2. Конструктивно-аэродинамические особенности самолета

Общая компоновка самолета Як-42 определяется расположением двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Это позволяет:

- получить аэродинамически чистое крыло с максимальным исполь­зованием его размаха для размещения предкрылков и закрылков с целью получения высокого аэродинамического качества крыла и высоких значе­ний коэффициента подъемной силы при взлете и посадке;

- улучшить характеристики продольной и боковой устойчивости в результате работы гондол двигателей и их пилонов, как дополнитель­ного горизонтального оперения, повышения эффективности горизонталь­ного оперения вследствие выноса его из зоны скоса потока за крылом, повышения эффективности вертикального оперения при установке гори­зонтального оперения наверху, малого разворачивающего момента, соз­даваемого тягой при отказе одного из двигателей;

- создать лучшие условия для работы воздухозаборников двигате­лей, так как изменение угла подхода воздушного потока к воздухозаборнику двигателя, размещенного на хвостовой части фюзеляжа, приме­рно вдвое меньше изменения углов атаки крыла;

- повысить пожарную безопасность вследствие удаления двигате­лей от топливных баков и пассажирской кабины; кроме того, пламя за­горевшегося двигателя в полете сносится назад, не захватывая сило­вых элементов конструкции самолета (при аварийной посадке двигатели защищены крылом и фюзеляжем от удара о землю);

- предохранить двигатели от попадания в них воды и посторон­них предметов при работе их на земле вследствие высокого расположения двигателей и защиты их при рулении закрылками;

- обеспечить возможность быстрой замены всей гондолы вместе с двигателей и создать хорошие условия для подхода к двигателям;

- повысить усталостную прочность конструкций самолета из-за меньшего влияния переменных пульсирующих нагрузок от реактивной струи двигателей и звуковых волн, создаваемых этими струями;

- улучшить комфорт вследствие уменьшения шума в кабине и повы­сить безопасность пассажиров; улучшить условия посадки и выхода пас­сажиров, установив в задней части фюзеляжа "трап при себе".

Наряду с этими преимуществами такая компоновка самолета имеет и некоторые недостатки:

- значительно увеличивается вес конструкции из-за необходимос­ти усиления хвостовой части фюзеляжа вследствие дополнительных мас­совых и инерционных нагрузок от двигателей, увеличение веса верти­кального оперения, несущего на себе горизонтальное оперение;

- лобовое сопротивление гондол двигателей составляет заметную долю всего лобового сопротивления самолета, что уменьшает его аэро­динамическое качество;

- вследствие отсутствия разгрузки крыла двигателями увеличива­ют массу крыла, возрастает склонность крыла к флаттеру;

- самолет имеет задние центровки, из-за заднего расположения центра масс требуется управляемый стабилизатор.

Крыло самолета имеет аэродинамическую и геометрическую крутку. Аэродинамическая крутка достигается подбором профилей, в корневой части крыла стоят профили симметричные, на конце - несимметричные, что позволяет улучшить несущую способность крыла по всему размаху и отдалить появление срывов потока на его концах при больших углах атаки.

Для улучшения характеристик продольной устойчивости самолета применена отрицательная геометрическая крутка крыла - 3°, т.е. угол установки крыла по бортовой хорде равен +3°, а по концевой 0 °. Поэтому концевые профили позже выходят на критические углы атаки и вследствие их хорошей несущей способности создается пикирующий мо­мент при выходе на большие углы атаки.

Для увеличения коэффициента подъемной силы крыла при взлете и посадке крыло снабжено однощелевыми выдвижными предкрылками и двухщелевыми выдвижными закрылками, заметно улучшающими взлетно-посадо­чные характеристики самолета. Выдвижение вперед предкрылков на 22° и закрылков назад на 20° увеличивает подъемную силу крыла без суще­ственного роста сопротивления, что позволяет сократить длину разбега.

Для увеличения крутизны траектории при планировании на посадку, без увеличения установленных скоростей планирования самолета закры­лки выпускаются на угол 45°. аэродинамическое качество падает до 7, а коэффициент подъемной силы возрастает до 2.67, так как они затягива­ют срыв потока с задней части крыла. Для сокращения длины пробега перед закрылками установлены спойлеры, отклоняемые вверх на 55 пос­ле обжатия амортстоек и раскрутки колес основных опор шасси до 550-650 об/мин, а также при установке РУДов на "малый газ". Поднятые спойлеры резко уменьшают подъемную силу крыла из-за срыва потока, создают значительное сопротивление. Кроме того, вследствие резкого падения подъемной силы крыла увеличивается нагрузка на тележки шас­си, что повышает эффективность использования тормозов.

Максимальная величина аэродинамического качества самолета дос­тигается на наивыгоднейшем угле атаки 7° и равняется 15.

Горизонтальный полет самолета выполняется на углах атаки 3-4˚ ,

которым соответствует величина качества 12,5-13,5 при числе М полета 0,7-0,75, При числе М равном 0,8 аэродинамическое качество самолета заметно снижается вследствие роста волнового сопротивления, Кмах.=10.

Влияние выпуска шасси, предкрылков, закрылков на основные аэродинамические характеристики самолета показано в табл. 1.

Таблица 1. Аэродинамические характеристики самолета

Положение механизации		СУ max		Сх min		К max	Vсв км/ч
Механизации убрана	17	1,3	+1,5	0,022	7	15	250
Шасси выпущены	17	1,3	+1,5	0,033	8	12	250
	24	2,38	-2	0,06	8	10	160
	23	2,67	-6	0,15	7,5	7	170

Центровка самолета

Для обеспечения равновесия, устойчивости и управляемости необ­ходимо обеспечить строго определенное положение центра масс самоле­та. Положение центра масс самолета на средней аэродинамической хор­де В_сах, выраженное в процентах, считая от ее носка, называется цен­тровкой самолета.

Для обеспечения устойчивости и управляемости самолета Як-42 необходимо обеспечить следующее:

Центровка, %

- предельно-передняя 18

- предельно-задняя 35

- рекомендуемая 22-30

- пустого снаряженного самолета 48

- опрокидывания 54,5

Распределение коммерческой загрузки и расчет центровки показываются на центровочном графике самолета.