скорость, вдвое большую, чем его предшественник, но чтобы он в то же время мог эксплуатироваться с существующих аэродромов. Тогда было применено треугольное крыло с изломом передней кромки (с увеличенным углом стреловидности в корневых частях крыла). В случае самолета «Вигген» была поставлена задача лишь незначительно увеличить максимальную скорость и одновременно введено условие эксплуатации с аэродромов, имеющих взлетно-посадочные полосы длиной до 500 м. Конфигурация «двойной треугольник» была подвергнута разносторонним исследованиям, целью которых являлось улучшение летных качеств крыльев при малых скоростях и сохранение хороших характеристик при сверхзвуковых скоростях полета.
Так возникла аэродинамическая схема биплан-тандем, в которой большая общая подъемная сила во время взлета и посадки достигается благодаря созданию дополнительной подъемной силы на переднем крыле, оснащенном закрылками. Для увеличения этой силы закрылки имеют систему управления пограничным слоем (путем сдува его воздухом, отбираемым от компрессора двигателя), а само вспомогательное крыло расположено значительно выше главного и имеет больший угол установки. Благодаря этому угол атаки при посадке может быть больше, чем для самолета «Дракен» (у которого он равен 12-14°). Испытания показали, что даже при углах атаки ~ 30° нет опасности срыва потока и сохраняется достаточная продольная и поперечная устойчивость. В результате «Вигген», будучи сверхзвуковым самолетом, имеет посадочные характеристики хорошего дозвукового самолета.
Использование устройства реверса тяги и форсажной камеры даже обеспечивает «Виггену» свойства самолета короткого взлета и посадки. Использованный в конструкции этого самолета принцип создания дополнительной подъемной силы за счет использования дополнительной несущей поверхности перед основным крылом не нов, но ввиду тенденции быстрого отрыва потока на передней плоскости он не нашел широкого применения, поскольку это явление вызывает ухудшение летных качеств самолета при малых скоростях (больших углах атаки). Однако эксперименты в аэродинамической трубе, проведенные SAAB, показали, что если обе несущие плоскости имеют треугольную форму с надлежащими характеристиками и оптимально взаимораспо- ложены, то отрыв потока на передней плоскости не возникает даже при углах атаки, превышающих эксплуатационные. Кроме того, как это видно на схемах рис. 1.30, размещение переднего крыла выше плоскости главного обеспечивает не только высокую эффективность переднего, но также и полезное взаимодействие обоих крыльев при возникновении вихрей на больших углах атаки.
Очень хорошие летные характеристики самолета достигнуты также благодаря применению треугольного крыла с профилями малой относительной толщины и с большим углом стреловидности по передней кромке. Переднее крыло имеет постоянную стреловидность по передней кромке (60°), а основное-переменный угол стреловидности: меньший в корневых частях (45°) и больший в концевых (57°), т.е. наоборот по сравнению с самолетом «Дракен».
Благодаря достоинствам схемы биплантандем самолет «Вигген» оказалось возможным оснастить крыльями с площадью и размахом, значительно меньшими, чем у треугольных крыльев обычных самолетов. Это позволило существенно уменьшить аэродинамическое сопротивление, особенно при высоких скоростях.
Резюмируя изложенное выше о самолете «Вигген», можно констатировать, что с точки зрения аэродинамики схема биплан-тандем периодически привлекала внимание конструкторов на протяжении всего развития авиации. Но поскольку выбор такой схемы содержит в себе определенный риск (возможный отрыв потока на передней плоскости при больших углах атаки и связанные с этим неблагоприятные последствия), то она оказалась реализованной и нашла путь к серийному производству только после введения сдува пограничного слоя с закрылков переднего крыла.
Такая схема при ее оптимальной реализации обеспечивает короткий взлет и посадку без конструктивных дополнений, какие имеют самолеты ВВП или самолеты с изменяемой геометрией крыла, т.е. самолеты сложной конструкции. Это позволило не только значительно снизить единичную стоимость самолетов этого типа, но также упростить обслуживание и эксплуатацию и повысить надежность. Однако поскольку любая схема не лишена и определенных недостатков, а технический прогресс непрерывно открывает новые возможности, то при разработке самолетов следующего поколения могут оказаться полезными даже те конструктивные идеи, которые сегодня считаются нерациональными. Таким образом, разнообразие путей поиска решений можно расценивать как фактор, обеспечивающий дальнейший прогресс.
4. Управление сверхзвуковым самолетом
Во время второй мировой войны и в первые годы после ее окончания пилоты и конструкторы столкнулись с рядом аномалий в устойчивости и управляемости самых быстрых самолетов-истребителей с поршневыми двигателями и первых реактивных самолетов. Позднее, после проведения обширных исследований, удалось так усовершенствовать форму околозвукового, а затем и сверхзвукового самолета, что изменения устойчивости и управляемости при волновом кризисе стали проявляться менее резко, а потом и вовсе едва заметно.
Эти аномалии связаны главным образом с характером обтекания при околозвуковых скоростях. Такому обтеканию сопутствовали среди прочих следующие характерные явления:
1. Наиболее часто происходило затягивание в пикирование. В таких случаях после достижения определенной скорости полета при неподвижной ручке управления самолет начинал самопроизвольно наклоняться носом вниз, а скорость и угол пикирования быстро увеличивались. Пытаясь противодействовать этому, пилот прикладывал к ручке исключительно большое усилие, наклоняя ее на себя. Однако иногда самолет не реагировал на действия пилота и выходил из пикирования самопроизвольно на малой высоте либо разбивался.
Причины, вызывающие это явление, были выяснены только в последующие годы. Исследования показали, что при достижении околозвуковых скоростей в областях наибольшего разрежения на поверхностях крыла и оперения возникает сверхзвуковое обтекание, изменяющее характер распределения давления вдоль хорды профиля. При этом центр давления (ц.д.) профиля смещается назад, что приводит к соответствующему сдвигу назад ц. д. всего самолета; это в свою очередь (при постоянном положении центра тяжести самолета ц. т.) вызывает увеличение момента на пикирование. В самолетах дозвуковых аэродинамических форм, в которых планер винтомоторного самолета был приспособлен для установки реактивного двигателя, явление затягивания в пикирование было реальной опасностью, поскольку у прямого крыла с довольно большой относительной толщиной профиля ц.д. сильнее смещается назад при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым. Ввиду этого для первых реактивных самолетов устанавливалось ограничение на максимально допустимое полетное число Маха, всегда меньшее критического значения Мкр .
Изменение продольного момента при переходе самолета через звуковой барьер всегда значительно; только в результате смещения назад ц.д. происходит 3-кратное увеличение момента на пикирование. В самолетах дозвуковых аэродинамических форм с горизонтальным оперением, состоящим из стабилизатора и руля высоты, необходимый для балансировки самолета момент можно было создать лишь с помощью руля. В то же время явление затягивания в пикирование сопровождалось значительным снижением эффективности управления при околозвуковых скоростях полета. Это не позволяло компенсировать резко возрастающий продольный момент, особенно в диапазоне чисел Маха 0,8-1,0.
2. Снижение эффективности при М › › Мкр характерно не только для руля высоты, но и для всех других управляющих поверхностей и связано с особенностями сверхзвуковых течений, в которых возмущения не распространяются вверх по потоку (поток имеет сверхзвуковую скорость, а возмущения распространяются со скоростью звука). Ввиду этого при полетах с дозвуковыми скоростями отклонение руля, расположенного в задней части профиля, приводит к изменению распределения давления по всему профилю (т.е. на всей поверхности, например, оперения), тогда как при возрастании М выше Мкр это изменение охватывает все меньшую область ввиду перемещения сверхзвукового скачка уплотнения в направлении задней кромки. При М › 1 отклонение руля вызывает изменение распределения давления уже только на нем самом, из-за чего эффективность руля в сверхзвуковом полете всегда ниже, чем в полете с дозвуковой скоростью.
