Схемы самолетов и особенности их продольной балансировки

Схема самолета (аэродинамическая) внешняя конфигурация самолета, обусловленная наличием, взаимным расположением и формой основных его частей.

Важнейшим признаком, характеризующим схему самолета, является способность его продольной балансировки.

Продольная балансировка самолета — приведение к нулю суммы моментов сил, действующих на самолет относительно поперечной оси.

Существуют четыре основные (балансировочные) схемы самолета (рис. 2.2.1): нормальная, “утка”, “бесхвостка”, “летающее крыло”, а также их некоторые комбинации.

Рис. 2.2.1. Основные (балансировочные) схемы самолетов: а — нормальная; б — “утка”; в — “бесхвостка”; г — “летающее крыло”

Нормальная схема и схема “утка” балансируются подъемной силой горизонтального оперения У_го, а схемы “бесхвостка” и “летающее крыло” — подъемной силой элевонов У_эл (возникающей при отклонении элевонов). Эти силы приложены на плече соответственно L_го или L_эл — на расстоянии от центра тяжести самолета до точки приложения силы (рис. 2.2.2).

Рис. 2.2.2. Продольная балансировка самолетов различных схем: а — нормальной; б — “утки”; в — “бесхвостки”

Из условия балансировки самолета теоретически наилучшей схемой является схема “утка”, так как необходимая для уравновешивания силы тяжести самолета подъемная сила крыла Y_кр = G-Y_го, а следовательно, требуется меньшая, чем при других схемах, площадь крыла (и вес конструкции крыла). Однако преимущество схемы “утка” практически исчезает, так как скосы потока от ГО, попадая на переднюю кромку крыла, уменьшают его несущую способность, а следовательно, приходится увеличивать площадь крыла.

Если ГО расположить на самом верху фюзеляжа и максимально приблизить его к крылу (чтобы скосы потока от горизонтального оперения (ГО), попадали на верхнюю поверхность крыла, а не на переднюю кромку), то несущая способность крыла не уменьшится, НО уменьшится L_го , т.е. потребуется большая площадь S_го.

При схемах “бесхвостка” и “летающее крыло” ГО отсутствует (нет лобового сопротивления ГО и нет веса конструкции ГО). Однако элевоны, отклоненные вверх, уменьшают несущую способность крыла, которую приходится компенсировать большей его площадью.

По нормальной схеме построено абсолютное большинство самолетов различных типов: легких, тяжелых, дозвуковых, сверхзвуковых, гражданских, военных.

По схеме “утка” построено сравнительно небольшое число самолетов. Современные высокоманевренные истребители, неустойчивые при числе Маха М<1, в настоящее время проектируются по схеме “утка”, которая при степени продольной устойчивости m_z^Сy > 0 позволяет получить более высокие характеристики маневренности.

По схеме “бесхвостка” построено достаточно большое количество дозвуковых и сверхзвуковых самолетов. По схеме “летающее крыло” спроектирован современный бомбордировщик-невидимка В-2, а также другие самолеты.

За всю историю развития авиации было сделано немало попыток применить схемы “бесхвостка”, “утка” и “летающее крыло”. Однако до появления автоматических систем управления они, как правило, заканчивались опытными экземплярами или сравнительно малыми сериями производства самолетов.

Основные причины неудач связаны со следующим:
- с трудоемкостью обеспечения приемлемых характеристик устойчивости и управляемости на всех режимах полета;
- с невозможностью или ограниченностью механизации задней кромки крыла.

Самолеты, выполненные по схемам “бесхвостка” и “летающее крыло”, вынуждены взлетать и садиться на больших углах атаки а, что требует очень большой высоты стоек шасси (т.е. увеличения массы шасси и самолета).

Потери аэродинамического качества на балансировку самолета зависят от площади S_го плеча L_го ГО и геометрических характеристик, определяющих взаимное расположение трех важнейших точек самолета: центра тяжести (ц.т), центра давления (ц.д), т.е. точки приложения силы Y_го и точки фокуса F (аэродинамического) — точки приложения приращения подъемной силы ± Δ Y при изменении угла атаки.

Чтобы обеспечить заданную (необходимую) для конкретного самолета степень (запас) продольной статистической устойчивости m_z^Сy (производной коэффициента момента тангажа по коэффициенту подъемной силы), эти точки должны располагаться на строго определенном расстоянии от носка средней аэродинамической хорды (САХ) крыла, спроектированной на плоскость симметрии самолета (рис. 2.2.3).

Рис. 2.2.3. Геометрические характеристики, определяющие продольную балансировку самолета

Максимальное аэродинамическое качество самолета с учетом потерь на балансировку

где С_γ^α — производная коэффициента подъемной силы по углу атаки; С_х0 — коэффициент лобового сопротивления при коэффициенте подъемной силы С_у = 0; ω — коэффициент, учитывающий влияние балансировки на сопротивление самолета.

Для нормальной схемы самолета

Чем больше величина m_z^Сy, тем больше потери аэродинамического качества самолета на балансировку, так как увеличивается расстояние между фокусом и центром тяжести самолета:

Поэтому в длительном (крейсерском) полете необходимо иметь минимально допустимую величину m_z^Сy.

При переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости полета, как известно, фокус сильно сдвигается назад и величина m_z^Сy значительно увеличивается (рис. 2.2.4).

Рис. 2.2.4. Изменение степени продольной статической устойчивости самолета нормальной схемы и схемы “утха”

Схема “бесхвостка” по сдвигу фокуса назад при переходе от числа М<1 к числу М > 1 занимает некоторое среднее положение между нормальной схемой и схемой “утка”.

Уменьшить сдвиг фокуса на сверхзвуковых скоростях можно, применив ряд мер при аэродинамической компоновке самолета:
- установить плавающее (флюгирующее) на дозвуковой скорости ПГО;
- применить корневые наплывы на крыле; применить геометрическую (или аэродинамическую) крутку крыла.

Уменьшить величину m_z^Сy можно так же, приблизив центр тяжести самолета к фокусу за счет перекачки топлива из передних балансировочных баков в задние (рис. 2.2.5). Однако такую процедуру можно выполнить только на больших самолетах, так как для этого требуется достаточно большой объем балансировочных баков при достаточном расстоянии между ними (рис. 2.2.6). На истребителях нет ни того, ни другого.

Рис. 2.2.5. Типичное изменение положение центра тяжести и аэродинамического фокуса самолета в процессе полета ( — предельное переднее положение центра тяжести; — предельное заднее положение центра тяжести; — допустимый диапазон центровок самолета; — сдвиг аэродинамического фокуса при переходе от дозвукового к сверхзвуковому полету; — возможное положение центра тяжести в сверхзвуковом крейсерском полете, после перекачки топлива из передних балансировочных баков в задние)

Рис. 2.2.6. Размещение топливных баков на сверхзвуковом пассажирском самолете “Конкорд”: 1,2,8— балансировочные баки; 3,7— расходные баки; 4,5,6,9,10 — основные баки

Современные высокоманевренные истребители, неустойчивые при М<1, т.е. при m_z^Сy > 0, на сверхзвуковых скоростях из-за сдвига фокуса становятся устойчивыми, т.е. m_z^Сy <0, но величина m_z^Сy, а следовательно, потери на балансировку существенно меньше, чем у самолетов, устойчивых при М < 1.

Внешние конструктивные особенности также оказывают существенное (иногда определяющее) влияние на летно-технические характеристики самолета. Наиболее характерные из них следующие:

1) количество крыльев — моноплан (одно крыло); биплан (был и триплан);

2) форма крыла в плане — прямое; стреловидное; с изменяемой в полете стреловидностью (геометрией) крыла; следует отметить, что в форме крыла самолета существуют еще (и немаловажные) нюансы: прямое крыло может быть трапециевидным и прямоугольным, стреловидная часть крыла — прямой и обратной, угол стреловидностипостоянным по размаху крыла и переменным и др.;

3) расположение крыла на фюзеляже (рис. 2.2.7) — низкоплан (крыло крепится к фюзеляжу снизу); среднеплан; высокоплан;

Рис. 2.2.7. Взаимное расположение крыла и фюзеляжа самолетов: а — высокоплан; б — среднеплан; в — низкоплан

4) вид крепления крыла к фюзеляжу — свободнонесущий моноплан (для крыльев с большим удлинением X); подкосный моноплан;

5) тип фюзеляжа — фюзеляж-корпус; фюзеляж-гондола (двухбалочная схема); фюзеляж-лодка;

6) взаимное расположение вертикального оперения (ВО) и горизонтального (рис. 2.2.8) — ВО и ГО расположены на фюзеляже; ГО находится на ВО; ГО на самом верху ВО (Т-образное оперение); два киля и ГО расположены на фюзеляже; ВО на ГО (обычно два киля, редко три); ВО и ГО едины (V-образное оперение);

Рис. 2.2.8. Взаимное расположение горизонтального и вертикального оперения самолетов: а — один киль ВО и ГО расположены на фюзеляже; б — ГО на ВО; в — ГО на самом верху ВО (Т-образное оперение); г — два киля и ГО расположены на фюзеляже; д, е — ВО на ГО (обычно два киля, редко три); ж — ВО и ГО едины (V-образное оперение)

7) расположение двигателей на самолете — внутри фюзеляжа (в носовой или хвостовой части); на (в) крыле; на хвостовой части фюзеляжа (если три двигателя, то средний установлен в фюзеляже или на киле); на пилонах под крылом;

8) тип воздухозаборника — лобовой; боковой; подфюзеляжный (подкрыльный) и др.;

9) тип шасси (рис. 2.2.9) — трехопорное с хвостовым колесом (опорой); трехопорное (на тяжелых самолетах многоопорное) с носовым колесом; двухопорное (велосипедное).

Рис. 2.2.9. Взаимное расположение опор самолетов: а — трехопорное шасси с носовым колесом; б — трехопорное шасси с хвостовой вспомогательной опорой; в — велосипедное шасси с подкрыльевыми вспомогательными опорами

В результате анализа особенностей различных схем намечается ряд альтернативных вариантов, которые рассматриваются в процессе предварительного проектирования.