Волновой кризис — изменение характера обтекания летательного аппарата воздушным потоком при приближении скорости полёта к скорости звука, сопровождающееся, как правило, ухудшением аэродинамических характеристик аппарата — ростом лобового сопротивления, снижением подъёмной силы, появлением вибраций и пр. Эти

явления, связаны с возникновением ударных волн и скачков уплотнения.

Явления волнового кризиса проявляются уже на больших дозвуковых (критических) скоростях полета. На поверхности обтекаемого тела местная скорость потока, увеличиваясь с ростом скорости полета, может достигнуть местной скорости звука в потоке. При некоторой скорости набегающего потока (скорости полёта) наибольшая из местных скоростей обтекания крыла становится равной местной скорости звука. Эта скорость полёта называется критической скоростью, а соответствующее ей полётное число Маха М – критическим числом Маха. Если, например, на высоте 12000 м, где скорость звука a=1063 км/час, критическая скорость V_кр = 800 км/час, то

Величина критического числа M зависит от того, насколько сильно наибольшая местная скорость обтекания крыла превышает скорость полёта. Чем значительнее это превышение, тем меньше критическое число M.
Но так как величины местных скоростей зависят от геометрической формы крыла и его ориентировки относительно набегающего потока, то, следовательно, от них же зависит величина M_кр.

Из последней формулы не следует делать вывод, будто M_кр зависит ещё и от величины скорости звука. Если, например, лететь с данным углом атаки при пониженной температуре воздуха, которой соответствует и меньшая скорость звука, то и местная скорость, равная звуковой, возникнет при меньшей скорости полёта (будет меньше критическая скорость полёта), но отношение этой скорости полёта к скорости звука, т.е. M_кр, будет таким же, как и при более высокой температуре воздуха.
Если полётное число M больше критического, наступает режим смешанного обтекания: наряду с дозвуковыми и звуковыми имеются и сверхзвуковые местные скорости обтекания.
Сверхзвуковой поток возникает там, где струйки потока расширяются, т.е. в основном над той частью поверхности тела, которая наклонена назад (рисунок 1). Здесь проявляется известная нам первая особенность сверхзвукового потока.
Поскольку скорость полёта меньше скорости звука, образовавшийся сверхзвуковой поток должен затормозиться и снова превратиться в дозвуковой. Исходя из второй особенности сверхзвукового потока, мы можем утверждать, что сверхзвуковая область потока должна завершиться скачком уплотнения.
Соответственно ограниченным размерам этой области скачок уплотнения имеет небольшую протяжённость. Поэтому, например, не бывает слышно на земле «хлопка» от самолёта, летящего с дозвуковой скоростью.
Перед прямым скачком (рисунок 1) часто возникает косой скачок вследствие утолщения пограничного слоя при переходе его из ламинарного в турбулентное состояние. Если весь пограничный слой турбулентный, то косых скачков при волновом кризисе не наблюдается.

Чем больше скорость полёта превышает критическую, тем больше размеры сверхзвуковой зоны. При числах M, близких к единице, прямой скачок, замыкающий сверхзвуковую зону, становится хвостовым. Если скорость полёта превысит скорость звука, то, кроме этих скачков, возникает головной скачок. При прямом головном скачке передняя часть тела обтекается дозвуковым потоком, который далее ускоряется и снова становится сверхзвуковым. Значит, и в этом случае обтекание смешанное.
Волновой кризис характеризуется иным распределением давления, чем обтекание чисто дозвуковое (рисунок 2, 3). Над участком крыла, обтекаемым сверхзвуковым потоком, возникает добавочное разрежение к тому, которое было бы при дозвуковом обтекании. Добавочное разрежение получается и за скачком: оно, как мы знаем, связано с потерей механической энергии в скачке.

Таким образом, характерной чертой распределения давления при волновом кризисе является понижение давления в области задней части крыла, приводящее, в частности, к росту лобового сопротивления.
Помимо перераспределения давлений, которое в итоге влияет на величины аэродинамических сил и моментов, действующих на самолёт, при волновом кризисе нередко наблюдаются вибрации самолёта. Они появляются вследствие двух причин: во-первых, скачок уплотнения, как правило, не стоит на одном месте, а непрерывно колеблется в продольном направлении, в связи с чем толчками изменяется величина аэродинамической силы крыла; во-вторых, при волновом кризисе наблюдается срыв потока с крыла, связанный с воздействием скачка уплотнения на пограничный слой.

Фундаментальный закон стабилизации: при наступлении критической скорости сначала происходит замедление роста скорости у поверхности профиля по сравнению с ростом скорости набегающего потока. Затем возрастание скорости вообще прекращается, и распределение значений числа Маха по поверхности профиля от его носка до скачка уплотнения остается постоянным, независящим от скорости набегающего потока. Это распределение называется предельным распределением чисел Маха, по которому вычисляется «предельная кривая давления». Иллюстрацией этого закона является распределение по поверхности профиля отношения давления газа на профиле к полному давлению потока. И если давление на поверхности остается неизменным, то и число Маха сохраняет постоянное значение.

Уже в ходе Второй мировой войны скорость истребителей стала приближаться к скорости звука. При этом пилоты иногда стали наблюдать непонятные в то время, и угрожающие явления, происходящие с их машинами при полётах с предельными скоростями. Сохранился эмоциональный отчёт лётчика ВВС США своему командиру генералу Арнольду:  «Сэр, наши самолеты уже сейчас очень строги. Если появятся машины с еще большими скоростями, мы не сможем летать на них. На прошлой неделе я на своем «Мустанге» спикировал на Me-109. Мой самолет затрясся, словно пневматический молоток и перестал слушаться рулей. Я никак не мог вывести его из пике. Всего в трехстах метрах от земли я с трудом выровнял машину...»

Волновой кризис, зарождаясь на малых скоростях, не только увеличивает лобовое сопротивление сомолёта и препятствует разгону, но и уменьшает подъёмную силу крыла. Воздушные рули и элероны теряют эффективность, аппарат становится неуправляемым, и всё это носит крайне нестабильный характер, возникает сильная вибрация. Из - за этого самолёты длительное время по непонятным тогда ещё причинам не могли развить скорость, большую скорости звука. Они как - бы упирались в невидимую стену. Отсюда появилось понятие "звуковой барьер". Позже конструкторы научились бороться с этим, используя специальные формы крыла и оперение.

При гиперзвуковых скоростях (10-30М) температура газа в образующихся скачках уплотнения достигает нескольких тысяч градусов, что создаёт серьезные проблемы для аппаратов, движущихся с такими скоростями, (например, Спэйс Шаттл «Коламбия» погиб 1 февраля 2003 года из-за повреждения термозащитной оболочки, возникшего в ходе полёта).

Для того чтобы ответить на вопрос, зачем нужна обратная стреловидность крыла, необходимо пояснить, для чего вообще используется стреловидность. Дело в том, что при движении на скоростях полета свыше 450 км/ч к обычному сопротивлению воздуха, которое пропорционально квадрату скорости, начинает добавляться и волновое сопротивление. Не вдаваясь в дебри газовой динамики, поясним, что волновое сопротивление – результат затрат энергии на образование ударных волн при сверхзвуковом течении газа. Возникает вопрос, почему волновое сопротивление появляется уже при 750 км/ч, тогда как скорость звука в воздухе у земли – около 1220 км/ч? Все просто – и на скоростях полета много меньше скорости звука некоторые потоки воздуха могут обтекать планер со сверхзвуковыми скоростями.
Волновое сопротивление резко увеличивается при приближении скорости самолета к скорости звука, в несколько раз превышая сопротивление, связанное с трением и образованием вихрей. Своего максимума коэффициент волнового сопротивления достигает при небольших сверхзвуковых скоростях (так называемый волновой кризис), после чего постепенно уменьшается. Помимо скорости, волновое сопротивление напрямую зависит от формы тела. Так вот, стреловидное крыло заметно уменьшает именно волновое сопротивление.
Но стреловидное крыло имеет один существенный недостаток. При сравнительно небольших углах атаки на концах стреловидного крыла возникает срыв потока (концевой эффект стреловидного крыла), что ведет к уменьшению продольной устойчивости. Дальнейшее увеличение угла атаки при маневрировании ведет к распространению срыва потока по всему крылу, потери управляемости и сваливании самолета в штопор. Проблему решали по-разному – включая установку на крыльях специальных гребней, препятствующих распространению срыва по крылу.
Крыло с обратной стреловидностью частично лишено этого недостатка. Во-первых, в крыле обратной стреловидности нет концевых срывов, и, следовательно, его подъемная сила выше. Во-вторых, срыв потока на больших углах атаки у такого крыла возникает сначала в его корневой части, не нарушая работу элеронов, оставляя самолет управляемым.

 

Но не все так просто. При создании крыла обратной стреловидности возникли сложные проблемы, связанные в первую очередь с упругой положительной дивергенцией (а попросту – со скручиванием и последующим разрушением крыла). Продуваемые в сверхзвуковых трубах крылья из алюминиевых и даже стальных сплавов разрушались. Попытки увеличения жесткости крыла, имеющего традиционную металлическую конструкцию, приводили к недопустимому возрастанию массы.
Лишь в 1980-х годах появились композитные материалы, позволяющие бороться со скручиванием с помощью специально ориентированной намотки углепластиковых волокон. Такая технология была применена на двух экспериментальных самолетах Х-29, созданных американской компанией Grumman Aircraft Corporation и проходивших испытания с 1984-го по 1992 год на базе "Эдварде" в Калифорнии. Испытания показали, что крыло обратной стреловидности обеспечивает: некоторое повышение аэродинамического качества при маневрировании, особенно на малых скоростях; большую, по сравнению с крылом прямой стреловидности, подъемную силу, а следовательно, и большую относительную грузоподъемность; лучшую управляемость на малых дозвуковых скоростях (и, как следствие, улучшение взлетно-посадочных характеристик); меньшую скорость сваливания в штопор. По оценкам американских специалистов, замена на самолете типа F-16 обычного крыла на крыло обратной стреловидности должна была привести к увеличению угловой скорости разворота на 14%, а боевого радиуса действия – на 34%. При этом взлетно-посадочная дистанция сокращалась на 35%. (Российские специалисты считают эти цифры чрезмерно оптимистичными.) Однако дальше экспериментов дело не пошло. Мало того, компания Grumman проиграла все конкурсы на перспективный истребитель для ВВС США.
Большим энтузиастом крыла обратной стреловидности был генеральный конструктор ОКБ Сухого Михаил Симонов. Провал Grumman в тендерах не остановил конструктора – уж больно большие преимущества сулило новое крыло в случае удачи. Тем более, стал известен основной недостаток Х-29 – неприемлемая аэродинамическая тряска. Возникала она при встрече двух набегающих вихревых потоков: одного – с носка крыла, другого – с околофюзеляжных наплывов. Победить тряску рассчитывали при помощи отработанной на серийных Су-27 и МиГ-29 технологии отклоняемого носка передней кромки крыла, которая была на экспериментальном истребителе ОКБ Сухого С-37 (рисунок 1), более известного как "Беркут", но не было на Х-29. Начавшиеся в 1997 году летные испытания С-37, продолжавшиеся несколько лет, показали, что справиться с тряской, к сожалению, ОКБ Сухого не удалось. Как стало известно "Популярной механике", перспективный российский истребитель пятого поколения в ОКБ рисуют по традиционной схеме.