Рив. 5.7. Балансировочная схема самолета бесхвостка с плоским крылом

При изменении угла атаки силы и моменты изменятся в соответствии с соотношениями

АГ (Аа) = Anmg = АГ р (Аа); (5.38)

АЛГ, (Да) = ДГ (Да) (х - х,) = ДГ р (Да) (лг - Хр). (5.39)

Если перейти к безразмерным аэродинамическим коэффициентам, то из (5.38) и (5.39) можно получить выражение для степени продольной статической устойчивости схемы бесхвостка

у -

- Jtj, - Хр.

(5.40)

Из условий балансировки (5.36) и (5.37) при заданной подъемной силе самолета Y = tiymg можно определить балансировочную силу от элевонов

э. + (-/.)

или Су -=сут\ 11ъ.э, (5.41)

где LgB.a = Xpi - Хр - относительное расстояние от фокуса самолета по углу атаки до фокуса самолета по углу отклонения элевонов.

Из (5.41) видно, что при т[у < О или при х < Хр, с < О и вв < О, т. е. при балансировке устойчивого самолета подъемная сила от элевонов будет направлена вниз. Потери подъемной силы [Уъ < 0) при балансировке устойчивого самолета схемы бесхвостка связаны с явлением просадки самолета при выравнивании самолета на посадке или при выводе из пикирования, а также с потерей максимального аэродинамического качества.

Эти потери на балансировку можно характеризовать величиной

где cm/lln. 108

вал -= -2а(1 - а).

(5.42)

Тогда изменение максимального аэродинамического качества по запасу устойчивости самолета будет характеризоваться зависимостью вида

max бал -

Кщах бал (о) Кшах (0)

/l -2а (1-5)

(5.43)

Для уменьшения потерь на балансировку необходимо применять крутку крыла, на которой обеспечивается т > О и на крейсерском режиме полета не требуется отклонять элевоны. Крутку крыла по величине то можно определить из условия балансировки

/ИгО - Су крейс

(5.44)

С целью уменьшения разбежки фокуса самолета по числу М полета и уменьшения балансировочного сопротивления наряду с круткой крыла применяются передние наплывы. Работа таких наплывов по характеру своему сходна с работой близкорасположенного переднего оперения у самолета схемы утка , установленного в фокусе от скоса. Для определения величины переднего наплыва с целью компенсации сдвига фокуса крыла от сжимае-мости воздуха можно воспользоваться следующей эмпирической формулой:

tgXn.h = tgXn.k 1 +

V kn.HtgXn.k

(5.45)

где Хп.н - угол стреловидности по передней кромке наплыва; Хп.к-угол стреловидности по передней кромке базового крыла; б.к ~ удлинение базового крыла; %б.к - фокус базового крыла на дозвуковой скорости; 2п.н = 2z,Jl - относительный размах координаты наплыва (точки излома передней кромки крыла), 2п.н = 0,3 ... 0,4.

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик на самолетах схемы бесхвостка принимается иногда моментная механизация (для создания кабрирующего момента) в виде выдвижного переднего оперения, выполненного как многощелевое крыло и устанавливаемого в выдвинутом положении на большой угол атаки, близкий к критическому, при котором г. о = const {cv.o л; 0). Это, как и у схемы утка с плавающим оперением (с г. о О), позволяет несколько отклонить элевоны, как закрылки, и получить дополнительный прирост подъемной силы. Однако целесообразность такого конструктивного мероприятия должна быть доказана на основе технико-экономических оценок, так как дополнительная масса и сопротивление от установки такого убирающегося оперения могут оказаться столь значительными, что целесообразнее окажется пойти на незначительное увеличение площади крыла.

5,2,5, Дополнительные соображения по выбору схемы

При выборе одной из трех аэродинамических балансировочных схем следует иметь в виду, что из-за затруднения в получении больших значений Асу мех (особенно у самолетов схемы бесхвостка ) самолеты схемы бесхвостка и схемы утка при взлете и посадке вынуждены выходить на большие углы атаки а. Конструктивно это делает невозможным (или затруднительным) применение на таких самолетах стреловидных крыльев большого и среднего удлинения, так как применение таких крыльев и больших углов атаки связано с очень большой высотой опор шасси.

Вследствие этого для скоростных самолетов в схемах утка и бесхвостка могут использоваться только крылья малого удлинения треугольной, готической, оживальной или серповидной формы в плане. Из-за малого удлинения такие крылья имеют малое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах полета.

Эти соображения определяют целесообразность использования схем утка и бесхвостка для самолетов, у которых основным режимом полета является полет на свер)Хзвуковой скорости. И естественно, что нормальная схема наиболее целесообразна для дозвуковых самолетов или самолетов, у которых режим полета на дозвуковой скорости преобладает над режимами сверхзвукового полета.

5.3. ВЫБОР СХЕМЫ САМОЛЕТА ПО ОТДЕЛЬНЫМ ЕЕ ПРИЗНАКАМ

Выбор аэродинамической балансировочной схемы производится одновременно с выбором схемы самолета по ее отдельным признакам. В первую очередь выбирается форма крыла в плане, размеры оперения и его размещение на самолете. Материалы для этого выбора даны в гл. 8, 14 и 17.

Затем выбирается схема шасси и размещение шасси на самолете. Материалы для этого даны в гл. 19.

В той части аэродинамического сопротивления самолета, которое называется сопротивлением интерференции и обусловлено взаимным влиянием частей самолета друг на друга, наиболее значительную долю составляет интерференция между крылом и фюзеляжем.

Наименьшим сопротивлением интерференции обладает средне-план. Большинство военных самолетов имеют схему среднеплана, если только средняя часть кршла - центрсплан - не мешает либо грузовому отсеку в фюзеляже, либо воздушным каналам, идущим от носа самолета к двигателям, размещенным в хвостовой части фюзеляжа.

У пассажирских и транспортных самолетов эта схема практически не применяется, так как центроплан, проходя в сереяине по

о 0,02 0,04 Ц06 0,08 Q,iO с.

Рис. 5.8. Поляры самолетов при различном положении крыла по высоте фюзеляжа

фюзеляжа, мешает созданию единой пассажирской или грузовой кабины. В недавно появившихся широкофюзеляжных пассажирских самолетах с диаметром фюзеляжа более 5 м возникает возможность поднятия крыла вверх так, чтобы между верхней поверхностью центроплана и верхним обводом фюзеляжа было не менее 3,5 м.

Почти такими же характеристиками интерференции, как сред-неплан, обладает и самолет-высо-коплан (рис. 5.8). Схема высоко-плана обладает следующими компоновочными и конструктивными недостатками:

- шасси невозможно разместить на крыле, либо (на небольших самолетах) основные опоры шасси получаются высокими и тяжелыми. В этом случае шасси размещается, как правило, на фюзеляже, нагружая его большими сосредоточенными силами. Эти силы вместе с нагрузками, возникающими при герметизации фюзеляжа, значительно понижают живучесть его конструкции, уменьшая и срок службы;

- при аварийной посадке крыло (особенно если на нем установлены двигатели) стремится раздавить фюзеляж и грузовую или пассажирскую кабину, находящиеся в нем. Для устранения такой возможности приходится усиливать конструкцию фюзеляжа в районе крыла и значительно утяжелять ее;

- при аварийной посадке на воду фюзеляж уходит под поверхность воды, затрудняя тем самым аварийную эвакуацию пассажиров.

Наряду с этим самолеты с верхним расположением крыла имеют большое достоинство - малую высоту от низа фюзеляжа до земли. Это обстоятельство заставляет все существующие военно-транспортные самолеты делать по схеме высокоплана. При этом обеспечивается возможность легкой и быстрой погрузки в самолет и выгрузки из самолета боевой техники, грузов и людей по трапу или по рампе, встроенной в нижнюю часть фюзеляжа сзади или спереди.

Наибольшее сопротивление интерференции имеет низкоплан. На рис. 5.8 показано, что установка в местах сочленения крыла с фюзеляжем зализов позволяет существенно уменьшить это сопротивление.

Достоинство низкорасположенного крыла заключается в воз-можностиГразмещения на нем шасси и в обеспечении большей безо-

пасности самолета при аварийной посадке. Недостатками схемы низкоплан являются-затруднения (из-за близости крыла к земле) в размещении под крылом установок турбореактивных двигателей и на крыле установок турбовинтовых двигателей и необходимость в связи с этим делать у крыла положительное поперечное V , требующее на современных самолетах введения автоматики в управление по курсу и крену.

Подобным образом рассматриваются и другие признаки схемы самолета, например при выборе схемы по особенностям фюзеляжа (выбор формы его поперечного сечения, длины его носовой и хвостовой частей и т. п.), о чем дальше говорится в гл. 15.

5.4. ВЫБОР ТИПА И ЧИСЛА ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЕТА

5.4.1. Типы двигателей

Для силовой установки современных самолетов применяются следующие типы двигателей: воздушно-реактивные двигатели (ВРД), поршневые двигатели (ПД) и жидкостно-ракетные двигатели (ЖРД). Воздущно-Т)еактивные двигатели, в свою очередь, делятся на газотурбинные (ГТД) и прямоточные (ПВРД).

Наибольшее распространение в авиации в настоящее время имеют ГТД. К этому классу авиационных двигателей относятся:

- турбореактивные двигатели (ТРД);

- турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ);

- двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД);

- двухконтурные турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДДФ);

- турбовинтовые двигатели (ТВД);

Поршневые двигатели сейчас устанавливаются только на очень легкие самолеты.

Жидкостно-ракетные двигатели (ЖРД) применяются на экспериментальных самолетах.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД), очевидно, найдут применение на гиперзвуковых самолетах.

Простота газотурбинного двигателя, основанного на использовании лишь вращательного движения, обеспечивает ему высокую надежность и большой межремонтный ресурс. Современные ГТД на порядок и более превосходят по мощности и межремонтному ресурсу поршневые двигатели. Все это и привело к тому, что ГТД стали основными двигателями в авиации.

5.4.2. Двигатели для дозвуковых самолетов

Традиционным типом двигателя для дозвуковых самолетов является, как известно, поршневой. В настоящее время выпускаются только маломощные поршневые двигатели, и устанавливаются они на очень легких самолетах: туристических, спортивных, сельско-112

хозяйственных и т. д. Маломощный ПД все еще превосходит маломощные ГТД по удельному расходу топлива, но это преимущество постепенно уменьшается, и ПД стал заменяться другими типами двигателей (ТВД и ТРДД) и на легких самолетах.

Турбовинтовой двигатель (ТВД) до последнего времени находил в авиации все меньшее применение, так как при больших скоростях полета этот двигатель имеет недостаточную удельную мощность и создает повышенный уровень шума и вибраций на самолете. Однако существенно меньший удельный расход топлива, чем у ТРДД (примерно в 1,5 раза), в условиях резко возрастающей цены углеводородного топлива (керосина) заставляет вновь рассматривать возможность использования ТВД на дозвуковых самолетах со скоростями полета, соответствующими М = 0,75 ... 0,80. При этом рассматриваются различные варианты ТВД с многолопастными винтами типа вентиляторных.

Наиболее перспективным для силовой установки дозвуковых самолетов является двухконтуриый турбореактивный двигатель. Современный ТРДД развивает тяговую мощность на 1 кг массы двигателя в 3 ... 5 раз больше, чем ПД. Это преимущество становится особенно важным, если учесть тот факт, что потребная мощность силовой установки возросла более чем в 20 раз по сравнению с самолетами конца 40-х годов, когда была достигнута предельная мощность ПД.

Удельный расход топлива (расход топлива на 1 даН тяги в час) является важнейшей характеристикой любого авиационного двигателя. Например, для пассажирских самолетов себестоимость перевозок в значительной степени определяется расходом топлива, так как в величине затрат на эксплуатацию самолета в течение одного летного часа затраты на топливо составляют 50 ... 65 %.

Стремление уменьшить удельный расход топлива для крейсерского полета дозвукового самолета послужило главной причиной появления двухконтурного двигателя. Степенью двухконтурности двигателя называется отношение расхода воздуха через второй контур к расходу воздуха через первый (внутренний) контур.

На величину удельного расхода топлива в крейсерском полете оказывает влияние и такой параметр самолета, как тяговооружеиность. При недостаточной тяговооруженности самолета необходимая для горизонтального полета тяга обеспечивается лишь при частоте вращения ротора, превышающей частоту вращения на крейсерском режиме, что и приводит к увеличению удельного расхода топлива (рис. 5;9).

ТРДД первого поколения были разработаны на базе существовавших ТРД и имели сравнительно небольшую степень двухконтурности т = 0,6 ... 1,2. Современные ТРДД характеризуются более высокой степенью двухконтурности m = 3 ... 6. На рис. 5.10 показано влияние степени двухконтурности ТРДД на удельный расход топлива.