После появления этого нового препятствия в увеличении скорости полета начались исследования с целью исключить либо смягчить его последствия. Способы защиты самолета от эффектов аэродинамического нагрева определяются факторами, препятствующими росту температуры. Кроме высоты полета и атмосферных условий, существенное влияние на степень нагрева самолета оказывают:
– коэффициент теплопроводности материала обшивки;
– величина поверхности (особенно лобовой) самолета; -время полета.
Отсюда следует, что простейшими способами уменьшения нагрева конструкции являются увеличение высоты полета и ограничение до минимума его продолжительности. Эти способы использовались в первых сверхзвуковых самолетах (особенно в экспериментальных). Благодаря довольно высокой теплопроводности и теплоемкости материалов, употребляемых для изготовления теплонапряженных элементов конструкции самолета, от момента достижения самолетом высокой скорости до момента разогрева отдельных элементов конструкции до расчетной температуры критической точки проходит обычно достаточно большое время. В полетах, продолжающихся несколько минут (даже на небольших высотах), разрушающие температуры не достигаются. Полет на больших высотах происходит в условиях низкой температуры (около 250 К) и малой плотности воздуха. Вследствие этого количество тепла, отдаваемого потоком поверхностям самолета, невелико, а теплообмен протекает дольше, что значительно смягчает остроту проблемы. Аналогичный результат дает ограничение скорости самолета на малых высотах. Например, во время полета над землей со скоростью 1600 км/ч прочность дюралюминия снижается только на 2%, а увеличение скорости до 2400 км/ч приводит к снижению его прочности на величину до 75% в сравнении с первоначальным значением.
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.