Расположение двигателей пассажирских самолетов
Сегодня поговорим о конструктивно-техническом приеме, который помогает самолету улучшить свои скоростные возможности и стать действительно быстрым и стремительным.
Grumman F-14B Tomcat. Максимальная стреловидность.
Скорость… Традиционная стихия любого летательного аппарата и один из самых его важнейших параметров. Стремление летать быстрее существовало всегда со времени полетов первых аэропланов, и авиаторы за достаточно короткий срок добились немалых успехов в этом увлекательном деле.
Однако, не все в нем было просто. В небо поднимались аппараты тяжелее воздуха и для получения от них требуемых характеристик необходимо было обеспечить наиболее выгодное взаимодействие их с окружающей воздушной средой. В этом направлении происходило постоянное совершенствование конструкции самолетов и их силовых установок.
Достижение высоких скоростей опирается на два противоположных (по направлению воздействия на самолет) фактора: высокая тяга двигателя и низкое аэродинамическое сопротивление. На заре развития авиации ни то, ни другое не обладало уровнем, достаточным для обеспечения хотя бы относительно большой скорости.
Но авиация развивалась достаточно быстро, скоростные возможности летательных аппаратов росли, и не за горами было уже достижение . Внешний вид «когда-то аэропланов» довольно быстро менялся, и становилось понятно, что в скором времени он изменится кардинально.
О сопротивлении…
Как известно, аэродинамическое сопротивление в целом – это сумма нескольких составляющих, каждая из которых имеет различные причины возникновения, характер и темпы изменения в зависимости от условий взаимодействия какой-либо аэродинамической поверхности или элемента конструкции с воздушным потоком.
Главенствующей (не иначе) поверхностью такого типа в период расцвета поршневой авиации было прямое крыло , как классическое, так и с некоторыми изменениями. Для такого крыла актуальными тогда составляющими аэродинамического сопротивления были:
— профильное , включающее в себя помимо сопротивления давления (или собственно профильного), зависящего от формы поверхности, ее толщины и кривизны также и сопротивление трения, являющееся следствием определенной вязкости воздушной среды.
— сопротивление, возникающее в результате интерференции (взаимовлияния) частей конструкции самолета. Например, крыла и фюзеляжа ().
— индуктивное сопротивление , являющееся следствием процессов образования подъемной силы при обтекании профиля крыла воздушным потоком и формирования за ним вихревого жгута. Наиболее ощутимо на малых скоростях полета. Подробнее об этом я писал .
Учет силы сопротивления в описанном объеме был вполне достаточным для успешной эксплуатации поршневых самолетов в традиционном скоростном диапазоне тогдашней авиации, то есть где-то примерно до 500 км/ч максимум. Но положение дел не могло долго оставаться на таком уровне.
Прямокрылые поршневые истребители конца войны уже подбирались к 700-километровому рубежу. Росла интенсивность освоения реактивной авиации. Достижение скорости звука казалось вполне реальной задачей. Но не все было так просто на самом деле…
Главным препятствием здесь стал так называемый . Почему так называемый? Потому что на самом деле в реальном физическом смысле его нет. О нем и о сути сверхзвукового обтекания крыла я более подробно уже писал в . Барьера нет, но есть явления, формирующие представления о нем. Главное среди них – это волновой кризис, а также его предпосылки и последствия, проявляющиеся в росте волнового сопротивления.
Волновое сопротивление — это четвертая составляющая сопротивления аэродинамического, (следствие сжимаемости воздуха) которая на малых, традиционных для поршневой авиации скоростях не проявляется, а на трансзвуковых , то есть скоростях, близких к скорости звука (в районе М=1) испытывает бурный рост с увеличением числа М и значительно увеличивает общее сопротивление летательного аппарата.
Изменение аэродинамического сопротивления (коэффициент Сd) в трансзвуковом диапазоне и на сверхзвуке.
Происходит это из-за возникновения скачков уплотнения , часто многочисленных, (или ударных волн – отсюда и название «волновое сопротивление») на крыле и элементах конструкции с ростом скорости летательного аппарата. На образование этих скачков тратится энергия, забираемая от кинетической энергии движения самолета. Также турбулизируется поток в районе их образования. Все в месте это называется .
В результате резкого роста сопротивления и увеличения опасности разрушения конструкции из-за тряски при турбулизации сложилось представление о некоем непреодолимом барьере , препятствующем достижению звуковых и сверхзвуковых скоростей.
Первые признаки возникновения волнового сопротивления могут появляться уже на скоростях полета более 500 км/ч. Это именно только первые признаки, ведь фактическая скорость звука (М=1) значительно выше (около 1220 км/ч у земли). Но из-за различной конфигурации и кривизны элементов конструкции (в частности профиля крыла) местная скорость обтекания может меняться и на определенных участках поверхности достигать значения близкой к звуковой со всеми вытекающими отсюда последствиями.
Стреловидность в помощь…
Для «затягивания» возникновения волнового кризиса и смещения его в сторону больших скоростей, уменьшения волнового сопротивления на трансзвуковых скоростях и обеспечения облегченного перехода на сверхзвук прорабатывались различные технические варианты как для крыла, так и для других элементов конструкции самолетов (фюзеляж, подвески, оперение), которые могли бы использовать околозвуковые и сверхзвуковые скорости для своего полета.
Стреловидность крыла – основной из таких вариантов, применяемый практически на всех самолетах, летающих на скоростях выше 600 км/ч, в том числе на всем огромном парке современной реактивной коммерческой авиации.
Это важно для таких самолетов, потому что в отличии от другого технического решения для больших скоростей, крыла из тонких и острых профилей с минимальным изменением кривизны поверхности, стреловидность не является препятствием для полезного использования внутреннего пространства крыла.
Углы прямой стреловидности: 1 - по передней кромке, 2 - по линии 1/4 хорд.
Тонкопрофильное крыло обычно применяется в военной авиации в сочетании со стреловидностью.
Итак, определение стреловидности крыла… Стреловидностью называют отклонение крыла в плане от перпендикуляра к продольной оси самолета. Иначе говоря, стреловидность присутствует, если концевой профиль отведен вперед или назад по отношению к корневому профилю.
Если назад – стреловидность прямая (или положительная). Если вперед – обратная (или отрицательная). Угол стреловидности χ измеряется либо по передней кромке – между ней и перпендикуляром к продольной оси самолета, либо по линии одной четверти хорд – между тем же перпендикуляром и линией проведенной через точки хорд профилей, расположенные на расстоянии четверти длины каждой хорды от носка профиля.
Стреловидность крыла.
Стреловидность по передней кромке используется при расчетах параметров сверхзвукового полета, стреловидность по линии ¼ хорд – для оценки устойчивости и управляемости самолета.
Скоростные дозвуковые самолеты (в т.ч. пассажирские лайнеры) обычно имеют прямую стреловидность от 20° до 35° (Ту-95 – стреловидность 35° по линии 1/4 хорд). Сверхзвуковые от 20° до 70° и более (МиГ-25 – стреловидность по передней кромке 41°, МиГ-23 – максимальная стреловидность по передней кромке 72°).
В расчетах также рассматривается стреловидность по задней кромке крыла. Оперение скоростного самолета (стабилизатор, киль) также имеет некоторую стреловидность, для того, чтобы процессы трансзвукового и сверхзвукового обтекания развивались на них одновременно с крылом. Принципы здесь те же.
Ту-95МС. Турбовинтовой бомбардировщик со стреловидным крылом. Единственный в своем роде.
Как это начиналось….
Началось использование стреловидного крыла еще на заре развития авиации даже до Первой Мировой войны. При этом цели его применения были совершенно другие, нежели возможность полетов на околозвуковых скоростях.
Тогда в процессе освоения (как теоретического, так и практического) находились различные конструкции и схемы летательных аппаратов. Одной из таких схем была так называемая «бесхвостка» или летающее крыло . У такого типа ЛА отсутствует стабилизатор и для обеспечения его продольной статической устойчивости использовалось «отведение» крыла назад, то есть придание ему определенной стреловидности в сочетании с некоторой отрицательной круткой концевых сечений (носики профилей вниз).
При увеличении угла атаки прирост подъемной силы в этих сечениях больше, чем в корневых и расположен за центром тяжести, что позволяет обеспечить продольную балансировку летательного аппарата. Примером такого самолета могут служить аппараты ирландского авиационного инженера Джона Данна (John William Dunne) Dunne D.8/D.5 и другие.
Стреловидное летающее крыло Dunne D8. Видна крутка крыла.
Пилот в самолете Dunne D8. Видна крутка крыла.
Забегая вперед, стоит сказать, что обеспечение балансировки самолета в продольном отношении путем корректировки взаимного расположения центра масс самолета и точки приложения аэродинамических сил – это и сейчас одна из областей применения стреловидности крыла уже на более традиционных летательных аппаратах, не столь, правда, впечатляющая, как обеспечение высокоскоростных возможностей и нечасто используемая (об этом ниже).
Кроме того стреловидность на таких «летающих этажерках» использовалось для элементарного обеспечения хорошего бокового обзора пилоту. Ведь он в этом случае сидел практически «на острие» 🙂 …
Однако, уже в период Второй Мировой войны в воздух поднялись самолеты нормальной схемы, у которых стреловидность крыла была именно средством предотвращения роста аэродинамического сопротивления. Причем интересно, что разрабатывались проекты как с обычной (прямой) стреловидностью, так и с обратной.
Messerschmitt Me 262 Schwable.
Примером одного из первых массовых самолетов со стреловидным крылом может служить Ме-262 , имевший стреловидность по передней кромке 18°35̒ и начавший летать на реактивной тяге со второй половины 1942 года. Высокоскоростные проекты Ме-262 получили увеличенную стреловидность: Ме-262 HG II — 35° по 1/4 хорд, Ме-262 HG III — 42° по передней кромке. Крыло обратной стреловидности имел бомбардировщик с реактивными двигателями Ju-287 (о нем ниже).
Экспериментальный самолет DH 108 Swallow.
Реактивный пассажирский самолет de Havilland DH 106 Comet со стреловидным крылом.
В 1945 году был построен и в 1946-ом полетел британский экспериментальный самолет de Havilland DH 108 «Swallow». На основе полученных результатов был разработан и уже в в 1949 году поднялся в воздух первый пассажирский реактивный самолет (британский) со стреловидным крылом de Havilland DH 106 Comet.
В 1947 году совершили первые полеты советский МиГ-15 и американские North American F-86 Sabre и Boeing B-47 Stratojet. Процесс пошел….
Истребитель МиГ-15.
Истребитель North American F86 Sabre.
Бомбардировщик со стреловидным крылом (первый полет 1947 г.) Boeing B-47 Stratijet.
Как можно объяснить? Главный плюс стреловидности крыла…
В чем же положительная суть стреловидного крыла, то есть за счет чего оно позволяет отодвинуть момент наступления волнового кризиса и уменьшить величину волнового сопротивления? Для объяснения может быть рассмотрена картина скольжения прямого крыла большого (теоретически бесконечного) размаха.
Подъемная сила прямого крыла при его скольжении падает. Причина этого в том, что максимальное значение силы создается при обтекании такого крыла потоком, перпендикулярным передней кромке. Однако при возникновении скольжения появляется некий угол скольжения β и скорость потока V эту перпендикулярность теряет.
При этом ее в векторном смысле можно разложить на две составляющие: касательную передней кромке V τ , которая не влияет на изменение сил аэродинамического давления на крыле (а всего лишь влияет на силы трения) и перпендикулярную передней кромке V n . Вторая составляющая по абсолютному значению ниже общей скорости V потока. Крыло как бы обтекает более медленный поток, а значит величины давления (разрежения) на нем ниже и, следовательно, меньше подъемная сила.
Принцип полезного действия стреловидного крыла.
Описанный эффект скольжения можно с успехом применить к стреловидному крылу (бесконечного размаха). Только теперь самолет летит фактически прямолинейно, то есть без скольжения. А угол стреловидности χ равен упомянутому выше углу β. Получается в первом приближении картина, аналогичная обтеканию прямого крыла.
Здесь скорость V – это скорость полета самолета, которая может быть достаточно большой и, приближаясь к скорости звука, может способствовать созданию условий для проявления сжимаемости воздуха , то есть возникновения местных скачков уплотнения и далее волнового кризиса со всеми последующими неприятными эффектами (рост волнового сопротивления).
Однако, ее составляющая, перпендикулярная передней кромке V n , которая как раз и определяет изменение сил давления на крыле, а значит и вероятное проявление эффекта сжимаемости воздуха в потоке, ощутимо меньше.
То есть самолет фактически летит на большой скорости (в т.ч. и близкой к звуковой), а картина обтекания со всеми ее особенностями (величины давлений, скачки уплотнения и т.д.) формируется под действием воздушного потока с меньшей скоростью. И чем больше угол стреловидности , тем сильнее проявляется этот эффект. Таким образом, самолет на околозвуковых скоростях избегает неприятностей, связанных с сильным ростом волнового сопротивления.
Еще плюсы (и минус)….
По аналогичной причине наличие стреловидности крыла до некоторой степени положительно влияет на сохранение устойчивости и управляемости самолета на скоростях, близких к скорости звука. Ведь, как известно, одним из негативных проявлений является сдвиг точки приложения аэродинамических сил (центра давления) назад, что влияет на устойчивость в продольном отношении.
Если же негативные волновые явления затянуты и ослаблены наличием стреловидности, то этот сдвиг меньше и балансировка до некоторой степени улучшается. К тому же из-за значительного ослабления процесса образования местных сверхзвуковых зон и, как следствие, скачков уплотнения на крыле сохраняется управление из-за повышения качества работы управляющих поверхностей (в частности по крену).
Прямая стреловидность крыла может быть также использована для повышения поперечной устойчивости самолетов, в том числе и нескоростных (в этом случае угол χ небольшой). При возникновении крена самолет начинает скользить на опущенное крыло, в результате чего меняется угол набегания потока на переднюю кромку крыла или, говорят, меняется эффективная стреловидность .
Схема влияния стреловидности на поперечную устойчивость самолета.
Следовательно увеличивается размер перпендикулярной составляющей (V n) скорости потока на нем по сравнению с отстающим (поднятым) крылом. Подъемная сила опущенной консоли возрастает, и крен уменьшается.
Интересно, что при этом устойчивость может стать чрезмерной (то есть это уже недостаток ). Для самолета со стреловидным крылом это особенно чувствуется на малых скоростях, когда разница величин подъемной силы между консолями возрастает.
Рост устойчивости самолета со стреловидным крылом с уменьшением скорости.
Это вероятно ухудшит поперечную управляемость и даже иногда может вызвать так называемую колебательную неустойчивость самолета. Поэтому нередко во избежание «излишеств» крылу с большой прямой стреловидностью придают отрицательный угол поперечного V (крыло вниз). У крыла обратной стреловидности весь этот процесс противоположный.
Кроме того, стреловидность может положительно влиять и на уменьшение общего аэродинамического сопротивления на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях не только посредством уменьшения волнового сопротивления, но, также, и профильного. Ведь если одно и то же крыло расположить под разными углами стреловидности, то по отношению к воздушному потоку V обтекаемый профиль на ее больших углах будет иметь более длинную хорду (расстояние между максимально удаленными точками профиля). Ее еще называют эффективной.
Различия в размерах эффективной хорды прямого и стреловидного крыла
А это значит, что относительная толщина профиля, равная отношению его максимальной толщины к хорде уменьшится (при неизменной фактической толщине), уменьшится также и его кривизна, то есть он по параметрам как бы приближается к тонкому сверхзвуковому профилю.
Все это напрямую влияет на вышеупомянутое сопротивление давления (составляющая профильного) в сторону его уменьшения. В результате за счет уменьшения профильного понизится общее лобовое аэродинамическое сопротивление, что конечно же является положительной стороной использования стреловидного крыла.
Фактически стреловидное крыло получает преимущества тонкого крыла, но при этом не теряет в прочности и имеет достаточный внутренний объем для полезного использования.
Еще одно свойство стреловидного крыла, которое можно назвать положительным. Но при этом оно, однако, является следствием его серьезного недостатка♣ , о котором будет сказано ниже. Этот плюс заключается в устойчивости такого крыла к турбулентностям атмосферы.
Из-за пониженной несущей способности прирост (градиент) подъемной силы стреловидного крыла меньше, чем у прямого. Это значит, что в случае возникновения вертикального воздействия ветра, такой прирост будет небольшим. Небольшой будет, следовательно, и перегрузка. Самолет останется стабильным.
Изменение подъемной силы с ростом угла атаки на прямом и стреловидном крыльях (разный градиент).
Это были плюсы, которые на этом, пожалуй, заканчиваются. Их, как видно, не так уж и много и, кроме них, имеются еще и серьезные минусы.
О серьезных минусах….
Теоретическое существование тангенциальной составляющей набегающего воздушного потока (той самой V τ , которая направлена вдоль передней кромки) практически выражается в существовании некоторого перемещения слоя воздуха вдоль крыла (на его верхней поверхности) от корня к законцовке (так называемый «эффект скольжения» ), причем чем ближе к ней, тем больше.
Схема течения воздушного потока по размаху стреловидного крыла.
Однако, реальное стреловидное крыло на самом деле отличается от того теоретического (изолированного), о котором говорилось выше. Не зря в скобках я писал о бесконечном размахе. На самом деле размах конечен, само крыло состоит из двух половин, зеркально расположенных друг относительно друга и, в определенном смысле, влияющих друг на друга, плюс фюзеляж, а в районе законцовок присутствует перетекание воздуха иного рода, связанное с разницей давлений над и под крылом (то, которое влияет на возникновение индуктивного сопротивления . Об этом я писал ).
В результате «эффект скольжения» по размаху стреловидного крыла (достаточного удлинения) не везде проявляется одинаково. Обычно выделяют три специфических зоны. Первая – корневая зона обтекания . Здесь здесь имеет место так называемый срединный эффект (или корневой), в котором происходит практически распрямление потока через крыло. При этом он расширяется (поток на правой консоли отклонен по скольжению вправо, на левой – влево), из-за чего тормозится, давление на верхней поверхности крыла растет, и подъемная сила падает.
Зоны обтекания стреловидного крыла. I - корневая зона, II - средняя зона, III - концевая зона.
Изменение аэродинамической нагрузки по размаху: а) - прямое крыло, б) - стреловидное крыло.
Во второй зоне (срединная часть крыла ) скольжение потока примерно соответствует теоретическому. А в третьей проявляется концевой эффект . Здесь перетекание воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю так же искажает эффект скольжения. Потоки двигаются навстречу друг другу, как бы поджимая и распрямляя воздушные струи пересекающие крыло. Скорость течения в них растет, давление падает и увеличивается подъемная сила.
Изменение картины распределения давления (разрежения) по зонам стреловидного крыла. III – концевая зона, I – корневая зона, II – средняя зона.
В результате, если у стреловидного крыла бесконечного размаха (или прямого крыла) давление на профиле по сечениям примерно одинаково, то у реального крыла оно меняется от сечения к сечению. При этом наиболее нагруженным в аэродинамическом плане оказываются именно концевые сечения. Это показано на рисунке.
То есть в этих сечениях коэффициент подъемной силы увеличен (близок к максимальным значениям), и, соответственно, действительные углы атаки здесь также увеличены по сравнению со средней частью крыла, например.
Получается, что в случае увеличения общего угла атаки крыла его значения в концевых сечениях будут выше и могут достичь критических величин, провоцируя тем самым срыв потока .
Это один из основных недостатков, характерных для стреловидных крыльев – склонность к так называемому концевому срыву .
Зоны первоначального возникновения срыва на прямом и стреловидном крыльях.
Эту склонность увеличивает также вышеупомянутый эффект скольжения. В результате наличия касательного по передней кромке движения пограничного слоя (V τ) в сторону концевых сечений, ближе к этим сечениям происходит в некотором роде «накопление» этого слоя. Он «вспухает» и становится неустойчивым, повышая, тем самым возможность срыва.
Срыв потока и падение подъемной силы, соответственно, у стреловидного крыла начинается раньше, чем у прямого, то есть на меньших углах атаки, правда с их ростом распространяется медленней, чем на прямом крыле (из-за эффекта скольжения).
Концевой же срыв сам по себе еще и ухудшает характеристики устойчивости самолета в продольном отношении. Это проявляется в возникновении так называемого «подхвата» , который имел место на некоторых типах первых скоростных реактивных самолетов со стреловидным крылом.
В случае возникновения на повышенных углах атаки концевого срыва законцовки крыла (отодвинутые, соответственно, назад) теряют подъемную силу, и точка приложения общей подъемной силы крыла сдвигается вперед.
В зависимости от расположения центра тяжести самолета эта сила может оказаться перед ним, и тогда возникает кабрирующий момент , поднимающий нос самолета и еще больше увеличивающий угол атаки. Самолет, обладающий запасом устойчивости, при увеличении угла атаки будет «стараться» самостоятельно восстановить равновесие.
Если же этого запаса нет, то может не хватить и управляющего воздействия летчика для исправления положения. Возникает неустойчивость по перегрузке (или по углу атаки). Результатом может стать выход самолета на закритические углы и срыв в штопор.
К тому же, если срыв распространяется по крылу, то может ухудшиться поперечная управляемость , так как элероны расположены близко к зонам концевого срыва, и он может легко накрыть их, лишая тем самым эффективности.
Особенно опасны такие явления на взлетно-посадочных режимах, когда углы атаки велики, а скорости полета малы. Если из штопора самолет еще можно вывести, то глобальный срыв потока на высоте нескольких метров над землей, кардинально нарушая устойчивость и управляемость, практически не оставляет шансов на благополучный исход. По этой причине в мировой авиации случилось немало тяжелых летных происшествий.
Самолет North American F-100C.
В американских ВВС в свое время явление концевого срыва с потерей устойчивости называли Sabre dance (танец Сэйбра) из-за ряда происшествий такого рода с самолетом F-100 Super Sabre. На ролике показано одно из таких происшествий, завершившееся катастрофой. Летчик отчаянно боролся со срывом и возникшей неустойчивостью (самолет задрал нос), но глобальный срыв на правом крыле все же привел к катастрофе (10 января 1956 года, авиабаза Edwards).
Технические решения…..
Для борьбы с этим явлением тогда предпринимались различного рода технические решения. Самыми известными из них стали аэродинамические гребни на верхней поверхности крыла. Они варьировались по размерам и количеству в зависимости от конструкции и характеристик летательного аппарата. Их назначением было препятствование перетеканию к концевым сечениям и перенаправление потолка к задней кромке крыла, а также воспрепятствование распространению все же возникшего срыва по крылу.
Из советских самолетов того времени характерным примером использования таких гребней могут служить истребители МиГ-15/17/19. Первый советский реактивный пассажирский лайнер Ту-104 (его предшественник Ту-16), а также последовавшие за ним Ту-134/154 также были ими оборудованы.
Истребитель МиГ-19. Аэродинамический гребень хорошо виден.
Истребитель МиГ-17. Хорошо видны аэродинамические гребни на крыле.
Аэродинамический гребень на крыле Су-24М (первых серий).
Аэродинамические гребени на крыле самолета Су-22М4.
Самолет Ту-16Р. Хорошо видны а/д гребни на стреловидном крыле.
Пассажирский самолет Ту-104. Хорошо видны а/д гребни на стреловидном крыле.
Пассажирский лайнер Ту-154. А/д гребни на стреловидном крыле.
Аналогично гребням работали устанавливавшиеся на некоторых самолетах специальные аэродинамические «клыки» (другое название — генераторы вихрей). Они располагались обычно в средней части передней стреловидной кромки и во время полета генерировали вихревой жгут , ложившийся на поверхность крыла (поперек) и выполнявший роль гребня, останавливая перетекание.
Примером использования такого клыка могут служить самолеты: советский МиГ-23 (при большой стреловидности), канадский Avro Canada CF-105 Arrow, американский Ling-Temco-Vought A-7 Corsair II, Vought F-8 Crusader и др.
Истребитель МиГ-23. Хорошо видны аэродинамические клыки (генераторы вихрей).
Самолет Avro Canada CF-105 Arrow с треугольным крылом (памятник). Хорошо виден аэродинамический клык.
Самолет A-7E Corsair II. Виден аэродинамический клык (генератор вихря).
Достаточно экзотичной внешне попыткой решить проблему подхвата (или точнее проблему Sabre dance) стали законцовки крыла экспериментального самолета Republic XF-91 Thunderceptor. Они имели хорду, превышающую по размерам хорду корневого сечения крыла. Это было сделано с целью увеличения несущей способности этих сечений и затягивания концевого срыва.
Экспериментальный самолет Republic XF-91 Thunderceptor.
Геометрическая крутка крыла.
Одним из способов борьбы с концевыми срывами является также отрицательная геометрическая крутка
крыла. При ее использовании носок крыла в его концевых сечениях как бы опущен вниз, уменьшая тем самым действительные углы атаки и вероятность преждевременного срыва.
Еще один существенный…
Еще один существенный недостаток♣ стреловидного крыла – это его заниженная несущая способность по сравнению с прямым крылом. Как уже было сказано, на подъемную силу в таком крыле работает составляющая скорости V n , которая по величине меньше, чем действительная скорость полета самолета, что заставляет увеличивать угол атаки для сохранения необходимой величины подъемной силы.
Если на околозвуковых скоростях стреловидность помогает справиться с бурным ростом сопротивления и поэтому выгодна, то на малых скоростях (значит больших углах атаки), которые соответствуют взлетно-посадочным режимам полета или режимам маневрирования в воздухе, крыло со стреловидностью обычно создает большее сопротивление, чем прямое крыло при той же подъемной силе.
Стреловидное крыло той же площади, что и прямое, но имеющее, соответственно, меньший размах, будет обладать меньшим удлинением . Напомню, что удлинение равно отношению квадрата размаха к площади крыла в плане.
А удлинение, как известно, обратно пропорционально индуктивному сопротивлению. В итоге имеем большее сопротивление (за счет индуктивного), а значит меньшее аэродинамическое качество для стреловидного крыла (аэродинамическое качество крыла равно отношению его подъемной силы к силе лобового сопротивления, им создаваемой при заданном угле атаки и характеризует несущие свойства). Это отрицательно влияет на дальность и маневренность самолета.
Увеличенное индуктивное сопротивление проявляется в наличии интенсивного концевого вихря на таком стреловидном крыле. Его образованию способствует все тот же перетекающий по крылу со скоростью V τ слой воздуха.
Таким образом, специализированный скоростной самолет с относительно коротким стреловидным крылом на посадке, например, должен для сохранения достаточной подъемной силы увеличивать угол атаки. Однако, это не всегда возможно.
Во-первых, из соображений обеспечения отсутствия срывных явлений на крыле, а во-вторых просто чтобы не зацепить хвостовой частью за покрытие ВПП. Поэтому приходится увеличивать посадочную скорость. То есть взлетно-посадочные характеристики такого самолета чаще всего не на высоте, хоть это и вынужденно.
В такой ситуации взлетать и садиться было бы лучше с прямым и удлиненным крылом (у планеров качество вообще достигает 50-ти единиц), а на околозвуковые скорости выходить со стреловидным. То есть, как очень часто это бывает в авиации, надо совместить несовместимое.
Совместить несовместимое….
И все же до некоторой степени решить проблему такого «совмещения» удается. Для этого применяются специальные технические решения. Это, например, развитая взлетно-посадочная механизация крыла (предкрылки и закрылки). Широко известна также изменяемая стреловидность крыла (иначе – изменяемая геометрия), которая начала активно внедряться в самолетостроение с середины 60-х годов.
Истребитель с изменяемой стреловидностью крыла МиГ-23.
При ее использовании каждая консоль крыла состоит из двух частей, неподвижной и поворотной. Поворотные части крыла (ПЧК) синхронно приводятся в движение специальной системой и крыло занимает положение, определенное при проектировании самолета, как наиболее выгодное в аэродинамическом и техническом плане.
Самолеты с изменяемой стреловидностью крыла имеют достаточно хорошие взлетно-посадочные характеристики в сочетании с необходимыми скоростными свойствами. В СССР первыми такими самолетами стали Су-17 и МиГ-23, позже – Су-24. Последней разработкой стал бомбардировщик Ту-160. Зарубежные примеры — Grumman F-14 Tomcat и Panavia Tornado. Все летавшие и летающие самолеты с изменяемой стреловидностью – военные, так как получаемая всережимность применения требуется именно для армии.
Полет самолета Су-24М на минимальной стреловидности крыла.
Су-24М - полет с максимальной стреловидностью крыла.
Panavia Tornado. Полет с крылом на минимальной стреловидности и выпущенной механизацией.
Рanavia Тornado. Полет с максимальной стреловидностью крыла.
Однако, такого рода конструкции обладали одним существенным недостатком. Это большая сложность и масса систем поворота крыла . Кроме того сложность неизбежно влекла за собой определенное сокращение надежности (в особенности на начальном периоде эксплуатации таких систем).
Приходилось также решать вопросы, связанные с изменением положения аэродинамического фокуса крыла и центра масс самолета при изменении стреловидности . С первой половины 80-х годов новые модели самолетов с изменяемой стреловидностью крыла больше не проектировались. Особенно после возникновения концепции статически неустойчивого самолета и разработки электронной системы управления для него (типа Су-27).
Ту-160 - сверхзвуковой бомбардировщик с изменяемой стреловидностью крыла.
Хотя стоит сказать, что сама по себе изменяемая геометрия крыла не осталась без внимания и позже это техническое направление опять экспериментально исследовалась, правда уже несколько в ином качестве. Но об это ниже…
Менее известный (и применяемый) в авиационной практике технический способ улучшения несущих свойств стреловидного крыла на малых скоростях связан именно с увеличением угла атаки крыла. Однако, реализуется он не изменением ориентации всего фюзеляжа в пространстве, что, как было сказано выше, не всегда целесообразно из-за вероятности повреждения его хвостовой части (касание ВПП из-за малой высоты шасси).
В данном случае меняется установочный угол всего крыла относительно фюзеляжа (следовательно и угол набегающего потока). На самолет устанавливается специальная силовая система, приподнимающая, либо опускающая консоли в соответствии с заданным режимом (обычно на взлете и посадке).
Применение такого рода устройств достаточно спорно, так как влечет за собой усложнение и удорожание конструкции, снижение надежности и увеличение массы самолета. Однако, бывает, что получаемые преимущества перевешивают приобретаемые недостатки.
Экспериментальный самолет с изменяемым углом установки крыла Martin XB-51.
Самолет F-8E с поднятым крылом (Вьетнам, Дананг, 1966 год).
F-8E с поднятым крылом на палубе USS_Eisenhower (1983 год).
Примером тому служат находившиеся в длительной эксплуатации самолеты. Их немного, но они есть: не пошедший в большую серию американский штурмовик Martin XB-51 и главный пример — массовый американский сверхзвуковой палубный истребитель Vought F-8 Crusader, у которого крыло могло менять установочный угол до 7°.
Серповидное крыло.
На некоторых стреловидных крыльях с фиксированной геометрией также применялись мероприятия по расширению скоростного диапазона их использования. Они касались специфической формы самого крыла в плане и формы профиля. Примером могут служить так называемое серповидное крыло , а также крыло с изломом по передней кромке.
Серповидное крыло (бомбардировщик Handley Page Victor) имеет наибольший угол стреловидности в корневой части (ближе к фюзеляжу, где выше вероятность возникновения волнового кризиса на околозвуковых скоростях). Толщина крыла здесь тоже больше для возможности размещения полезной нагрузки (шасси, топливо…).
Бомбардировщик с серповидным крылом Handley Page Victor.
Бомбардировщик Handley Page Victor. Серповидное крыло.
По мере удаления от фюзеляжа по размаху крыла стреловидность плавно (или почти плавно) уменьшается до минимальной на законцовках, что позволяет поддерживать взлетно-посадочные характеристики на должном уровне. также меньше и по толщине.
Крыло с изломом (яркие представители: Saab 35 Draken, Су-15 (с самолета 11-31)) имеет примерно тот же принцип построения формы передней кромки, как и серповидное крыло, но с более резким изменением угла стреловидности. Такое крыло как бы состоит из двух частей – с большими и меньшими стреловидностью и относительной толщиной профиля. При этом само по себе оно является развитием (или разновидностью) еще одной, достаточно широко используемой формы стреловидного крыла – дельтавидной или треугольной .
О треугольном крыле…
Его использование связано еще с одним недостатком обычного стреловидного крыла. Он заключается в его меньшей (по сравнению с прямым крылом) жесткости . Главный силовой элемент такого крыла (лонжерон) соединяется с силовыми элементами фюзеляжа под углом, что усложняет восприятие и передачу нагрузок по сравнению с прямым крылом.
Большая часть подъемной силы такого крыла приложена сзади точки присоединения его к фюзеляжу, поэтому помимо обычных изгибающих нагрузок, как в прямом крыле, возникает дополнительный крутящий момент от подъемной силы (тоже недостаток ).
Из-за недостаточной жесткости крыла на больших скоростях возможны такие явления, как реверс элеронов (обратная реакция самолета на отклонение элеронов) или так называемая «валежка» (непроизвольное кренение самолета из-за неравенства углов атаки на консолях). Мероприятия по упрочнению конструкции чаще всего приводят к увеличению ее массы.
И вот как раз стремление получить более легкое и жесткое стреловидное скоростное крыло приводит к возможности использования крыла треугольного. Его длинная хорда и относительно малый размах (то есть малое удлинение и большое сужение) достаточно удобны для этих целей. Дельтавидное крыло прочнее, жестче и в то же время легче обычного стреловидного с теми же несущими свойствами.
Благодаря большой корневой хорде относительная толщина профиля может быть невелика (меньше профильное сопротивление), но при этом достаточные размеры (в т.ч. строительная высота крыла) упрощают передачу усилий на силовую конструкцию фюзеляжа и позволяют при необходимости целесообразно использовать внутренние объемы крыла для полезных нагрузок, в частности для запасов топлива и расположения шасси в убранном состоянии.
На момент широкого внедрения такого типа крыла в эксплуатацию «топливный вопрос» был достаточно важен, так как имеющиеся двигатели еще не отличались достаточной экономичностью.
Именно прочностные и конструктивные соображения часто являются решающими при принятии решения об использовании треугольного крыла. Его легкость, высокая жесткость и прочность, простота и относительная дешевизна изготовления стали одним из многих факторов успеха таких самолетов, как МиГ-21 и Mirage разных моделей.
Истребитель МиГ-21 (треугольное крыло).
Истребитель с треугольным крылом Мirage 2000.
Истребитель F-106 Delta Dart с треугольным крылом.
В аэродинамическом плане такое крыло похоже на обычное стреловидное (в том числе и по возможностям развития волнового кризиса) и в этом же, собственно, заключаются его недостатки, проявляющиеся, в основном, на малых скоростях (больших углах атаки), то есть на взлетно-посадочных режимах .
Из-за его еще меньшего удлинения для него характерно большее лобовое сопротивление и меньшее аэродинамическое качество при увеличении угла атаки.
Из-за малого размаха треугольного крыла возможности взлетно-посадочной механизации в повышении его несущих свойств невелики. Поэтому для достижения достаточной подъемной силы на посадочном режиме остается либо увеличивать угол атаки, что часто невозможно из-за высоты шасси, либо увеличивать посадочную скорость. Так и есть на самом деле – посадочная скорость самолетов с простым треугольным крылом достаточно высока.
Эти недостатки растут с ростом угла стреловидности , поэтому он ограничен обычно до 60-65°.
Наилучшим образом достоинства треугольного крыла, как крыла малого удлинения и малой относительной толщины, проявляются на больших сверхзвуковых скоростях (до М=2 и более), когда у них значительно ниже коэффициент лобового сопротивления.
Таким образом треугольное крыло наиболее выгодно для применения на сверхзвуковых самолетах и с успехом там используется. А для того, чтобы смягчить его недостатки используются различные конструктивные дополнения и изменения, в результате которых имеют место несколько разновидностей такого крыла. Они относительно близки по аэродинамике, но различаются по форме и особенностям конструкции.
Один из этих способов – вышеупомянутый излом передней кромки . Он позволяет эффективно использовать внутренние полости корневой части и при этом увеличить угол ее стреловидности более 65° для полетов на сверхзвуке с малым сопротивлением и хорошей балансировкой. Концевые же части с меньшим углом стреловидности делают ВПХ самолета более приемлемыми.
Истребитель Saab 35 Draken.
Характерным примером в этом плане может служить шведский истребитель Saab 35 Draken с крылом double delta (корневая часть 80° стреловидность, концевая 60°). Максимальная скорость его полета до 2,2М, что не мешает ему иметь посадочную скорость около 215 км/ч при практически полном отсутствии взлетно-посадочной механизации.
Истребитель Су-15. Крыло с изломом по передней кромке (или с наплывом).
Крыло самолета Су-15 (наплыв).
По теме:
Если рассматривать расположение двигателей с исторической точки зрения, то первыми додумались поставить их в хвост французы на своей Карвелле. Кстати, Аэрофлот чуть было не купил таких самолётов, но выходило как то несолидно (страна-создатель Ту-104 покупает самоли у буржуев!), и нифига французам не выгорело. Зато (по рассказам многих представителей КБ Туполева) Хрущёв, прокатившись на этом лайнере, был просто поражён тишиной в салоне. И по прилёту домой вдарил кулаком по столу - учитесь, лентяи! Так появился Ту-124А, названный позже Ту-134...
В целом же тенденция ставить двигатель в корне крыла была заслужено признана неправильной, и после первого поколения (Комета, Ту-104 и Ту-124) к ней не возвращались. Американцы пошли своим путём (моторы на пилоне), оказавшимся исторически верным и всяко правильным. Упомянутыя Е-152 (кстати, не совсем немецкий. Он был сделан на основании эксперементального бомбардировщика "150", построенного при активном участии немецких авиаконструкторов в СССР после их возвращения на историческую родину) не совсем показателен, ибо был высокопланом, что существенно упрощало подвеску мотора на пилоне (за землю не скребли). Но шумоизоляции, ИМХО, почти не было бы.(Кто летал на Ил-76 рядом с иллюминатором, расположенным напротив мотора, поймёт).
Французы после гениальной Карвеллы сели в лужу до самого ренессанса под флагом Эрбаса, который пошёл по мурлюканскому пути, признанному верным. В СССР же и Англии продолжали лепить моторы в хвост, пачками по 3 - 4 штуки (и пусть весь мир отдохнёт. Оне нам не указ!) VC-10, Трайдент, Ту-154, Ил-62... Причём у нас КБ туполева так и не смогло реализовать все прелести этой компоновки, продолжая портить крыло обтекателем шасси - ну привычней нам так!
Английское самолётостроение так и не смогло пережить застой в мозгах (рыночная экономика, знаете ли. Ну и местные политиканы помогли). Теперь у них есть производство компонентов, включая обалденные моторы, но самолётостроения нет.
А вот у нас всё не так просто. Появились самолёты "модной схемы" - Ил-86 и 96 (76 не в счёт, не для того построен), Ту-204. Барахтаемся по чуть-чуть, авось выплывем.
Были и любопытные исключения. Так у мурлюканцев использовалась "комбинированная" схема - один мотор в хвосте, 2 на пилонах. Но не смотря на ряд преимуществ таких самолётов больше не строят. А далбше всех пошли экспериментаторы-немцы. На аппарате VFW-Fokker VFW-614 они установили 2 ТРД на пилонах над крылом! Пилоны были скошены назад, ак что проблема шума была не столь актуальной. И летать бы этому аппарату по небу тыщами, каб не аховая экономика. Построили всего несколько штук. Сейчас японцы мудрят с той схемой на каком-то бизнес-джете. Вообще бизнес-джеты особая тема, я в ней не особо силён. Но там такие компоновки встретить можно, мама не горюй!
И ещё в довесок, про клюв на нкрыле Ил-62. Слышал от бортинженера такую историю. Снижаются они, значит, мостятся на полосу. А перед ними туполь. У туполя механизация помощнее, скорость на глиссаде пониже. И лдиспетчер Илу подсказывает: помедленние, помедленние. А КВС матом: кокой, на... помедленнее, у меня из механизации только запилы на крыле!
А вообще Илы, ИМХО, получше тушек. Во всех отношениях.
Отсутствие воздушного винта, относительно небольшая масса, сравнительно простые конструкция и обслуживание реактивных двигательных установок позволяют размещать двигатели в местах, обеспечивающих оптимальные условия их работы и оптимальные характеристики самолета. В современной реактивной авиации наблюдается большое разнообразие вариантов размещения двигателей на самолете. Правда, в сверхзвуковых самолетах эти возможности существенно ограничены, тем не менее в конструкторской практике реализованы следующие варианты размещения двигателей:
– в гондолах, расположенных непосредственно под корневыми (Ту-144, В-1) или средними («Конкорд») частями крыла, либо в гондолах, встроенных в средние части крыла (Т. 188, YF-12A); в самолетах Ту-144, «Конкорд» и В-1 применены гондолы, вмещающие по два двигателя, в остальных случаях-индивидуальные гондолы;
– в гондолах, размещенных под крылом на пилонах (В-58, М-50) либо на концах крыла («Тридан», М-50, VJ-101C); в самолете VJ-101C использованы двухдвигатель- ные, а в остальных-индивидуальные гондолы;
– в гондоле, вмещающей шесть двигателей и расположенной под хвостовой частью фюзеляжа и корневыми частями крыла;
– в индивидуальных гондолах, размещенных над хвостовой частью фюзеляжа с обеих сторон вертикального оперения.
Остальные самолеты построены по од- но- и двухдвигательной схемам с двигателями, размещенными в хвостовой части фюзеляжа.
Классической для двухдвигательных самолетов можно считать схему с двигателями, размещенными в фюзеляже рядом, хотя построены также и самолеты с двигателями, расположенными один над другим («Лайтнинг», SR.53), друг за другом (в самолете «Скайрокет» с комбинированной двигательной установкой турбореактивный двигатель размещен в средней части фюзеляжа, а ракетный – в его хвосте), а также один в другом («Гриффон» II и «Ледюк» 022, где турбореактивные двигатели установлены соосно внутри прямоточных). Пять из остальных двухдвигательных самолетов (Х-3, F-101, F-4, «Ягуар» и Т-2) имеют короткие фюзеляжи с балочными кронштейнами крепления оперения, что придает самолету специфичную форму. Можно отметить также схему размещения двигателей в самолете F-14, где двигательные гондолы объединены с фюзеляжем, что определяет как общий вид, так и поперечные сечения этой части планера самолета.
При проектировании самолета обычно прорабатываются различные варианты расположения двигателей. Каждый из вариантов, являясь результатом компромисса, имеет определенные недостатки и достоинства. Из них обычно выбирается такой, который с учетом современного состояния науки и техники, назначения самолета, располагаемых возможностей конструкторского бюро, его смежников и заводов-изготовителей представляется конструктору вариантом, обеспечивающим наилучшие показатели самолета.
Варианты конструкции самолета с двигателями, размещенными в крыле, под ним либо на его концах, имеют следующие преимущества:
– свободное пространство в фюзеляже для бомбовых отсеков, топливных баков, грузов и т.п.;
– малую длину воздушных каналов, а значит, и малые потери давления на входе в компрессор двигателя;
– разгружение крыла от массовых сил (тяжести и инерции) в полете, что позволяет уменьшить массу крыла на 10-15%;
– двигатели, размещенные в передней части крыла, выполняют роль противофлат- терного груза и гасят вибрации крыла при полете в турбулентной атмосфере;
– в двигательных гондолах могут размещаться также и люки для уборки шасси;
– в случае установки гондолы на пилоне замена двигателя одного типа на другой (с иными габаритами) может быть осуществлена путем лишь незначительного изменения конструкции (этот вариант обеспечивает также большую противопожарную безопасность);
– более легкий доступ к двигателям во время обслуживания.
Основными недостатками таких компоновок (особенно варианта с двигателями, размещенными в средних частях крыла в плоскости хорд) являются:
– ухудшение аэродинамических характеристик крыла, связанное с размещением воздухозаборника вблизи передней кромки, а выходного сопла возле задней кромки крыла, что приводит к уменьшению несущей способности крыла, увеличению полетного сопротивления самолета и уменьшению возможностей механизации крыла;
– усложнение силовой конструкции крыла;
– возникновение значительного отклоняющего момента в случае выхода из строя одного из двигателей;
– увеличение моментов инерции массы самолета относительно продольной и вертикальной осей, приводящее к уменьшению его маневренности;
– низкое расположение воздухозаборников при размещении двигателей под крылом на пилонах приводит к попаданию в двигатель пыли и других предметов вместе с воздухом во время взлета и посадки, что ускоряет износ деталей двигателя и может быть причиной аварии.
При выборе варианта установки двигателей в крыле необходимо учитывать проблему возникновения дополнительной аэродинамической интерференции между крылом и гондолами, а также проблему нагрева конструкции. Вследствие интерференции при больших скоростях полета у самолета с двигателями в крыле или под ним раньше возникает волновой кризис, что приводит к уменьшению критического числа Маха (т.е. к уменьшению эффекта стреловидности крыла) по сравнению с самолетом, двигательная установка которого размещена в фюзеляже. Интенсивность этого явления зависит от положения гондолы как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскостях, поскольку интерференционное сопротивление оказывается наименьшим, когда ось двигателя совпадает с хордой профиля, а наибольшим – при размещении гондол двигателей на пилонах.
Проблема нагрева конструкции при работе двигателя имеет наряду с фактом снижения прочности материала при повышении температуры и другие аспекты. Например, в процессе проектирования самолета В-58 с треугольным крылом потребовалось в соответствии с принципами балансировки, чтобы центры тяжести двигателей, установленных на пилонах, находились перед линией центров давления крыла. Однако при этом возникала опасность нагрева нижней поверхности крыла потоком выхлопных газов. Для самолета В-58 это было тем более опасно, поскольку внутренние объемы его крыла предполагалось использовать как емкости для топлива.
Испытания макета самолета с двухдвигательными гондолами показали, что температура обшивки крыла при работающих двигателях (особенно на земле) возрастает выше допустимого предела. Рассматривался также вариант с гондолами, размещенными над крылом и под ним, однако этот вариант оказался менее всего соответствующим правилу площадей. В конце концов была принята компоновка, удовлетворяющая обоим условиям: гондолы сдвинуты одна относительно другой в продольном направлении (правило площадей) и установлены под разными углами относительно хорды крыла. Для уменьшения интенсивности нагрева внутренние гондолы установлены под значительным положительным углом атаки, а внешние, с выхлопными соплами, находящимися уже за задней кромкой крыла,-под отрицательным углом. Такое расположение двигательных гондол позволило также уменьшить до приемлемого уровня вибрации, сопутствующие воздействию выхлопных газов на обшивку крыла.
Рис. 1.43. Схемы размещения двигателей в сверхзвуковых самолетах.
Другого рода проблемы возникают при размещении двигателей в гондолах под задними частями крыла либо под корневой частью крыла и фюзеляжем. Такое местоположение гондол позволяет использовать систему косых скачков уплотнения, возникающих под крылом, для увеличения подъемной силы самолета. Наиболее эффективным с этой точки зрения является размещение двигателей в одной общей гондоле, как это сделано в самолете ХВ-70А. Однако недостаток такого решения заключается в увеличении массы конструкции из-за большой длины воздушных каналов. Разнесение гондол, как в самолете «Конкорд», позволяет использовать более короткие воздушные каналы и приводит к разгрузке крыла. Однако при этом прирост подъемной силы по сравнению с общей подфюзеляжной гондолой уменьшается в два раза (20 и 10% соответственно). Ввиду этого в самолете Ту-144 принято промежуточное решение.
В сверхзвуковых самолетах двухмоторная двигательная установка размещается обычно внутри хвостовой части фюзеляжа. Такая компоновка имеет следующие преимущества:
– отсутствие дополнительного аэродинамического сопротивления;
– уменьшение момента инерции массы самолета относительно его продольной оси, что облегчает управление по крену.
Но эта компоновка имеет также и недостатки, а именно:
– усложнение формы и конструкции, а также удлинение воздушных каналов;
– значительный объем фюзеляжа занят двигателями, воздушными каналами и выходными устройствами;
– затрудняется доступ к двигателям, так как для этого возможно использовать лишь относительно небольшие люки конструкции фюзеляжа.
Выше упоминалось, что расположение двигателей один над другим в плоскости симметрии самолета использовалось редко. Одним из двух самолетов, построенных по такой схеме, является «Лайтнинг». При проектировании этого самолета оказалось, что проблема размещения двух двигателей при условиях наименьшей площади миде- лева сечения и минимальной асимметрии тяги может быть успешно решена путем установки двигателей (с общим лобовым воздухозаборником) друг над другом с продольным сдвигом (верхний ближе к концу фюзеляжа). Это не только упрощает задачу балансировки самолета, но также приводит к увеличению боковой поверхности фюзеляжа, а значит, к улучшению путевой устойчивости и возможности некоторого уменьшения площади вертикального оперения.
Однако эта концепция не нашла последователей, так как, помимо обычных недостатков размещения двигателей в фюзеляже, ее характеризует еще более трудный доступ к двигателям, усложнение формы воздушных каналов, а также большой демпфирующий момент хвостовой части фюзеляжа, возникающий во время выполнения маневров в горизонтальной плоскости. Таким образом, основным вариантом компоновки двух двигателей в фюзеляже можно считать их расположение рядом друг с другом.
Наиболее часто двигатели устанавливаются в фюзеляже рядом практически вплотную и только в одном случае (самолет F-14) они раздвинуты на некоторое расстояние. Для первого варианта характерны большие потери давления и большая масса конструкции воздушных каналов (что связано с их большей длиной и криволинейной формой), а также опасность последовательного отказа обоих двигателей. Второй же вариант объединяет достоинства размещения двигателей в фюзеляже и в крыле, поскольку в этом случае воздушные каналы короткие и прямые, а двигатели разделены внутрифюзеляжным пространством, значительная часть которого может быть отведена под оборудование. Этот вариант компоновки отличается также меньшим сопротивлением хвостовой части фюзеляжа, которую можно выполнить в форме клина.
Страница 1
Компоновка двигателей на самолете весьма разнообразна. Выбор той или иной схемы определяется типом двигателей, их числом и габаритами, а также типом самолета, его летно-техническими данными и условиями базирования. Некоторые возможные схемы размещения двигателей на самолете показаны на рис. 1
1.Размещение двигателей в фюзеляже (рис. 1, а-д) обеспечивает самолету минимальное дополнительное сопротивление от двигательной установки и небольшое влияние на устойчивость и управляемость самолета. При этом практически отсутствует влияние струи выхлопных газов на хвостовое оперение. Вес конструкции узлов крепления двигателя получается небольшим.
Воздух к двигателю подается по каналам от воздухозаборников, которые могут быть расположены в носовой части фюзеляжа (а), по бокам фюзеляжа (б), в корневых частях крыла (в) или сверху фюзеляжа (г, д).
Наиболее высокую степень использования скоростного напора обеспечивает лобовой воздухозаборник (рис. 1, а), так как он обтекается невозмущенным потоком. При большой длине фюзеляжа могут оказаться более выгодными боковые, крыльевые или верхние воздухозаборники. Применение таких входных устройств способствует уменьшению длины воздушных каналов. При этом также упрощается размещение агрегатов оборудования и вооружения в носовой части фюзеляжа и улучшается обзор экипажу.
Для снижения потерь на входе в воздухозаборник предусматривают систему отсоса пограничного слоя.
К недостаткам крыльевых и верхних заборников следует отнести дополнительные потери скоростного напора на поворот струи и утяжеление конструкции, связанное с компенсацией вырезов, образованных в крыле и фюзеляже для прохода воздушных каналов.
Размещение двигателей на крыле (рис. 1, г-з, к).
Двигатели могут располагаться в корневой части крыла или на консоли. К достоинствам расположения двигателей в корневой части крыла (е, ж) следует отнести сравнительно небольшое дополнительное сопротивление, обусловленное их установкой, и малое влияние на балансировку самолета отказа одного из двигателей. При этом двигатели могут располагаться либо позади основного силового набора крыла (е), либо внутри силового кессона (іт)- В последнем случае они лучше вписываются в обводы крыла, но вес конструкции получается большим, главным образом, из-за необходимости создания монтажных люков в силовых панелях, крыла.
К недостаткам расположения двигателей в корне крыла следует отнести значительные вибрационные нагрузки обшивки фюзеляжа от реактивной струи, высокий уровень шума в кабине, опасность распространения пожара от двигателей на кабину и топливные отсеки.
При расположении двигателей в средней части и на конце крыла (з) эти недостатки частично устраняются. Двигатели, разнесенные по размаху крыла, обеспечивают разгрузку крыла в полете, благодаря чему вес конструкции крыла снижается.
Широкое распространение получила схема с расположением двигателей на пилонах под крылом (к). К достоинствам такой схемы можно отнести следующее:
Высокое аэродинамическое качество крыла;
Малые потери на всасывании (лобовой воздухозаборник) и на выхлопе (нет удлинительной трубы);
Увеличение критической скорости флаттера за счет смещения вперед центров тяжести сечений крыла, в которых размещены двигатели;
Удобные подходы к двигателю.
В то же время размещение двигателей на пилонах имеет и недостатки:
Увеличивается сопротивление самолета;
Тяга двигателей оказывает влияние не только на путевую, но и на продольную устойчивость самолета;
Увеличивается высота шасси, особенно на самолетах со стреловидным крылом, имеющим отрицательное поперечное V;
Увеличивается вероятность выхода из строя двигателей из-за попадания в воздухозаборники твердых частиц с поверхности аэродрома.
Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа (рис. 1 и).
др.). Тонкое крыло небольшого удлинения не позволяет устанавливать двигатели на крыле или в крыле без ущерба для механизации крыла. Двигательные гондолы заняли бы слишком много места, не только значительно сократив размах закрылков, но и ликвидировав возможность подвешивать к крылу боевую нагрузку. Как известно, значительная часть боевой нагрузки самолетов подобного типа подвешивается под крылом.
Кроме того, если самолет имеет один большой воздушно-реактивный двигатель (тяговооружеиность истребителей наиболее высокая), то фюзеляж является единственным местом для установки такого двигателя.
Размещение двигателей в корне крыла широко применялось на тяжелых дозвуковых реактивных самолетах военного и гражданского назначения (Ту-16, Ту-104, Ту-124 и др.; английские самолеты Вулкан, Виктор, Комета и др.). Такая схема установки двигателей, обладая определенными положительными качествами (отказ одного или двух двигателей, размещенных с одной стороны, не вызывает резких разворачивающих и кренящих моментов, высокое расположение воздухозаборников, низкое аэродинамическое сопротивление двигательной установки и др.) имеет ряд существенных недостатков (особенно для пассажирских самолетов). К недостаткам относятся:
а) близость реактивной струи к обшивке фюзеляжа, сильный шум в пассажирской кабине;
б) длинные воздухозаборники на 5 ... 6 % уменьшают тягу двигателей;
в) пожар, возникший в двигателях, может распространиться на пассажирскую кабину и топливные баки (требуется усиленная противопожарная защита);
г) в случае разрушения лопаток компрессора или турбины возможно поражение пассажирской кабины и топливных баков (тре- буется специальное бронирование);
д) наличие заборников на передней кромке крыла и выхлопных труб на задней кромке уменьшает возможности механизации крыла;
е) создание устройств для реверсирования тяги затрудняется; направляемые вниз вперед реактивные струи газов, отражаясь от поверхности аэродрома, могут засасываться в воздухозаборники двигателей, вызывая помпаж этих двигателей;
ж) плохие условия эксплуатации двигателей из-за трудности подхода к ним;
з) существенно уменьшается объем крыла для размещения топлива;
и) увеличение массы конструкции самолета вследствие утяжеления крыла (из-за вырезов в лонжеронах и наличия съемных панелей) и вследствие длинных воздухозаборников или выхлопных труб.
Размещение двигателей на пилонах под крылом широко применяется на современных тяжелыхсамолетах (дозвуковых и сверхзвуковых).
Такая схема имеет следующие преимущества:
а) двигатели разгружают конструкцию в полете, уменьшая изгибающий момент от внешних нагрузок, что приводит к уменьшению массы конструкции крыла;
б) двигатели демпфируют колебания крыла при полете в турбулентной атмосфере и являются противофлаттерными балансирами;
в) обеспечивается удобство замены двигателя другим (с большими размерами);
г) создаются хорошие условия по обслуживанию двигателя;
д) возможно надежное изолирование двигателя от крыла при помощи противопожарных перегородок в пилоне;
е) обеспечивается меньший щум от двигателей в пассажирской кабине;
ж) обеспечивается лучшая, чем на двигателях, установленных в корне крыла, изоляции конструкции самолета от воздействия звуковых пульсирующих давлений реактивных струй двигателей;
з) обеспечивается удобство установки на двигатели приспособлений для реверса тяги и щумоглущения.
Наряду с указанными выше преимуществами, размещение двигателей на пилонах под крылом имеет следующие недостатки:
а) в случае остановки двигателя, особенно внещнего, создается большой разворачивающий момент в горизонтальной плоскости;
б) чтобы при посадке с креном (до 4°) внешние двигатели не касались земли, требуется создание большого угла поперечного V крыла, что ухудшает характеристики устойчивости и управляемости самолета и требует введения автоматики в систему управления;
в) при низком расположении двигателей относительно поверхности аэродрома возможно попадание в воздухозаборники посторонних мелких предметов;
г) пилонная подвеска двигателей затрудняет использование закрылков по всему размаху крыла, так как при взлете реактивные струи двигателей могут их разрушить.
Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа получило широкое распространение на отечественных и зарубежных пассажирских самолетах.
На тяжелых самолетах, когда для обеспечения необходимой величины тяговооруженности требуется четыре двигателя, на бортовых пилонах устанавливается по два двигателя с каждой стороны (например, самолет Ил-62).
Если для данной взлетной массы самолета требуемая тяговооружеиность обеспечивается нечетным числом двигателей (три двигателя), то один из двигателей должен устанавливаться в плоскости симметрии самолета. В данном случае этот двигатель раз-
мещается внутри хвостовой части фюзеляжа, а его воздухозаборник выносится в корневую часть вертикального оперения над фюзеляжем. По такой схеме установлены двигатели на самолетах Боинг 727, Локхид L-1011, Де Хэвилленд Трайдент и на советских самолетах ЯК-40, Як-42 и Ту-154.
Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа, когда двигательная гондола крепится к фюзеляжу посредством небольшого пилона, позволяет:
а) обеспечить аэродинамически чистое крыло, что повышает его аэродинамическое качество;
б) максимально использовать размах крыла для размещения средств механизации (закрылки, предкрылки и т. д.), что улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета;
в) определять поперечное V крыла из условий обеспечения оптимальных характеристик поперечной и путевой устойчивости и управляемости;
г) улучшить характеристики продольной, путевой и поперечной устойчивости самолета;
Работой гондол двигателей и их пилонов как дополнительного горизонтального оперения;
Выносом горизонтального оперения из зоны торможения потока за крылом;
Малым разворачивающим моментом при остановке одного из двигателей;
д) улучшить комфорт пассажиров (по сравнению с установкой двигателей в корне крыла) за счет уменьшения шума, так как гондолы двигателей в данном случае устанавливаются позади герметической кабины;
е) повысить (по сравнению с установкой двигателей в корне крыла) эксплуатационные характеристики силовой установки и всего самолета в целом:
Созданием достаточно хороших условий для подхода к двигателям;
Обеспечением возможности замены гондолы двигателя при установке двигателя с большими размерами;
Истечением реактивной струи на большой высоте относительно поверхности аэродрома (меньший износ покрытия взлетных полос и рулежных дорожек);
ж) предохранить двигатели от попадания в них посторонних предметов при взлете и посадке благодаря высокому расположению воздухозаборников;
з) улучшить работу устройств для реверсирования тяги двигателей (по сравнению с двигателями, размещенными в корне крыла);
и) создать лучшие условия аварийной посадки самолета. Однако наряду с указанными преимуществами схема установки
двигателей на хвостовой части фюзеляжа имеет следующие существенные недостатки:
а) увеличивается масса конструкции самолета вследствие:
Усиления конструкции хвостовой части фюзеляжа из-за дополнительных весовых и инерционных нагрузок от двигателей (масса конструкции фюзеляжа увеличивается примерно на 10 ... ... 15 %);
Увеличения массы крыла (примерно на 10 ... 15 %) из-за отсутствия разгрузки крыла;
Увеличения массы вертикального оперения, несущего на себе горизонтальное оперение;
б) центр масс пустого самолета сдвигается назад, а центр масс полностью загруженного самолета - вперед, чем создаются трудности в центровке и балансировке самолета (см. гл. 8);
в) носовая часть фюзеляжа выдвигается вперед, что отрицательно сказывается на путевой и продольной устойчивости самолета;
г) при попадании самолета в обледенение создается возможность попадания в двигатели обломков льда, сбрасываемых противообледенителями с крыла;
д) необходимо прокладывать топливопроводы от баков к двигателям вблизи пассажирской кабины, что вызывает опасность попадания паров керосина в кабину и увеличивает массу трубопроводов;
е) несколько затрудняется обслуживание двигателей, высоко расположенных над поверхностью аэродрома.
Перечисленные недостатки приводят к тому, что на самолетах третьего поколения двигатели устанавливаются в основном на пилонах под крылом.
Размещение двигателей под крылом (с непосредственным креплением гондол двигателей к крылу) встречается на тяжелых сверхзвуковых самолетах. В данном случае двигатели могут устанавливаться либо в одной гондоле, расположенной в плоскости симметрии самолета (самолет Норт Америкен ХВ-70), либо попарно в двух гондолах (пассажирские самолеты Ту-144 и Конкорд).
Размещение двигателей в гондолах на нижней поверхности крыла объясняется стремлением использовать или даже усилить поля повышенных давлений под крылом. Когда на двигательной гондоле со специально спрофилированными внешними обводами образуется система скачков уплотнения, то на нижнюю поверхность крыла действует повышенное давление - дополнительная подъемная сила (отсюда термин подъемная сила от сжатия). В результате взаимодействия систем скачков уплотнения с поверхностью крыла аэродинамическое качество самолета на сверхзвуковой крейсерской скорости существенно увеличивается (на самолете ХВ-70 приблизительно на 20 %). Кроме того, угол атаки крыла в крейсерском полете уменьшается (так как величина /Сшах сдвигается на меньшие углы), что также уменьшает лобовое сопротивление,
другие преимущества и недостатки аналогичны свойствам пи-лонной подвески двигателей под крылом.
Установка двигателей над крылом на пилонах позволяет несколько уменьшить вредную интерференцию между крылом и двигательной установкой вследствие того, что струя от двигателей несколько увеличивает циркуляцию потока на крыле в зоне двигательной установки, а не создает провала в циркуляции, как при установке двигателей под крылом. Однако главными недостатками такой схемы являются сохранение увеличенного шума на местности, если заборники двигателя находятся впереди передней кромки крыла, и трудности в создании реверса тяги.
Установка двигателей над крылом с непосредственным размещением гондол на крыле осуществлена на экспериментальных самолетах короткого взлета и посадки (СКВП) с тем, чтобы выхлопная струя двигателей, обтекая верхнюю поверхность крыла, создавала эффект Коанда - эффект увеличения подъемной силы крыла за счет суперциркуляции (см. гл. И).
5.5. ПОДХОД К ВЫБОРУ СХЕМЫ САМОЛЕТА
Как уже говорилось выше, выбор схемы самолета начинается с выбора аэродинамической балансировочной схемы, а затем производится выбор конкретной схемы по ее отдельным признакам, разнообразие которых лишь частично показано на рис. 5.1. В предыдущих разделах этой главы показан подход к этому выбору путем оценки каждого из признаков схемы на примере выбора схемы по положению крыла относительно фюзеляжа, по числу двигателей и размещению их на самолете. Так же рассматриваются и оцениваются варианты схемы по другим признакам. При этом:
а) оцениваются тактические свойства схемы, ее способность выполнять основную поставленную задачу. Для пассажирских самолетов это означает обеспечение перевозки заданного числа пассажиров, получение заданных летно-технических характеристик и использование указанного в ТТТ класса или типа аэродрома;
б) производится аэродинамическая оценка схемы с точки зрения получения максимального аэродинамического качества и возможно больших значений сах при взлете и посадке (и сдоп при маневрировании);
в) оцениваются варианты схем по массе с учетом требований к жесткости и прочности конструкции и к сроку службы;
г) рассматриваются эксплуатационные качества самолета в данной схеме с точки зрения удобства обслуживания самолета в эксплуатации.
В конечном итоге оценивается способность той или иной схемы наиболее полно удовлетворять ТТТ и ТЗ. В большинстве случаев конструкторским бюро учитывается и опыт предыдущих работ по той или иной схеме (производится анализ прототипов), оцени-
О/Тщая компоновка
Балансировочная схема | |||||
Раополотение крыла | |||||
Характер продольной устойчивое/пи | |||||
Степень пдрдольной. устойчивости т,у о Тип двигателей | 0.Г5 * ГРАД ** | ||||
Число двигателей | |||||
Расположение двигателей Форма в плане | |||||
Угол стреловидности х,° | |||||
Удлинение л Горизонт Размеш,ение | |||||
 (Пока оценок нет) Загрузка...Поделиться с друзьями:
| |||||
