Базирования и эксплуатации

Рис. 7.45. Система опор на самолете

Базирование самолета на аэродроме требует наличия у самолета шасси(франц. chassis, от лат. capsa - ящик, вместилище) -системы опор самолета, обеспечивающих устойчивую стоянку и движение самолета при маневрировании по аэродрому, разбеге на взлете и пробеге на посадке.
Для обеспечения устойчивости при стоянке вертикаль, проведенная из центра масс самолета, должна находиться внутри контура 3, ограниченного опорами (рис. 7.45).

Опоры 1, на которые приходится большая часть силы тяжести самолета при стоянке, называются основными опорами шасси.
Опоры 2, на которые приходится меньшая часть силы тяжести, называются вспомогательными опорами шасси. Таким образом,

G = nR_в + mR_о; nR_в < mR_о,

где R_в и R_о - соответственно величины реакций вспомогательных и основных опор шасси, n и m - соответственно количество вспомогательных и основных опор.
Взаимное расположение опор шасси на самолете определяет схему шасси (рис. 7.46).

Рис. 7.46. Классификация схем шасси

В качестве элемента, передающего на землю силу тяжести самолета и обеспечивающего продвижение самолета по аэродрому, могут применяться колесо или (в зависимости от массы самолета) колесная тележка, лыжа и другие опорные устройства (рис. 7.47).

Рис. 7.47. Классификация шасси по типу опорных устройств

При посадке самолет касается земли, обладая достаточно большой вертикальной (до 3 м/с) и горизонтальной (до 70 м/с) скоростью. Поэтому колесо (лыжа и т. д.) соединяется с конструкцией самолета черезамортизатор(от франц. amortir - ослаблять, смягчать) - устройство, способное поглощать и рассеивать в виде тепловой энергии энергию ударов при посадке и при движении по неровной ВПП.Амортизационные стойки (колесо с амортизатором) представляют собой довольно громоздкое сооружение, которое даже за счет очень сложной кинематики уборки не всегда удается вписать в оптимальные с точки зрения аэродинамики обводы самолета. Появляются гондолы для уборки шасси на крыле (рис. 7.48) и фюзеляже (рис. 7.49), которые существенно ухудшают аэродинамические характеристики самолета.

Рис. 7.48. Гондола для уборки основной стойки шасси на крыле	Рис. 7.49. Гондола для уборки основных стоек шасси на фюзеляже

Форма носовой части фюзеляжа (рис. 7.50) выбирается в результате компромисса между требованиями аэродинамики, необходимостью обеспечить хороший обзор из кабины пилотов и оптимальными с точки зрения прохождения радиоволн очертаниями обтекателя, закрывающего антенну бортовой радиолокационной станции (РЛС).
Оптимальная с точки зрения аэродинамики и прочности форма поперечного сечения фюзеляжа в виде круга нерациональна с точки зрения использования внутренних объемов при компоновке полезной нагрузки и агрегатов самолета.

Рис. 7.50. Форма носовой части фюзеляжа

Поэтому при выборе формы поперечного сечения фюзеляжа (рис. 7.51) проектировщикам приходится идти на компромисс.
Форма хвостовой части фюзеляжа (рис. 7.52) часто выбирается из соображений удобства эксплуатации самолета на земле и обеспечения необходимого зазора между землей и фюзеляжем при разбеге на основных опорах шасси на взлете и при пробеге на посадке.

Рис. 7.51. Формы поперечного сечения фюзеляжа	Рис. 7.52. Форма хвостовой части фюзеляжа

Взлетно-посадочная механизация. Взлет и особенно посадка являются наиболее сложными и потенциально опасными режимами полета самолета. Это объясняется многими причинами, и в том числе тем, что проектно-конструкторские решения, обеспечивающие выполнение основных (крейсерских) режимов полета, находятся в явном противоречии с решениями, обеспечивающими потребные взлетно-посадочные характеристики.
С одной стороны, желательно, чтобы самолет на воздушных этапах взлета и посадки, а также по земле двигался с малыми скоростями. Это позволяет летчику четко контролировать ситуацию, поскольку чем меньше скорость движения на взлетно-посадочных режимах, тем больше резерв времени для принятия решения и его выполнения, проще техника пилотирования, выше безопасность полета, меньше потребная длина ВПП.
Кроме того, как уже отмечалось, при меньших скоростях движения по земле существенно снижаются при наезде на неровности ВПП ударные нагрузки на шасси и, соответственно, на конструкцию самолета, уменьшается износ пневматиков колес.
С другой стороны, полет на весьма малых высотах вблизи земли и необходимость совершения достаточно сложных маневры на воздушных этапах взлета и особенно посадки требует высокой эффективности аэродинамических органов управления (рулей), которая тем меньше, чем меньше скорость движения.
Скорость при отрыве или посадке определяется соотношением

Рис. 7.53. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки для крыла с механизацией (пример)

из уравнения Y = G, где m - масса самолета соответственно при отрыве или посадке.
Снизить взлетно-посадочные скорости можно за счет увеличения несущей способности крыла C_YS.

С целью снижения лобового сопротивления самолета, уменьшения потребной тяговооруженности желательно было бы выбрать площадь крыла из условий полета с крейсерской скоростью на наивыгоднейшем угле атаки α_нв (рис. 7.53).

Однако посадка самолета с такой площадью крыла даже на допустимом угле атаки a_доп не дает возможность обеспечить приемлемую посадочную скорость (как и скорость отрыва при взлете).
Для повышения несущей способности крыла на взлетно-посадочных режимах применяется взлетно-посадочная механизация крыла.

Щитки (рис. 7.54) - наиболее простой вид механизации

Рис. 7.54. Щиток

крыла. Они представляют собой отклоняемые вниз части нижней поверхности крыла, расположенные у задней кромки.
Увеличение подъемной силы при отклонении щитка происходит за счет изменения эффективной кривизны профиля крыла, что повышает давление под крылом и разрежение над крылом.

Наиболее распространенным видоммеханизации

Рис. 7.55. Двухщелевой закрылок

задней кромки крылав настоящее время являются выдвижные многощелевые закрылки. На рис. 7.55 показан двухщелевой закрылок, применение которого повышает несущую способность крыла за счет увеличения кривизны профиля, площади крыла и более плавного обтекания крыла, что обусловлено перетеканием воздушного потока через щели между крылом, дефлектором (от лат. deflecto - отклоняю, отвожу) и собственно закрылком.

Для обеспечения возможности полета на больших углах атаки применяется механизация передней кромки крыла, например предкрылок - выдвигающийся вперед профилированный носок крыла. Благодаря перетеканию потока с нижней поверхности крыла через щель за предкрылком (рис. 7.56) ускоряется поток, обтекающий верхнюю поверхность крыла, и срыв затягивается до больших углов атаки (см. рис. 7.53).

Естественно, что отклонение взлетно-посадочной механизации увеличивает и лобовое сопротивление самолета.

Рис. 7.56. Предкрылок

Для сокращения длины пробега при посадке помимо реверса тяги двигателя применяют интерцепторы, или спойлеры(рис. 7.57).

Интерцепторы (лат. interceptor, от intercipio - перехватываю, отбиваю, пересекаю) - плоские пластины, расположенные на верхней поверхности крыла, в нерабочем положении утоплены "заподлицо" с поверхностью крыла. При отклонении интерцепторов в момент касания поверхности ВПП главными опорами шасси на посадке за счет срыва потока с верхней поверхности крыла возникает дополнительное сопротивление и резко уменьшается подъемная сила. Уменьшение подъемной силы увеличивает нагрузку на опоры шасси и, следовательно, эффективность торможения колес.

Рис. 7.57. Интерцептор

При отклонении в полете интерцептора на одном крыле происходит уменьшение подъемной силы и возникает крен на это крыло. Следовательно, интерцептор может использоваться как орган управления самолетом по крену.
В процессе проектирования необходимо оценить и энергетические методы обеспечения заданных ТЗ взлетно-посадочных характеристик самолета. Обыкновенные предкрылки и щелевые закрылки создают эффект дополнительной обдувки. Использование средств взлетно-посадочной механизации с принудительным выдувом ( струйной механизации) позволяет обеспечить выполнение весьма жестких требований ТЗ по взлетно-посадочным характеристикам. В качестве примеров таких средств можно отметить выдув струй (рис. 7.58), направленных по касательной к поверхности крыла при отклоненном носке 1 и закрылке 2. Сжатый воздух, отбираемый от компрессора двигателя, по воздушным каналам подается в каналы 3 и 4, идущие вдоль размаха крыла и имеющие щелевые сопла 5, обеспечивающие выдув воздуха и увеличение кинетической энергии потока, обтекающего крыло.

Рис. 7.58. Струйная механизация передней и задней кромок крыла	Рис. 7.59. Струйный закрылок

Струйный (реактивный) закрылок(рис. 7.59) - это плоская струя 1 сжатых газов, вытекающих с большой скоростью из узкой щели 2, расположенной вдоль задней кромки крыла. Струя затрудняет обтекание крыла снизу, в результате чего под крылом повышается давление; в то же время за счет подсасывающего влияния струи скорость потока над крылом увеличивается, а давление уменьшается, как и при отклонении обычного закрылка. Кроме того, за счет реакции вытекающих газов струйный закрылок создает дополнительную силу ΔR, составляющая ΔY которой увеличивает подъемную силу крыла, а составляющая ΔP является дополнительной силой для преодоления лобового сопротивления.
Теоретически энергетические методы механизации позволяют реализовать на взлетно-посадочных режимах коэффициент подъемной силы C_Y = 10¸15, однако из-за отмеченных выше сложностей и проблем при создании таких систем (главная из которых - практическая невозможность сбалансировать пикирующий момент) они не получили пока широкого распространения.
Компоновочными мероприятиями можно обеспечить обдув части верхней (рис. 7.60,а) или нижней (рис. 7.60,б) поверхности крыла струями реактивных двигателей. Прирост подъемной силы крыла создается за счет отклонения струи вниз при отклонении закрылков и интенсификации обтекания закрылков.

Рис. 7.60. Обдув крыла струей реактивного двигателя

В первом случае (рис. 7.60,а) реализуется так называемый эффект Коанда(по имени румынского ученого и изобретателя) - прилипание струи к искривленной поверхности крыла.
Таким образом, заданные условия базирования и эксплуатации накладывают существенный отпечаток на облик самолета.