1.2.3. Самолеты нетрадиционных аэродинамических схем

1.2.3.1. Самолеты схемы «утка»

Самолеты схемы «утка» (рис. 1.34, 1.35) – горизонтальное оперение (дестабилизатор) расположено впереди крыла и впереди центра масс самолета.

Н

1.33. Утка в полете

азвание «утка» схема получила из-за того, что самолет, выполненный по данной схеме, напоминал утку в полете (рис. 1.33).

Г

Рис.1.34. Схема «утка»

Рис.1.35. Самолет схемы «утка»

Рис. 1.36. Продольная балансировка

и управляемость

лавное достоинство схемы «утка» – осуществление продольной балансировки при помощи положительной подъемной силы, приложенной к горизонтальному оперению (ГО). Возникающий на самолете этой схемы пикирующий момент от отклонения закрылков (при взлете и посадке) уравновешивается подъемной силой на оперении за счет увеличения угла атаки ГО (рис. 1.36), в отличие от самолетов, выполненных по нормальной схеме. Указанное свойство схемы «утка» позволяет получить более высокие несущие свойства и более высокое значение аэродинамического качества самолета за счет уменьшения площади крыла (уменьшения аэродинамического сопротивления) без уменьшения подъемной силы самолета. Однако обеспечение продольной балансировки достигается отклонением ГО на увеличение угла атаки α_ГО, причем для балансировки необходимы высокие значения α_ГО. Это объясняется тем, что сила, возникающая на крыле от действия закрылков, у самолетов схемы «утка» имеет значительно большее плечо действия, чем у самолетов нормальной схемы. Создание управляющего воздействия с целью увеличения подъемной силы крыла (увеличение α самолета) требует дополнительного отклонения ГО на увеличение α_ГО. Поэтому уже при небольших углах атаки самолета на ГО достигается критическое (максимально допустимое) значение α_ГО (см. рис.1.36), после чего начинается срыв потока с ГО и дальнейшее увеличение угла атаки самолета становится невозможным, что ограничивает применение больших углов атаки при взлете и посадке. Еще одним недостатком самолетов рассматриваемой схемы является то, что они обладают низкой путевой устойчивостью и управляемостью из-за малого плеча действия вертикального оперения (см. рис. 1.34).

С другой стороны, расположение горизонтального оперения перед крылом способствует уменьшению опасности попадания самолета в срывной режим (штопор) при большом угле атаки. Действительно, при увеличении летчиком угла атаки самолета, срыв сначала наступает на ГО, имеющем, как показано выше, угол атаки α_ГО больший, чем угол атаки крыла. При этом возникает пикирующий момент, автоматически выводящий самолет из опасного положения.

1.2.3.2. Самолеты схемы «бесхвостка»

У

Рис. 1.38. Стратегический разведчик SR-71

Рис. 1.37. Схема «бесхвостка»

самолетов, выполненных по схеме «бесхвостка» отсутствует горизонтальное оперение, поэтому в качестве органов продольного управления обычно используют элевоны, сочетающие в себе функции элеронов и рулей высоты, и флапероны, сочетающие в себе функции закрылков и элеронов (рис. 1.37). Самолеты схемы «бесхвостка» (рис. 38, 40) или летающее крыло, если у самолета нет фюзеляжа (рис. 1.39), обладают меньшей массой конструкции и меньшим аэродинамическим сопротивлением Х из за отсутствия

х

Рис. 1.39. Бомбардировщик В-2

Рис. 1.40. Бомбардировщик «Вулкан»

востовой балки с оперением. Запас статической продольной устойчивости самолета определяется взаимным расположением центра масс и аэродинамического фокуса крыла F (см. рис. 1.37). Главный недостаток схемы «бесхвостка» заключается в малом плече L_РВ органов продольного управления, расположенных на крыле. Вследствие этого для создания управляющего момента М_РВ с целью увеличения угла атаки необходимо создавать вертикальную силу, направленную вниз, в 1,5 – 2 раза большую, чем у самолетов нормальной схемы. Это приводит к значительной «просадке» самолета в момент отклонения элевонов и увеличению времени переходных процессов. Кроме того, взлет и посадка самолета осуществляется без использования механизации крыла, так как возникающий при отклонении закрылков пикирующий момент практически нечем уравновесить (отсутствует горизонтальное оперение). Это приводит к тому, что для уменьшения посадочной скорости (уменьшения удельной нагрузки на крыло) приходится применять крыло большей площади, а значит с большим аэродинамическим сопротивлением и меньшим качеством. В отдельных случаях, для компенсации пикирующего момента вызванного отклонением посадочной механизации (закрылков), на самолетах схемы «бесхвостка» устанавливают в носовой части фюзеляжа балансировочную горизонтальную поверхность (рис. 1.41), которая в полете убирается в фюзеляж.

Н

Рис. 1. 41. Самолет Ту-144

еобходимость обеспечения возможно большего плеча продольного управления вынуждает использовать крыло треугольной формы с большой стреловидностью передней кромки, которое имеет низкое аэродинамическое качество на дозвуковых скоростях полета. Оптимизировать крыло сверхзвукового самолета схемы «бесхвостка» в широком диапазоне скоростей полета позволяет использование корневых наплывов на треугольном крыле малого удлинения или использование крыла оживальной формы (см. рис. 1.11, з, и). Отклонение носовой части фюзеляжа вниз улучшает обзор пилоту на взлетно-посадочных режимах (см. рис. 1.41). Самолеты схемы «бесхвостка» также имеют низкую путевую устойчивость и управляемость вследствие малого плеча вертикального оперения L_ВО (см. рис. 1.37). Поэтому на самолетах данной схемы часто используют дополнительные подфюзеляжные килевые поверхности, складывающиеся при взлете и посадке.

Достижения науки конца 20-го века отрыли новые перспективы развития самолетов схемы «бесхвостка». К таким достижениям в первую очередь следует отнести создание систем искусственной устойчивости. Действительно, если центр масс «бесхвостки» расположить позади ее аэродинамического фокуса (статически неустойчивый самолет), появляется возможность увеличить подъемную силу сбалансированного самолета, так как для балансировки рули высоты (элевоны) должны отклоняться вниз (рис.1.42, а), а не вверх, как в случае статически устойчивого самолета (рис. 1. 42, б).

У

Рис.1.42. Балансировка самолета

а – статически неустойчивого;

б – статически устойчивого.

статически неустойчивого самолета при управляющих воздействиях руля высоты, возникает дестабилизирующий момент М_z от приращения подъемной силы однонапраленный с управляющим моментом М_РВ, поэтому балансировать самолет в новом положении необходимо принудительно рулем высоты. Как правило, реакция летчика запаздывает, и поддерживать устойчивость статически неустойчивого самолета возможно только при участии системы автоматического управления (система искусственной устойчивости). С другой стороны – наличие дестабилизирующего момента улучшает продольную управляемость самолета. Одновременно истребитель схемы «бесхвостка» по сравнению с истребителями других схем по-прежнему сохраняет такие преимущества, как простота и меньшая стоимость конструкции.