Самолет изменяемой геометрии

На начальном этапе развития авиации полетная конфигурация самолета не отличалась от взлетно-посадочной конфигурации.
Стремление обеспечить высокую транспортную и боевую эффективность самолета привело к тому, что определяемая ТЗ на проектирование крейсерская (или максимальная) скорость полета современных самолетов в 5-15 раз превышает взлетно-посадочные скорости, позволяющие самолету базироваться на оговоренных ТЗ аэродромах.

Рис. 7.89. Изменяемая геометрия носовой части фюзеляжа СПС

При проектировании самолета основным, уже традиционным, проектным противоречием считается несогласованность потребных параметров и характеристик самолета, обеспечивающих заданные ЛТХ на наиболее напряженном ("крейсерском") режиме полета и на режимах взлета-посадки. Здесь несоответствие потребных полетной и взлетно-посадочной конфигураций самолета очевидно. Разрешение этого проектного противоречия изменением геометрии самолета за счет уборки-выпуска шасси и взлетно-посадочной механизации уже давно используется в авиации. Таким образом, принцип изменяемой геометрии самолета не является новым.
По мере расширения требований к самолету не только по ЛТХ, но и по удобству обслуживания на земле появились новые элементы, изменяющие геометрию самолета.
Не просто большие люки, а отклоняемые вверх или вбок носовые и хвостовые части транспортных самолетов увеличивают производительность погрузочно-разгрузочных работ.
Изменяемая в полете геометрия носовой части СПС (рис. 7.89) обеспечивает экипажу приемлемый обзор на взлетно-посадочных режимах (1) и не создает дополнительного сопротивления на сверхзвуковых скоростях полета (2).
Тормозные щитки (воздушные тормоза), отклоняемые перпендикулярно к направлению скорости полета, резко увеличивают сопротивление, улучшая таким образом характеристики маневренности в воздушном бою.

Рис. 7.90. Отклоняемые вниз концы крыла

Здесь уместно вспомнить, что замечательный русский летчик П.Н. Нестеров, в разносторонней деятельности которого определенное место занимает и проектирование в области самолетостроения, еще в 1911 году в своем проекте самолета использовал управляемые воздушные тормоза.
Концы крыла (рис. 7.90), отклоняемые вниз на сверхзвуковых скоростях, уменьшают сдвиг фокуса крыла назад и, как следствие, снижают потери качества на балансировку. Кроме того, работая как кили, они обеспечивают дополнительную путевую устойчивость, которая становится весьма критической на больших скоростях.
Поворотные двигатели и крылья для СВВП (см. раздел 7.4.2) настолько существенно изменяют геометрию самолета, что это позволило говорить о конвертируемом(от лат. converto - изменяю, превращаю), или адаптивном (адаптируемом)(от позднелат. adaptio - приспособление), самолете, т. е. о такой аэродинамической компоновке, которая изменяется в соответствии с режимами полета самолета.
Строго говоря, каждому режиму полета (числу M) соответствует своя оптимальная конфигурация, обеспечивающая на этом режиме наилучшие несущие свойства и характеристики устойчивости и управляемости самолета.

Без изменяемой геометрии основных частей самолета, и особенно его несущей системы, невозможно синтезировать универсальную аэродинамическую компоновку, обеспечивающую оптимальные или близкие к ним характеристики на всех режимах полета.

Самолет с крылом изменяемой стреловидности (геометрии) (рис. 7.91) позволяет в какой-то мере приблизиться к "оптимальной" аэродинамической компоновке. В зависимости от режима полета консоли крыла 1,

поворачиваясь относительно шарниров 2,

Рис. 7.91. Самолет с крылом изменяемой геометрии

устанавливаются таким образом, что обеспечивается полет самолета с аэродинамическими характеристиками, приближающимися к наиболее рациональным во всем диапазоне скоростей (чисел M) полета. Аэродинамические характеристики самолета с крылом изменяемой геометрии как бы огибают кривые зависимостей максимального аэродинамического качества K_max от числа M (см. рис. 7.38). На взлетно-посадочных и дозвуковых режимах полета при минимальном угле стреловидности такой самолет обеспечивает короткий разбег на взлете и пробег при посадке, большую дальность и продолжительность полета. При умеренных углах стреловидности обеспечивается сверхзвуковой полет на большой высоте. При больших углах стреловидности крыло практически "сливается" с горизонтальным оперением, образуя несущую систему, аналогичную треугольному крылу малого удлинения, наиболее рациональную для полета с большими сверхзвуковыми скоростями.

Следует заметить, что изменение стреловидности при повороте консоли относительно шарнира изменяет и размах, и величины хорд крыла по потоку, т. е. основные параметры крыла (удлинение, относительную толщину и сужение), поэтому поворот консоли относительно шарнира приводит не только к изменению стреловидности, но и к более общему изменению геометрии несущей системы.

Рис. 7.92. Схема самолетов с асимметричным крылом

Естественно, что изменение геометрии, особенно изменение стреловидности крыла в полете, связанное с необходимостью перемещать высоконагруженные части самолета (крыло) в полете, приводит к увеличению массы самолета и за счет увеличения массы крыла с шарниром, и за счет увеличения массы приводов и энергосистем. Поэтому при определенных требованиях ТЗ на проектирование самолет с крылом изменяемой геометрии может оказаться менее рациональным, чем самолет с крылом фиксированной (неизменяемой) геометрии.
В то же время за счет применения оригинальных конструктивно-компоновочных решений, например асимметричного крыла изменяемой геометрии в однофюзеляжной (рис. 7.92,а) илидвухфюзеляжной (рис. 7.92,б) схемах, при которых шарнир менее нагружен, увеличение массы может оказаться не таким значительным. Однако в этой ситуации возникают проблемы с обеспечением устойчивости таких самолетов в условиях косой обдувки (при полете со скольжением).
При некоторых требованиях ТЗ более рациональным может оказаться крыло с неизменной стреловидностью, но с изменяемой в зависимости от режимов полета профилировкой крыла - так называемоеадаптивное крыло(рис. 7.93). Конструкция такого крыла позволяет плавно (практически без нарушения гладкости контура) отклонять носовую и хвостовую часть крыла, изменяя таким образом кривизну вдоль размаха в зависимости от высоты, числа M полета и перегрузки. Конфигурация профиля 1 обеспечивает оптимальные характеристики при полете на больших числахM, конфигурация 2 - при крейсерском полете на умеренных скоростях, конфигурация 3 - при маневре с большими перегрузками. В результате поляра 4 самолета с адаптивным крылом представляет собой

Рис. 7.93. Адаптивное крыло и поляра самолета с таким крылом

огибающую поляр, соответствующих различным конфигурациям крыла, и позволяет получить в сочетании с изменяемой стреловидностью крыла оптимальную в широком диапазоне режимов полета несущую систему.
Здесь уместно отметить, что на заре развития авиации применялось изменение формы профиля (так называемое гоширование) для весьма нежестких и малонагруженных крыльев с полотняной обшивкой.
В современных условиях создание адаптивного крыла для самолета, работающего в широком диапазоне скоростей и перегрузок, представляет сложнейшую проблему для конструкторов. Кроме того, изменение геометрии самолета, обеспечивающее оптимальные параметры для каждого режима полета, невозможно без широкого применения автоматики в системах управления.