боковом поле зрения, весьма неотчетливы и идентифицируются с трудом, поскольку сливаются в сплошную колеблющуюся массу. Трудности наблюдения могут быть еще большими, поскольку они зависят также от метеорологических условий, рельефа местности и времени суток, в частности от специфического освещения во время захода солнца и при отражении лучей от воды, песка или снега, а также во время тумана. В ночных полетах встречные наземные огни также мешают адаптации глаз и затрудняют наблюдение местности. Дополнительную помеху в полетах на малых высотах создает повышенная температура в кабине-пилот потеет, пот стекает у него со лба на глаза, запотевает также остекление кабины, что вместе с загрязнением ветрового стекла налипающими насекомыми существенно ухудшает видимость. Сказанное приводит к выводу, что область работ, связанных с преодолением психологического барьера, должна охватывать множество явлений, сопутствующих полетам на малых высотах с большими скоростями Благодаря работам, проведенным в 60-70-х годах, удалось ввести такие технические усовершенствования, которые, с точки зрения экипажа самолета, свели проблему психологического барьера к уровню обычных явлений любого полета. Помимо усиления конструкции планера, разработан и используется (обычно с учетом требований преодоления и иных барьеров, а также требований, определяемых назначением самолета) ряд технических средств, среди которых:
- система автопилота, связанная с бортовой ЭВМ, а также с высотомером и радиолокатором для обнаружения преград по курсу; такая система, разработанная на основе последних достижений технологии микроволновых элементов, отличается высокой точностью и большой разрешающей способностью, что обеспечивает автоматическую прецизионную корректировку траектории полета. Бортовое оборудование, разработанное во второй половине 60-х годов, позволило уменьшить значение «малой высоты» до 150-100 м, а в 70-х годах даже до 30 м;
- модернизированное приборное оборудование кабины (особо следует отметить высвечивание показаний некоторых приборов на телевизионных дисплеях и индикаторе на лобовом стекле с помощью систем отображения информации, а также размещение важнейшей информации о состоянии самолета и условиях полета на линии зрения пилота, что значительно уменьшило время реакции на внешние возмущения и освободило от обременительного разделения времени на внешнее и внутреннее наблюдение; значительное сокращение с той же целью числа приборов в кабине, например с 48 в F-4 до 30 в F-15), а также введение экипажа из двух человек;
- встроенное адаптивное управление, немедленно и автоматически реагирующее на возникающие случайные изменения траектории полета самолета (в иных случаях применена система демпфирования вибраций носовой части фюзеляжа с помощью дополнительных управляющих поверхностей); применение такого рода систем существенно уменьшает знакопеременные нагрузки и, как следствие, повышает живучесть самолета и комфорт полета, избавляет пилота от необходимости беспрерывною реагирования на изменения характеристик полета и позволяет ему сконцентрировать внимание на выполняемом задании.
При анализе проблем, связанных с полетами па малых высотах, необходимо помнить, что чувствительность самолета к воздействию турбулентности атмосферы зависит от его динамических характеристик, поскольку частота флюктуации перегрузок пропорциональна скорости полета, а амплитуда прямо пропорциональна коэффициенту подъемной силы крыла в функции угла атаки и обратно пропорциональна удельной нагрузке на крыло. Следовательно, каждому типу самолета свойствен особый, зависящий от его конструкции вид «восприимчивости» к атмосферным возмущениям.
Звуковой барьер
Возникновение индуктивного сопротивления Cxi вызвано завихрениями потока на концах крыла вследствие тенденции к выравниванию давлений на верхних и нижних поверхностях и изменениями вектора подъемной силы. Причиной же появления интерференционною сопротивления является взаимное нарушение условий обтекания соседних частей планера, особенно влияние фюзеляжа на условия обтекания крыла. В итоге если общая скорость обтекания (скорость самолета) достаточно велика, то местная скорость на профиле в месте максимального разрежения достигает местной скорости звука. Такое явление возникает при скорости, соответствующей М„р. В этом случае в расширяющейся струе скорость уже не уменьшается, а продолжает расти, так что обтекание становится сверхзвуковым. Однако, пока набегающий поток является дозвуковым, область сверхзвукового обтекающего потока не может быть неограниченной, и сверхзвуковой обтекающий поток переходит в дозвуковой. Увеличение скорости в сверхзвуковой части обтекающего потока приводит к тому, что статическое давление в струе падает, уменьшаясь в конечном счете ниже значения, соответствующего наименьшему сечению. Плавное торможение сверхзвукового потока невозможно, поэтому изменение значений скорости и давления происходит резко. Торможение и сжатие движущегося потока воздуха происходит в некоторой плоскости, перпендикулярной поверхности профиля. Эта плоскость образует фронт плоской волны уплотненного воздуха, которая называется ударной волной или прямым скачком уплотнения. На прямом скачке давление резко возрастает, а скорость уменьшается до дозвукового значения. Поскольку за скачком поток уже дозвуковой, то его дальнейшему расширению сопутствуют уменьшение скорости и увеличение давления. Таким образом, наличие сверхзвуковой области обтекания приводит к тому, что в соответствующей части профиля давление оказывается меньше, чем на других его частях (особенно передней), где обтекание остается дозвуковым. Чем меньше давление в сверхзвуковой области, тем больше сила, увлекающая профиль назад, а следовательно, тем больше его волновое сопротивление, С дальнейшим увеличением скорости самолета область сверхзвуковых скоростей на профиле становится более обширной, интенсивность скачка уплотнения увеличивается, возрастают его размеры и происходит дальнейший рост волнового сопротивления. Вскоре после возникновения скачка на верхней поверхности профиля он появляется также и на нижней поверхности, увеличивая и без того уже большое сопротивление. Есть еще одна причина возрастания сопротивления. За скачком вследствие резкого изменения скорости и давления происходит уплотнение и отрыв пограничного слоя воздуха, и возникающая вследствие этого турбулентность увеличивает сопротивление формы. Указанный быстрый рост аэродинамического сопротивления, образующего препятствие в виде своего рода «стенки» уплотненного воздуха, уже в 1936 г. был назван звуковым барьером. Когда набегающий поток воздуха является сверхзвуковым, скачок уплотнения возникает перед передней кромкой крыла. Форма этого скачка зависит ОТ формы профиля. Если профиль имеет закругленную переднюю кромку, то перед ним возникает криволинейный прямой скачок уплотнения максимальной интенсивности, которому соответствует наибольшее волновое сопротивление. Наименьшее волновое сопротивление создает профиль с острой передней кромкой, иа которой возникают косые скачки уплотнения. Их характеризует меньшее изменение параметров течения, а это значит, что при косых скачках уплотнения волновое сопротивление меньше. На первой стадии развития сверхзвуковой авиации был достаточно хорошо изучен механизм возникновения волнового сопротивления, Понимание происходящих явлений позволило разработать множество средств, а также подобрать соответствующую форму различных частей планера в зависимости от скорости полета.
Звуковой удар
Звуковой удар может вызывать также изменение частоты пульса, нарушает душевное равновесие человека, влияет на самочувствие водителей транспорта и т.п. Интенсивные звуковые удары могут возбудить панику среди больших стад животных, растрескивание и осыпание штукатурки стен и даже разрушение стен и кровли зданий. Среди этих аргументов встречаются также утверждения о возможности нарушения биологического равновесия среды, загрязнения атмосферы и т.п. Многие из них сходны с аргументами противников первых транспорт мы к средств с паровым двигателем и обусловлены либо консерватизмом части людей, либо соображениями торговой конкуренции. Тем не менее стало необходимым проведение специальных исследований вредных последствий звукового удара для определения допустимых уровней шума, а особенно допустимой нижней границы высоты полета сверхзвуковых самолетов над заселенными территориями. Безусловно, само по себе изучение явления не разрешает еще экологических проблем звукового удара, а дает лишь ориентиры того, как можно избежать его негативных последствий. Итак, в чем заключается явление звукового удара? Выше указывалось, что во время полета самолета со скоростью звука перед ним возникает ударная волна, в которой скорость потока резко снижается, а давление (и, следовательно, плотность и температура) возрастает. Таким образом, происходит высвобождение значительного количества энергии в окружающую самолет среду, что приводит к интенсивным колебаниям частиц воздуха, проявляющимся в виде громового звука, подобного раскату пушечного залпа, В период первых полетов с кратковременным превышением скорости звука (при пикировании, поскольку раньше всего скорость звука была достигнута на этом режиме) звуковой удар воспринимался наблюдателем на земле два раза. Первый хлопок происходит в момент превышения самолетом скорости звука, а второй-в момент обратного перехода через нее. Промежуток времени, разделяющий эти два удара, определяется продолжительностью полета со сверхзвуковой скоростью; с учетом неоптимальных аэродинамических форм самолета того времени с ростом плотное i и воздуха происходило быстрое торможение самолета. Звуковая волна перемещается (очевидно, со скоростью звука} в направлении, перпендикулярном ее плоскости, поэтому интенсивность удара в рассматриваемом случае бывает тем больше, чем круче пикирование И чем меньше расстояние от самолета до наблюдателя. При полете со сверхзвуковой скоростью на поверхностях планера создается сложная система скачков уплотнения и областей низкого давления. Наиболее интенсивные скачки создают носовая часть самолета, которая в полете первой встречает частицы невозмущенного потока воздуха, и элементы хвостовой части, где практически заканчиваются возмущения, вносимые самолетом в окружающую среду. Эти два скачка уплотнения называются соответственно головным и хвостовым. Промежуточные возмущения либо догоняют головной скачок, либо из-за меньшей скорости настигаются хвостовым скачком. Таким образом, уже на небольшом расстоянии от самолета система скачков уплотнения превращается в двухскачковую систему. За головным скачком давление воздуха скачкообразно возрастает выше атмосферного на значение ip. а затем плавно уменьшается ниже атмосферного на то же самое значение, В хвостовом скачке происходит скачкообразный рост давления до атмосферного значения. Описанная плоская модель возникновения системы скачков уплотнения в действительности является пространственной системой, которую можно привести к двум конусам Маха. Таким образом, при горизонтальном полете с постоянной сверхзвуковой скоростью звуковой удар слышен одновременно в различных точках поверхности Земли (этот вид звукового удара называется сверхзвуковым; в зависимости от длины самолета и высоты полета промежуток времени, разделяющий обе волны, может быть так мал, что хлопки сливаются в один отзвук). Геометрическим местом этих точек является гипербола, образуемая пересечением конуса Маха с поверхностью Земли. Поскольку самолет движется с определенной скоростью, вслед за ним распространяются ударные волны, которые в виде громовых раскатов слышатся на определенной территории. Практически это означает, что звуковой удар сопровождает сверхзвуковые самолеты на протяжении всей трассы полета, начиная с момента достижения скорости звука вплоть до момента обратного перехода через скорость звука при торможении перед посадкой. Размеры зоны слышимости звукового удара (ширина «коридора», над которым самолет пролетает со сверхзвуковой скоростью) и его интенсивность зависят от многих параметров. С увеличением массы самолета и его скорости, а также с уменьшением высоты полета интенсивность звукового удара возрастает, а зона слышимости уменьшается. Так как до сих пор не разработано активных средств, снижающих интенсивность звукового удара, пока единственно возможными средствами являются пассивные. Так, для конкретного типа самолета допустимый уровень акустического давления определяется путем установления минимально допустимой высоты полета над населенными территориями. Летные исследования самолета «Конкорд» показали, что при полете на высоте 18000 м с М = 2,2 угол конуса Маха составляет около 306, акустическое давление Др 2^0,1 к Па, а зона слышимости звукового удара имеет ширину -» 100 км. Установлено также, что на расстоянии около 200 км от аэродрома самолет должен уже лететь над малонаселенной территорией. Действительное влияние звукового удара, производимого эксплуатируемыми в настоящее время пассажирскими самолетами, до конца еще не изучено. Однако установлено, что водные животные и рыбы не подвергаются его отрицательным последствиям, а дикие и домашние животные на открытой местности реагируют на него, как на грозовой гром средней интенсивности. Не обнаружено также отрицательных воздействий полетов сверхзвуковых самолетов над горами, скалами, береговыми кручами и т.п. Итак, результаты проведенных до настоящего времени исследований говорят о том, что сейчас нет необходимости во введении каких-либо новых жестких ограничении для трасс пассажирских сверхзвуковых самолетов.
Психологический барьер
Разработка систем обнаружения и обороны, обладающих все большей эффективностью, а также непрерывное совершенствование этих систем привели к тому, что шансы незаметного проникновения самолетов, летающих на больших либо средних высотах, весьма уменьшились уже под конец 50-х годов. Таким образом, для уменьшения вероятности дальнего обнаружения наземными (а также морскими и воздушными) радиолокационными станциями противника оказались необходимыми полеты с большой скоростью на малой высоте, что затрудняет обнаружение из-за естественных преград, а также из-за вторичного отражения сигналов от местности. «Малой» считалась высота около 300 м. Такая высота была признана безопасной с учетом достигнутой точности навигации самолета с помощью эксплуатируемого либо разработанного к тому времени бортового оборудования. Однако полет на такой малой высоте имеет ряд особенностей, которые влияют на работу двигательных установок, а также обусловливают появление знакопеременных натрузок малой амплитуды и высокой частоты- Большое сопротивление воздуха и недопустимое возрастание температуры конструкции самолета в результате аэродинамического нагрева ограничивают максимальную скорость полета на высотах ниже 300 м (эта высота условно называется нулевой) величиной, составляющей лишь 55-70% скорости, развиваемой на оптимальной высоте. Из данных табл, 2 видно, что наибольшая скорость самолетов с Ммдк > 2 на Н в 0 составляет 1300-1490 км/ч. В таких условиях полет на заданный радиус действия требует не только в 3 раза больше топлива, чем полет в стратосфере, но и происходит в сложных пилотажных условиях при воздействии нагрузок, ведущих к снижению эксплуатационного ресурса самолета, а в некоторых случаях даже к разрушению планера. При первых полетах на малых высотах самым опасным казался риск столкновения самолета с естественными либо искусственными преградами, поскольку этот риск возрастает пропорционально росту скорости и уменьшению высоты полета. Опыт, полученный в экспериментальных полетах, а позднее-при нормальной эксплуатации, существенно изменил эти взгляды. Оказалось, что более важным фактором является влияние турбулентности атмосферы на усталостную прочность планера, а также на физическую и психологическую усталость экипажа. Поскольку в начальный период полетов на малых высотах на первый план, кроме прочего, выдвинулась проблема психофизиологических последствий усталости человека, это новое препятствие по аналогии с предыдущими было названо психологическим барьером. Сущность психологического барьера связана с атмосферными условиями вблизи поверхности Земли. В приземном слое в результате существования градиентов температур и давлений постоянно происходит интенсивное перемещение воздушных масс с разными скоростями и в разных направлениях. Эти порывы и флуктуации приводят к резким и непред виденным колебаниям самолета относительно различных осей, а также к возникновению положительных или отрицательных перегрузок различной частоты. Кроме высоты полета, эти атмосферные возмущении зависят от скорости полета, прямо или косвенно влияя на самочувствие экипажа. Установлено, что на малой высоте перегрузка с амплитудой 0,5 изменяется с частотой 5 раз в минуту при скорости полета М = 0,45, до 27 раз в минуту при М = 0,7 и вплоть примерно до 500 при М = 1,2. Порывы ветра с частотой 5 раз в минуту не оказывают заметного влияния на психологическое состояние человека, в пределах 5-12 они неприятны, но легко переносятся при соответствующей тренировке, однако они трудно переносимы при частотах выше 12 раз в минуту. Во время полета на большой высоте экипаж может легко обнаружить и обойти область турбулентной атмосферы; зато на малой высоте это почти невозможно из практических и тактических соображений. Ввиду недостаточного технического оснащения самолетов для первых полетов на малой высоте, а также отсутствия опыта и соответствующей тренировки экипажа первые полеты с большой скоростью на малой высоте были весьма опасны и выполнялись крайне неохотно. Условия такого полета приводили к увеличению вероятности ошибок, уменьшению до реагирования по времени экипажа на события, а также к появлению чувства беспокойства и неуверенности из-за вибрации конструкции и внезапных ускорений, особенно во время выполнения маневров. Эти неблагоприятные явления существенно усугублялись в зависимости от характера действий, выполняемых экипажем. Например, необходимость наблюдения за преградами перед самолетом затрудняет наблюдение по сторонам, и ихвидно крайне неотчетливо, поскольку располагаемое время наблюдения слишком коротко для детального рассмотрения. В этой ситуации объекты, особенно находящиеся в боковом поле зрения, весьма неотчетливы и идентифицируются с трудом, поскольку сливаются в сплошную колеблющуюся массу. Трудности наблюдения могут быть еще большими, поскольку они зависят также от метеорологических условий, рельефа местности и времени суток, в частности от специфического освещения во время захода солнца и при отражении лучей от воды, песка или снега, а также во время тумана. В ночных полетах встречные наземные огни также мешают адаптации глаз и затрудняют наблюдение местности. Дополнительную помеху в полетах на малых высотах создает повышенная температура в кабине-пилот потеет, пот стекает у него со лба на глаза, запотевает также остекление кабины, что вместе с загрязнением ветрового стекла налипающими насекомыми существенно ухудшает видимость. Сказанное приводит к выводу, что область работ, связанных с преодолением психологического барьера, должна охватывать множество явлений, сопутствующих полетам на малых высотах с большими скоростями Благодаря работам, проведенным в 60-70-х годах, удалось ввести такие технические усовершенствования, которые, с точки зрения экипажа самолета, свели проблему психологического барьера к уровню обычных явлений любого полета. Помимо усиления конструкции планера, разработан и используется (обычно с учетом требований преодоления и иных барьеров, а также требований, определяемых назначением самолета) ряд технических средств, среди которых:
- система автопилота, связанная с бортовой ЭВМ, а также с высотомером и радиолокатором для обнаружения преград по курсу; такая система, разработанная на основе последних достижений технологии микроволновых элементов, отличается высокой точностью и большой разрешающей способностью, что обеспечивает автоматическую прецизионную корректировку траектории полета. Бортовое оборудование, разработанное во второй половине 60-х годов, позволило уменьшить значение «малой высоты» до 150-100 м, а в 70-х годах даже до 30 м;
- модернизированное приборное оборудование кабины (особо следует отметить высвечивание показаний некоторых приборов на телевизионных дисплеях и индикаторе на лобовом стекле с помощью систем отображения информации, а также размещение важнейшей информации о состоянии самолета и условиях полета на линии зрения пилота, что значительно уменьшило время реакции на внешние возмущения и освободило от обременительного разделения времени на внешнее и внутреннее наблюдение; значительное сокращение с той же целью числа приборов в кабине, например с 48 в F-4 до 30 в F-15), а также введение экипажа из двух человек;
- встроенное адаптивное управление, немедленно и автоматически реагирующее на возникающие случайные изменения траектории полета самолета (в иных случаях применена система демпфирования вибраций носовой части фюзеляжа с помощью дополнительных управляющих поверхностей); применение такого рода систем существенно уменьшает знакопеременные нагрузки и, как следствие, повышает живучесть самолета и комфорт полета, избавляет пилота от необходимости беспрерывною реагирования на изменения характеристик полета и позволяет ему сконцентрировать внимание на выполняемом задании.
При анализе проблем, связанных с полетами па малых высотах, необходимо помнить, что чувствительность самолета к воздействию турбулентности атмосферы зависит от его динамических характеристик, поскольку частота флюктуации перегрузок пропорциональна скорости полета, а амплитуда прямо пропорциональна коэффициенту подъемной силы крыла в функции угла атаки и обратно пропорциональна удельной нагрузке на крыло. Следовательно, каждому типу самолета свойствен особый, зависящий от его конструкции вид «восприимчивости» к атмосферным возмущениям.