Чтение онлайн

Эволюция как крыла, так и фюзеляжа сверхзвукового самолета еще не завершена. Разнообразие возможных путей поиска и найденных конструктивных решений привело к большому разнообразию схем и конструкций сверхзвуковых самолетов.

Взаимное положение частей планера и их назначение определяют аэродинамическую схему самолета. Выбор соответствующей схемы и форм частей планера обеспечивает определенные аэродинамические, прочностные, массовые, тактико-технические и прочие характеристики, т. е. определенные функциональные свойства самолета в процессе его эксплуатации. В большинстве построенных до настоящего времени самолетов (62) принята классическая (нормальная) схема как наиболее всесторонне исследованная и оправдавшая себя на практике и лишь в двух случаях принята схема «утка» (XFV-12A и «Мираж» 4000). В остальных 24 случаях использована схема без горизонтального оперения («бесхвостка»), но в модификациях, сохраняющих достоинства классической схемы с одновременным исключением ее недостатков. Таким путем были разработаны аэродинамические схемы самолетов со свойствами, промежуточными между схемами «утка» и «бесхвостка». Это самолеты «Гриффон», ХВ-70А, F-4CCV, YF-16CCV и «Кфир» С2 со стационарными либо подвижными дополнительными поверхностями, «Мираж-Милан», Ту-144 и F-14 с убираемыми дестабилизаторами, а также «Вигген», выполненный по схеме биплан-тандем.

Рис. 1.24. Характерные формы фюзеляжа сверхзвуковых самолетов (масштаб 1 :200, для ХВ- 70А-масштаб 1 :400).

Рис. 1.25. Американские самолеты с несущим фюзеляжем.

Вверху F-5A, внизу SR-71A.

Рис. 1.26. Американский самолет «Валькирия» ХВ-70А с опущенными (вверху) и поднятыми (внизу) концевыми частями крыла.

Принятая аэродинамическая схема самолета обычно свидетельствует об индивидуальности конструктора, но тем не менее она всегда опирается на глубокий теоретический анализ и экспериментальные исследования, и ее принятие обусловлено рациональными предпосылками. Например, в самолете ХВ-70А с проектной крейсерской скоростью М = 3 использовано треугольное в плане крыло с отклоняемыми концевыми частями. При малых скоростях они образуют единую плоскость с основными частями крыла, благодаря чему при взлете и посадке удельная нагрузка на крыло меньше, а подъемная сила больше. При полете с большей скоростью концы крыла отклоняются вниз, что обеспечивает необходимую продольную устойчивость самолета (центр давления крыла оказывается ближе к центру тяжести самолета), а также позволяет обойтись горизонтальным оперением с поверхностью, почти вдвое меньшей, чем требуется обычно для условий сверхзвукового полета. Использование крыла такой конструкции приводит к уменьшению сопротивления самолета ввиду меньшего балансировочного сопротивления и сопротивления трения. Дестабилизирующая же плоскость (переднее крыло) во время взлета и посадки самолета ХВ-70А выполняет роль дополнительной несущей поверхности, размещенной перед центром тяжести самолета, что позволяет выполнять эти этапы полета на больших углах атаки без необходимости отклонения элевонов кверху (и уменьшения в связи с этим подъемной силы крыла).

Переднее крыло самолета ХВ-70А отличается высокой эффективностью, поскольку оно оснащено закрылками и расположено в носовой части самолета на значительном расстоянии от его центра тяжести. Взлет и посадка происходят при нулевом угле установки (относительно оси самолета) дополнительного крыла и отклонении закрылков на 20° (вместе с отклонением закрылков автоматически отклоняются книзу элевоны, что дополнительно увеличивает подъемную силу всей системы). На остальных режимах полета закрылки заблокированы в нейтральном положении и вся дополнительная плоскость выполняет роль балансировочных рулей, что особенно полезно для уравновешивания продольного момента, возникающего в результате изменения положения центра давления при переходе через скорость звука.

Другой особенностью самолета ХВ-70А (наряду с отклоняемыми концами крыла и дополнительной несущей поверхностью) является такой выбор его аэродинамической схемы, при котором скачок уплотнения используется для создания дополнительной подъемной силы. Этот эффект был обнаружен NACA в первой половине 50-х годов при определении количеств движения потоков, обтекающих различные тела. Например, при симметричном обтекании конического тела с горизонтальной плоскостью посередине количество движения потока разделяется поровну вверх и вниз. Поскольку для самолета выгодно, чтобы вектор количества движения обтекающего потока был направлен книзу, то вначале исследовалось тело в форме полуконуса, обращенного плоской поверхностью кверху, с несущей поверхностью, совмещенной с этой плоскостью. Затем этой поверхности были приданы отогнутые книзу концы; такая аэродинамическая схема оказалась оптимальной.

Помимо надлежащей формы крыла, необходимым условием создания дополнительной подъемной силы является соответствующее аэродинамическое проектирование части фюзеляжа, находящейся под крылом. В самолете ХВ-70А это средняя часть фюзеляжа, в которой располагаются воздушный канал и отсек двигательной установки, состоящей из шести двигателей. Под передней центральной частью крыла расположен воздухозаборник, центральный клин которого с углом при вершине ~ 48° создает косой скачок с углом, зависящим от скорости потока (числа Маха). Поскольку самолет проектировался на крейсерскую скорость, соответствующую М = 3,0, то в этих условиях угол наклона косого скачка составляет ~ 65°. Именно поэтому в самолете ХВ-70А треугольное крыло расположено так, что его передняя кромка оказывается непосредственно над первичным скачком. За этим скачком число Маха снижается на 0,3, а давление возрастает в среднем почти на 1,90 кПа. Расположенные ниже по потоку части фюзеляжа генерируют дальнейшие скачки уплотнения с тем же углом наклона, так что вся нижняя поверхность крыла оказывается над системой скачков, создающих область повышенного давления.

Прирост подъемной силы в результате использования благоприятных эффектов скачков уплотнения позволяет выполнять полеты при меньших углах атаки. Например, если самолет нормальной аэродинамической схемы летит с крейсерской скоростью при угле атаки 4°, то для самолета ХВ-70А этот угол составляет только 2°. Такое уменьшение угла атаки приводит к существенному уменьшению сопротивления самолета и снижению расхода топлива. Поскольку использование скачков уплотнения для создания дополнительной подъемной силы оказывается наиболее эффективным лишь при постоянной высокой сверхзвуковой скорости полета, т.е. когда угол наклона скачка уплотнения соответствует положению передней кромки крыла, то оно особенно целесообразно в пассажирских самолетах. Поэтому в самолетах Ту-144 и «Конкорд» с целью использования скачков обеспечено надлежащее взаимное положение гондол двигателей и передней кромки крыла.

Самолет «Гриффон» имеет менее сложную аэродинамическую схему, так как его дополнительная поверхность является простой стационарной дестабилизирующей плоскостью. Зато в самолетах «Мираж- Милан» и Ту-144, как и у ХВ-70, дополнительные несущие поверхности выполняют более сложные функции, но их новизна заключается в том, что дополнительные несущие плоскости («усы») выдвигаются лишь при малых скоростях полета (т. е. используются исключительно при определенных условиях обтекания), что обеспечивает максимальную эффективность при взлете и посадке и исключает влияние этих плоскостей на летные качества самолета при сверхзвуковых скоростях.

Рис. 1.27. Расположение и принцип действия управляющих поверхностей в самолетах, выполненных по схемам «бесхвостка» (а), «бесхвостка» со вспомогательным передним крылом или «утка» (б) и нормальной схеме (в).

Рис. 1.28. Французский истребитель «Мираж- Милан».

Применение дополнительных несущих поверхностей на самолете без горизонтального оперения объяснялось стремлением увеличить коэффициент подъемной силы треугольного крыла при малых скоростях полета. Как известно, увеличение угла атаки (для увеличения подъемной силы при одновременном сохранении продольной устойчивости) в таком самолете может быть достигнуто только посредством отклонения элевонов кверху. Однако такое отклонение элевонов ведет к опасному изменению характера обтекания крыла и уменьшению коэффициента подъемной силы на величину до 25%. Поскольку в рассматриваемом случае нужно применять мощные элевоны, механизация треугольного крыла в самолетах без горизонтального оперения почти невозможна. Поэтому такие самолеты отличаются, при малой удельной нагрузке на крыло, большими скоростями взлета и посадки. Оснащение самолета небольшими несущими плоскостями, располагаемыми перед крылом, позволяет создавать при взлете и посадке кабрирующий момент, поднимающий нос самолета кверху, что полезно с различных точек зрения, в особенности тем, что позволяет отклонять элевоны книзу.

Эффективность «усов» зависит от их положения относительно центра тяжести самолета; она возрастает при вынесении «усов» вперед. Однако применение таких дополнительных плоскостей имеет и ряд недостатков, к которым относятся:

– увеличение сопротивления всего самолета, что резко ухудшает характеристики треугольного крыла при сверхзвуковых скоростях;

– появление новых источников завихрений, нарушающих нормальную работу воздухозаборников и двигателей;

– отклонение потока воздуха за «усами» и уменьшение вследствие этого подъемной силы крыла;

– ухудшение условий обзора из кабины экипажа вперед при больших углах атаки;

– возникновение зависящего от угла атаки момента на кабрирование (тогда как в диапазоне используемых углов атаки целесообразно, чтобы этот момент был всегда постоянным).

Единственным способом, позволяющим исключить указанные недостатки, является применение убирающихся «усов». Для получения кабрирующего момента, не зависящего от угла атаки, необходимо использовать «усы» малой поверхности с большим коэффициентом подъемной силы, слабо изменяющимся в области критических углов атаки. При выдвижении таких «усов» положение центра давления самолета почти не меняется, что весьма важно, так как при изменении положения центра давления изменяется запас статической устойчивости самолета.