mg,T

Рис. 11.26. Потребные угловые ускорения относительно оси Z:

1 - длина фюзеляжа Lф = 5 м; 2 - Lф = 10 м; 3 - Ьф = 20 м; 4 -

= 40 м

батическим; Fc - площадь поперечного сечения на срезе сопла; Рс. Рн - полное давление на срезе сопла и атмосферное давление соответственно.

Следовательно, для уменьщения количества отбираемого от двигателя воздуха необходимо наряду с рациональным выбором параметров сопла стремиться максимально увеличить плечи струйных рулей и добиваться снижения моментов инерции самолета путем размещения наиболее тяжелых грузов в районе центра масс самолета.

Величину потерь тяги при отборе воздуха от двигателя можно примерно оценить по формуле (11.9).

80 Шо, Т

Рис. 11.27. Потребные угловые ускорения относительно оси Y:

30 м; 4 -

/ = 30 м, Га = 40 м

7 ; = 5 м, Х-д, = 10 м; 2 - / = 10 м, L = 20 к; Я - / = 20 м,

м, -

11.3,3, Выбор Схемы и Определение основных параметров СВВП

При проектировании СВВП необходимо учитывать ряд специфических особенностей таких самолетов, вытекающих из следующих предпосылок.

Создание подъемной силы, а также обеспечение работы системы управления на вертикальных и переходных режимах требуют определенных затрат мощности силовой установки и, следовательно, связаны с увеличением массы конструкции, силовой установки и топлива. Для размещения подъемных агрегатов на самолете необходимы дополнительные объемы, что может привести к ухудшению аэродинамических характеристик самолета. Кроме того, специфика взлета и посадки изменяет функции некоторых агрегатов СВВП. Например, к крылу не предъявляется требование создания большой подъемной силы на- малых скоростях. Изменяются требования, предъявляемые к шасси СВВП. Все это сказывается на выборе таких важнейших параметров самолета, как удельная нагрузка на крыло и его стартовая тяговооружеиность.

При выборе схемы СВВП необходимо также учитывать ряд специфических проблем, возникших в связи с разработкой СВВП. Это прежде всего проблема эрозии поверхности аэродрома. При вертикальном взлете и посадке выхлопные струи двигателей, обладающие больщой скоростью и температурой, разрушают поверхность аэродрома. Степень разрушения зависит от вида покрытия аэродрома, параметров струи, определяемых типом двигателя, и времени воздействия струи. Влияние перечисленных факторов поясняется рис. 11.28. Графики справедливы при кратковременном (несколько секунд) воздействии одиночной струи. Для уменьщения эрозии необходимо выбирать двигатели с возможно меньшей скоростью и температурой струи, увеличивать расстояние между срезом сопла и поверхностью аэродрома, а также максимально сокращать время воздействия струи на ВПП.

Веити-мтор

Венти

ДТРА

ТРДФ

Мокрый ПН 1К I Сукй песок

ГраШ

ТраВа

Асфамт

Алюминиевый

сплав

О Z500 5000 7500 10000 P/F.daH/M О 250 500 750 1000 1250 tC а) S)

Рис. 11.28. Области возможного использования двигателей в зависимости

от типа покрытия ВПП:

о в давление струн; б - температура струн

ТРДй , ТРД Воздушный Винт т-в m-i

10 P/F,daU/M

Рис. 11.29. Уровень шума, создаваемый различными двигателями:

т - степень двухконтурности

Второй путь борьбы С эрозией - повышение прочности грунта с помощью различных покрытий, а также применение специальных решеток, позволяющих отвести струю в стороны.

Для самолетов вертикального взлета и посадки, обладающих большой мощностью двигателей, особенно остро стоит проблема достижения приемлемого уровня шума. На рис. 11.29 представлены типичные значения общего уровня шума, складывающегося из шума струи, компрессора и турбины, для турбореактивных двигателей с различной степенью двухконтурности (различной нагрузкой на площадь сечения струи P-JF) при одинаковой тяге 30 ООО даН. Для сравнения показан уровень шума, создаваемого винтами. Из графиков следует, что уровень шума падает по мере уменьшения нагрузки на площадь струи. Это обстоятельство может оказаться решающим при выборе типа двигателя для СВВП. Проблема облегчается тем, что крутизна траектории взлета и посадки СВВП позволяет ограничить зону с повышенным уровнем шума, а также возможностью захода на аэродром практически с любого направления.

При проектировании СВВП необходимо учесть влияние струй от подъемных двигателей на самолет. Истекающие из двигателей струи увлекают окружающий воздух, вследствие чего образуются воздушные потоки, которые, обтекая самолет, порождают вторичные аэродинамические силы и моменты. Знак вторичной аэродинамической силы зависит от количества струй, их расположения на самолете и расстояния среза сопла от поверхности земли. Характер изменения этой силы,

р /о

-Z -4

777777777777777777,

P-AY

---. ч,- ?}

7777:777777777777777,

-20 -40 -ВО -80

-too

о 0,2 0,4- 0,6 0,/1 О 0,2 0,t 0,6 0,8 h/l

Рис. 11.30. Влияние компоновки двигателей на характер вторичных аэродинамических сил и моментов

отнесенной к тяге подъемных двигателей, представлен на рис. 11.30 для трех вариантов компоновок подъемных двигателей в зависимости от Ы1 высоты среза сопла над землей, отнесенной к размаху крыла. Из рис. 11.30 видно, что при групповом расположении двигателей в середине крыла образуется вторичная аэродинамическая сила, прижимающая самолет к поверхности земли. Если двигатели разнесены по контуру крыла в плане, можно добиться получения положительной подъемной силы. Это объясняется эффектом фонтана , возникающим при взаимодействии нескольких струй.

Вторичные воздушные потоки, индуцируемые струями двигателей, оказывают существенное влияние и на моментные характеристики самолета. В частности, на рис. 11.30 показан характер изменения относительного продольного момента для рассматриваемых конфигураций самолетов. Вторичные аэродинамические силы и моменты возникают и на переходном режиме полета. Величина потерь тяги от действия этих сил зависит от компоновки Самолета, в частности от расположения источников тяги,

ju 01 параметра

струи л: (11.26)

Рис. 11.31. Влияние размещения двигателей на вторичные аэродинамические силы и моменты вблизи земной поверхности

где роо, Voo - плотность воздуха и скорость в свободном потоке; рс, Vc - плотность и скорость струи. Типичная зависимость потерь тяговой подъемной силы от параметра л для различных компоновок представлена на рис. 11.31. При неблагоприятной компоновке потери подъемной силы могут быть весьма существенными.

Струи от двигателей, переме-щиваясь с окружающим воздухом, нагреваютего, в результате чего температура на входе в двигатель увеличивается и тяга двигателя падает. Это явление называется рециркуляцией. Величина потерь тяги вследствие рециркуляции зависит от размещения двигателей на самолете. Ее можно существенно уменьшить, применяя различные перегородки, препятствующие попаданию горячих газов на вход двигателей. Кроме того, для уменьшения рециркуляции можно отклонить струю на 10 ... 15° от вертикали, что скажется благоприятно и на величине эрозии аэродрома. Следует отметить, что строгая количественная оценка перечисленных выше факторов возможна лишь на основе физического моделирования.

Схему СВВП в значительной степени определяет тип силовой установки, выбор которой является центральной задачей проектирования.

Применение специальных малогабаритных подъемных двигателей у самолетов с раздельной и комбинированной СУ приводит к усложнению СУ, а также увеличению объемов, потребных для ее размещения. Вместе с тем наличие большого числа двигателей позволяет повысить безопасность в случае отказов двигателей при взлете и посадке, что особенно важно для пассажирских и транспортных самолетов. Достоинством единой СУ является ее компактность, сравнительная простота. Кроме того, возможность гибкого изменения направлений вектора тяги позволяет при выбранной стартовой тяговооруженности осуществить переходный режим за кратчайшее время.

Сравнение характеристик переходного режима самолетов с единой и комбинированной СУ для различных типов двигателей представлено на рис. 11.32. Видно, что единая силовая установка имеет преимущество перед комбинированной. Из графика также следует, что с увеличением степени двухконтурности т расстоя-

ние, пролетаемое самолетом до достижения эволютивной скорости Lnep, существенно возрастает, особенно для самолетов с комбинированной СУ. Плохими характеристиками переходных режимов обладают самолеты с раздельной силовой установкой.

Поскольку у СВВП векторы скоростей воздушного потока на входе в двигатель и газового потока на выходе из сопла существенно не параллельны, то разность количества движения вытекающей и входящей масс газа и воздуха (эффективную тягу) необходимо вычислить в векторной форме (рис, 11.33). Вектор входного импульса = GbV, а вектор вьлходного импульса (при условии полного расширения) /вых = ОУ- Тогда вектор тяги определяется выражением Р = (/вых - /вх), а вертикальная и горизонтальная тяги могут быть вычислены по следующим формулам:

Р = 0гУ,81пф; (11.27)

Р, = GV, cos ф - GbK, (И.28)

где Gr, Gb - секундный расход газа и воздуха соответственно; Kg - скорость истечения струи; V - скорость набегающего потока; ф - угол отклонения струи.

Отметим также, что применение в качестве подъемных двигателей ТРДД вместо ТРД, а тем более агрегатов усиления тяги позволяет снизить скорость и температуру струи, а также нагрузку на площадь сечения струи, что благоприятно сказывается на величине шума и степени эрозии ВПП. Однако при этом увеличиваются потребные размеры для размещения подъемных агрегатов, а также импульсные потери.

Взлетную массу СВВП в первом приближении определяем, как

и в общем случае, по формуле Ша--,-=- Е -=-,

/йк и/йо. у определяются так же, как для обычного самолета. Однако при этом необходимо учи-

1-лер,

тывать некоторое увеличение массы оборудования СВВП (на 10 ... 5 %) вследствие установки приборов и автома-

Рис. 11.32. Влияние типа СУ и стартовой тяговооруженности на характеристики переходного режима:

/ - единая силовая установка; 1 - комбинированная силовая установка

Рис. 11.33. График определения тяги силовой установки СВВП