Потеря эффективности органа управления это
при закритических значениях числа Маха полёта — обусловлена развитием зоны сверхзвукового течения (см. Трансзвуковое течение) на профиле несущей поверхности при превышении Маха числа полёта М(∞) критического числа М(*) (М(∞) > М.).
Эксперименты в аэродинамических трубах и лётные исследования показали, что при приближении значения М(∞) к единице может иметь место значительное уменьшение эффективности органа управления (ОУ), а в некоторых случаях даже обратное его действие.
Механизм П. э. о. у. становится понятным, если рассмотреть изменения значений и распределения по профилю относительного давления р
р = р/р0,
где р — давление в рассматриваемой точке, р0 — полное давление набегающего потока) при различных значениях угла (δ) отклонения ОУ и М(∞).
При М(∞) = 0,69 М. На верхней и нижней поверхностях видны развитые области сверхзвукового течения (области, где |(р)| > |ркр|, (р)кр — значение (р) при местном числе Маха М = 1). Они начинаются приблизительно от х = 17% и простираются до места расположения замыкающих их скачков уплотнения (см. Ударная волна).
В отличие от эпюры давления, наблюдаемой при М(∞) М*, например, распределение давления на части поверхности профиля — от носика до скачков уплотнения — оказывается почти не зависящим от угла (δ). Это имеет место на протяжении приблизительно 60% хорды на верхней поверхности и 40% — на нижней (на ней из-за влияния отклонения ОУ вниз скачок уплотнения смещается к носику профиля). Отклонение ОУ вызывает лишь изменения в положении скачка уплотнения на профиле и в распределении давления по части профиля, расположенной за скачком уплотнения. По мере увеличения М(∞) скачки уплотнения перемещаются вниз по потоку и происходит заметное расширение областей сверхзвукового течения на обеих поверхностях профиля.
Оптические исследования обтекания профилей при М(∞) > M* показывают, что расширение зоны сверхзвукового течения всегда сопровождается одновременным увеличением высоты скачка уплотнения, то есть глубины проникновения области сверхзвукового течения в поток, обтекающий профиль. Поэтому возникающие позади скачков уплотнения небольшие возмущения создаваемые обтеканием отклоненного ОУ и распространяющиеся в потоке со скоростью звука, не могут проникать на переднюю часть поверхности профиля вследствие задерживающего влияния сильно развитой местной сверхзвуковой зоны, и распределение давления по части профиля, расположенной впереди скачка уплотнения, оказывается почти не зависящим от отклонения ОУ. При этом приращение (∆)су коэффициент подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты), вызываемое отклонением ОУ и в основном определяющее эффективность ОУ, возникает лишь за счёт приращения (∆)(р) относительного давления
((∆)(р) = (р)(δ)-р(δ = 0)
на части профиля, расположенной позади замыкающего скачка уплотнения.
Источник: Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.
