Рис. 1.14. Распределение температуры в воздушном канале и в двигателе самолета «Конкорд» при полете с М = 2,2 (а) и температуры обшивки самолета ХВ-70А при полете с постоянной скоростью 3200 км/ч (б).

Однако необходимость обеспечения безопасных условий эксплуатации во всем диапазоне используемых скоростей и высот полета вынуждает конструкторов искать соответствующие технические средства. Поскольку нагрев элементов конструкции самолета вызывает снижение механических свойств материалов, возникновение термических напряжений конструкции, а также ухудшение условий работы экипажа и оборудования, такие технические средства, используемые в существующей практике, можно разделить на три группы. Они соответственно включают применение 1) теплостойких материалов, 2) конструктивных решений, обеспечивающих необходимую теплоизоляцию и допустимую деформацию деталей, а также 3) систем охлаждения кабины экипажа и отсеков оборудования.

В самолетах с максимальной скоростью М = 2,0-1-2,2 широко применяются сплавы алюминия (дюрали), которые характеризуются относительно высокой прочностью, малой плотностью и сохранением прочностных свойств при небольшом повышении температуры. Дюрали обычно дополняются стальными либо титановыми сплавами, из которых выполняются части планера, подвергающиеся наибольшим механическим или тепловым нагрузкам. Сплавы титана нашли применение уже в первой половине 50-х годов сначала в очень небольших масштабах (сейчас детали из них могут составлять до 30% массы планера). В экспериментальных самолетах с М ~ 3 становится необходимым применение жаропрочных стальных сплавов как основного конструкционного материала. Такие стали сохраняют хорошие механические свойства при высоких температурах, характерных для полетов с гиперзвуковыми скоростями, но их недостатками являются высокая стоимость и большая плотность. Эти недостатки в определенном смысле ограничивают развитие высокоскоростных самолетов, поэтому ведутся исследования и других материалов.

В 70-х годах осуществлены первые опыты применения в конструкции самолетов бериллия, а также композиционных материалов на базе волокон бора или углерода. Эти материалы пока имеют высокую стоимость, но вместе с тем для них характерны малая плотность, высокие прочность и жесткость, а также значительная термостойкость. Примеры конкретных применений этих материалов при постройке планера приведены в описаниях отдельных самолетов.

Другим фактором, существенно влияющим на работоспособность нагреваемой конструкции самолета, является эффект так называемых термических напряжений. Возникают они в результате температурных перепадов между внешними и внутренними поверхностями элементов, а особенно между обшивкой и внутренними элементами конструкции самолета. Поверхностный нагрев планера приводит к деформации его элементов. Например, может произойти такое коробление обшивки крыла, которое приведет к изменению аэродинамических характеристик. Поэтому во многих самолетах используется паяная (иногда клееная) многослойная обшивка, которая отличается высокой жесткостью и хорошими изоляционными свойствами, либо применяются элементы внутренней конструкции с соответствующими компенсаторами (например, в самолете F-105 стенки лонжерона изготовляются из гофрированного листа). Известны также опыты охлаждения крыла с помощью топлива (например, у самолета Х-15), протекающего под обшивкой на пути от бака до форсунок камеры сгорания. Однако при высоких температурах топливо обычно подвергается коксованию, поэтому такие опыты можно считать неудачными.

Сейчас исследуются различные методы, среди которых нанесение изоляционного слоя из тугоплавких материалов путем плазменного напыления. Другие считавшиеся перспективными методы не нашли применения. Среди прочего предлагалось использовать «защитный слой», создаваемый путем вдува газа на обшивку, охлаждение «выпотеванием» посредством подачи на поверхность сквозь пористую обшивку жидкости с высокой температурой испарения, а также охлаждение, создаваемое плавлением и уносом части обшивки (абляционные материалы).

Довольно специфичной и вместе с тем очень важной задачей является поддержание соответствующей температуры в кабине экипажа и в отсеках оборудования (особенно электронного), а также температуры топливных и гидравлических систем. В настоящее время эта проблема решается путем использования высокопроизводительных систем кондиционирования, охлаждения и рефрижерации 1* , эффективной теплоизоляции, применения рабочих жидкостей гидросистем с высокой температурой испарения и т.д.

Проблемы, связанные с тепловым барьером, должны решаться комплексно. Любой прогресс в этой области отодвигает барьер для данного типа самолетов в сторону большей скорости полета, не исключая его как такового. Однако стремление к еще большим скоростям приводит к созданию еще более сложных конструкций и оборудования, требующих применения более качественных материалов. Это заметным образом отражается на массе, закупочной стоимости и на затратах по эксплуатации и обслуживанию самолета.

Из приведенных в табл. 2 данных самолетов-истребителей видно, что в большинстве случаев рациональной считалась максимальная скорость 2200-2600 км/ч. Лишь в некоторых случаях считают, что скорость самолета должна превосходить М ~ 3. К самолетам, способным развивать такие скорости, относятся экспериментальные машины Х-2, ХВ-70А и Т. 188, разведывательный SR-71, а также самолет Е-266.

1* Рефрижерацией называется принудительный перенос тепла от холодного источника к среде с высокой температурой при искусственном противодействии естественному направлению движения тепла (от теплого тела к холодному, когда имеет место процесс охлаждения). Простейшим рефрижератором является бытовой холодильник.

В гл. 1 показано, что 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 нагрузок 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 М макс ›2 на Н = 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.