Аэродинамическая компоновка. Компоновка горизонтального и вертикального оперения

Аэродинамическая компоновка в значительной части относится к этапу синтеза схемы самолета (так как определяет его внешнюю конфигурацию) и имеет своими целями:

- достижение максимального аэродинамического качества в крейсерском полете или на главном эксплуатационном режиме самолета;
- обеспечение необходимых взлетно-посадочных характеристик;
- обеспечение нормируемых запасов устойчивости и управляемости на всех режимах полета;

- гарантированное обеспечение безопасной и эффективной работы силовой установки самолета; обеспечение безопасности при выходе (случайном) на предельные режимы полета.

Перечисленные цели достигаются:
- оптимальной аэродинамической компоновкой отдельных агрегатов самолета, таких как крыло или мотогондолы, что представляет собой самостоятельную сложную задачу;

- снижением потерь аэродинамического качества на балансировку за счет выбора рациональной балансировочной схемы самолета;
- выбором взаимного расположения агрегатов самолета, обеспечивающего их благоприятную интерференцию (аэродинамическое взаимодействие);

- использованием правила площадей (рис. 2.5.2) и правила заторможенной струйки для снижения аэродинамического сопротивления самолета. Правило “заторможенной струйки” рекомендует располагать агрегаты, которые могут вызвать дополнительное лобовое аэродинамическое сопротивление, вслед за уже размещенными агрегатами, в зоне заторможенного потока;

Ряс. 2.5.2. Пример использования правила площадей для снижения аэродинамического сопротивления самолета: - С_хо с учетом правила площадей; --- С_х0 без учета правила площадей

- использованием несущей способности выступающих в поток агрегатов путем выбора их оптимального угла атаки (заклинення);
- выбором рациональных параметров и места расположения горизонтального и вертикального оперения с учетом их “незатенения” на критических режимах полета;

- расположением воздухозаборников в зонах со стабилизированным потоком воздуха без больших возмущений и потерь давления;
- расположением сопла турбореактивного двигателя в зонах, обеспечивающих благоприятную интерференцию струи с агрегатами самолета на основных (крейсерских) режимах полета;

- использованием отдельных агрегатов летательного аппарата для стабилизации и предварительного сжатия потока перед воздухозаборником и увеличения эффективной тяги сопла;
- устранением вредного влияния скоса потока от закрылков на другие агрегаты самолета (например, на мотогондолы, расположенные на хвостовой части фюзеляжа).

Перечисленные приемы аэродинамической компоновки используются в основном при формировании общей схемы самолета и подробно описаны в [2, 3]. Отработка местной аэродинамики в процессе компоновки самолета производится за счет:

- установки зализов и обтекателей, в том числе специальных законцовок крыла и концевых крылышек Уиткомба (рис. 2.5.3, рис. 2.5.4);
- использования благоприятных вихревых эффектов (вихревых зализов и стекателей, вихревого ветрозащитного козырька и др.);

Рис. 2.5.3. Влияние зализа крыла на аэродинамические характеристики самолета: — С_у с зализом; --- С_у без зализа

Рис. 2.5.4. Различные виды законцовок крыла

- учета расположения местных линий тока для ориентации отдельных агрегатов (разворота в плановой проекции мотогондол, расположенных под крылом; поворота навстречу потоку воздухозаборников, размещенных на боковых поверхностях фюзеляжа и др,);

- использования флюгирующих поверхностей и агрегатов в зонах с существенным изменением направления линий тока при изменении режима полета (поворотных пилонов подвески ракет на крыле изменяемой стреловидности самолета Су-24).

Компоновка элементов силовой установки. Компоновка элементов силовой установки ведется в рамках ранее выбранной общей схемы самолета и заключается в коррекции положения ее отдельных элементов.

Уточнение дистанции расположения боковых воздухозаборников и турбореактивного двигателя по длине самолета (в случае расположения ТРД в фюзеляже) определяется с учетом следующих факторов:
- возможного уменьшения массы воздушных каналов и фюзеляжа при сближении заборника и двигателя;

- изменения потерь полного напора воздушного потока в каналах при изменении их длины;
- изменения аэродинамического сопротивления воздухозаборника за счет увеличения ширины щели слива пограничного слоя при удалении заборника от носовой части фюзеляжа;

- изменения эффективной тяги силовой установки за счет взаимного влияния сопла и хвостовой части фюзеляжа;
- увеличения массы фюзеляжа за счет применения теплопрочных материалов для защиты фюзеляжа от обдува струей горячих газов при перемещении сопла двигателя вперед от крайней задней точки;
- некоторого увеличения эффективной тяги за счет оптимального угла наклона двигателя в боковой проекции.

Все перечисленные факторы могут быть учтены с помощью комплексного критерия, в качестве которого может выступать, например, относительная дальность полета самолета при варьировании дистанции элементов силовой установки. Расчет критерия проводится с помощью ЭВМ с привлечением соответствующих методик.

Компоновка горизонтального и вертикального оперения. Компоновка элементов оперения ведется из условия обеспечения заданных запасов статической устойчивости ЛА, а также возможности балансировки его на всех возможных режимах полета. Для этого горизонтальное оперение должно располагаться в зонах с наименьшими скосами потока и наименьшей степенью его турбулентности. Как правило, у маневренных самолетов горизонтальное оперение стремятся расположить несколько ниже продолжения хорды крыла или же сразу вслед за крылом.

У неманевренных самолетов горизонтальное оперение может располагаться и выше крыла, например, ближе к верхнему батоксу хвостовой части фюзеляжа или даже на вертикальном оперении, но и при этом необходимо следить, чтобы ГО не попадало на различных режимах полета в зону срыва потока, что может привести к возникновению критических режимов типа “глубокого сваливания”.

Вертикальное оперение также следует располагать в зонах с наименьшей степенью турбулентности. При этом для высокоманевренных самолетов особенно следует избегать попадания ВО в зону срыва потока с фюзеляжа на больших углах атаки, а также в зону влияния вихрей от наплывов крыла при скольжении. С этой целью на истребителях иногда применяют два киля или используют ВО с обратной стреловидностью. Подробно вопросы компоновки оперения на самолетах рассмотрены в [2, 3].

Аналогичным образом уточняются конфигурация, площади и дистанции элементов переднего горизонтального оперения, положение внешних подвесок, углы заклинення в боковой и разворота в плановой проекциях отдельных агрегатов и т.п. При этом особое внимание уделяется обеспечению устойчивой работы силовой установки, для чего в потоке, попадающем в воздухозаборник, не должно находиться никаких элементов, вызывающих турбулентность, а также в заборник не должны попадать газы при пуске ракет или стрельбе из пушек и пулеметов.

Результатом аэродинамической компоновки является промежуточный общий вид самолета, имеющего площадь крыла, определенную на базе ранее полученных значений взлетной массы самолета и стартовой нагрузки на крыло, а также заданных значений коэффициентов статических моментов горизонтального и вертикального оперения (А_го, и А_во).

Рис. 2.5.5. Исходная (внешняя) конфигурация для объемно-весовой компоновки

Размеры (объем) фюзеляжа при этом определяются исходя из среднестатистической плотности компоновки самолетов данного класса. Эта конфигурация является исходной для объемно-весовой компоновки (рис. 2.5.5) и, по существу, представляет собой оболочку, предназначенную для наполнения функциональными элементами.