Торпашев Вячеслав / Текст / 2. Выбор схемы и типа двигателя

2. Выбор схемы самолета и типа двигателя

2.1. Выбор схемы самолета

Выбор аэродинамической схемы самолета

Под аэродинамической схемой самолета понимают некоторую систему его несущих поверхностей. Эта система может характеризоваться как взаимным расположением несущих поверхностей, так и их относительными размерами и формами. В системе несущих поверхностей имеются главные поверхности (крылья), создающие основную долю аэродинамической подъемной силы, и вспомогательные поверхности (горизонтальное и вертикальное оперение), предназначенные для стабилизации самолета и управления его полетом.

В зависимости от расположения вспомогательных поверхностей относительно системы крыльев различают аэродинамические схемы:

• «нормальную» схему, если горизонтальное оперение располагается сзади крыла;

• схему «утка», если горизонтальное оперение располагается впереди крыла;

• «бесхвостку» или «летающее крыло», если аэродинамическая схема самолета состоит только из одной несущей поверхности.

Все эти схемы должны обладать общими для них свойствами: балансироваться при различных значениях подъемной силы и сохранять устойчивое движение при определенном ее значении. Свойства управляемости (балансировки) и устойчивости являются основными при реализации любой аэродинамической схемы самолета.

Среди легких самолетов (да и многих других) нормальная схема самолета с хвостовым оперением получила наибольшее распространение. И из всех УТС, известных автору, нет ни одного сделанного по какой либо другой схеме.

Вообще же, за время существования авиации известно немало попыток применить схемы «утка» или «бесхвостка» для дозвуковых самолетов. Однако эти попытки, как правило, заканчивались опытными экземплярами или малыми сериями самолетов.

«Нормальная» схема дозвуковых самолетов выдержала испытание временем и теперь является классической. Основные причины неудач самолетов схем «бесхвостка» и «утка» были связаны с недостаточной устойчивостью и управляемостью, с невозможностью или ограниченностью механизации крыла. Безопасность полетов на таких самолетах была ниже, но при этом лобовое сопротивление и вес меньше, чем у нормальных самолетов.

Достоинства «утки» хорошо известны. Вкратце они сводятся к следующему: в отличие от нормальной схемы, у статически устойчивой «утки» подъемная сила горизонтального балансировочного оперения суммируется с подъемной силой крыла. Поэтому при тех же несущих свойствах площадь крыла можно, грубо говоря, уменьшить на величину площади оперения, в результате чего уменьшаются размеры, масса и аэродинамическое сопротивление самолета, а его качество растет. Еще более выгодным является «тандем», который по способу балансировки принципиально не отличается от «утки», но позволяет сделать еще более компактную машину.

Отрицательные же свойства этих схем связаны, прежде всего, с влиянием переднего крыла на заднее. Переднее крыло скашивает вниз и подтормаживает воздушный поток, обтекающий заднее крыло, его эффективность падает. Для решения этой проблемы приходится, как можно больше разносить крылья по длине и высоте. Чтобы заднее крыло не попадало в вихревой след переднего при полетах на больших углах атаки, переднее крыло поднимают выше заднего или опускают его как можно ниже. Несоблюдение этого условия приводит к продольной неустойчивости на больших углах атаки.

Следует также учитывать, что при полетах на больших углах атаки, перед сваливанием, срыв потока должен наступить в первую очередь на переднем крыле. В противном случае, самолет при сваливании будет резко задирать нос, и переходить в штопор. Это явление называется «подхват» и считается совершенно недопустимым. Для борьбы с «подхватом» достаточно увеличить угол установки переднего крыла по отношению к заднему на 2-3, что гарантирует срыв потока прежде на переднем крыле. Далее самолет автоматически опускает нос, переходит на меньшие углы атаки и набирает скорость. Таким образом, реализуется идея несваливаемого самолета.

Однако следует заметить, что описанный выше «клевок» происходит весьма энергично и требует запаса высоты для вывода в горизонтальный полет. Таким образом, если самолет свалится и «клюнет» носом на режимах взлета и посадки вследствие ошибки курсанта, вероятность потерять самолет будет велика.

Также можно отметить, что при выборе одной из трех аэродинамических балансировочных схем следует иметь в виду, что из-за затруднения в получении больших значений приращения коэффициента подъемной силы от механизации крыла Δс_умех (особенно у самолетов схемы «бесхвостка») самолеты схемы «бесхвостка» и схемы «утка» при взлете и посадке вынуждены выходить на большие углы атаки α. Конструктивно это делает невозможным (или затруднительным) применение на таких самолетах стреловидных крыльев большого и среднего удлинения, так как применение таких крыльев и больших углов атаки связано с очень большой высотой опор шасси. Вследствие этого для скоростных самолетов в схемах «утка» и «бесхвостка» могут использоваться только крылья малого удлинения треугольной, готической, оживальной или стреловидной формы в плане.

Эти соображения определяют целесообразность использования схем «утка» и «бесхвостка» для самолетов, у которых основным режимом полета является полет на сверхзвуковой скорости. И естественно, что «нормальная» схема наиболее целесообразна для дозвуковых самолетов или самолетов, у которых режим полета на дозвуковой скорости преобладает над режимами сверхзвукового полета.

Таким образом, для проектируемого самолета принимаем нормальную аэродинамическую схему.

Выбор схемных решений по крылу

На самолетах применяют схемы с низким, средним или высоким расположением крыла. Все эти схемы имеют свои достоинства и преимущества.

Так, например, наименьшим сопротивлением интерференции обладает среднеплан. Большинство военных самолетов имеют схему среднеплана, если только средняя часть крыла – центроплан – не мешает либо грузовому отсеку в фюзеляже, либо воздушным каналам, идущим от носа самолета к двигателям, размещенным в хвостовой части фюзеляжа.

Почти такими же характеристиками интерференции, как среднеплан, обладает и самолет-высокоплан (рис. 2.1). Схема высокоплана обладает следующими компоновочными и конструктивными недостатками:

• Рис. 2.1. Поляры самолета при различном положении крыла по высоте фюзеляжа.

  шасси невозможно разместить на крыле, либо (на небольших самолетах) основные опоры шасси получаются высокими и тяжелыми. В этом случае шасси размещается, как правило, на фюзеляже, нагружая его большими сосредоточенными силами. Эти силы вместе с нагрузками, возникающими при герметизации фюзеляжа, значительно понижают живучесть конструкции, уменьшая и срок службы;

• при аварийной посадке крыло (особенно если на нем установлены двигатели) стремится раздавить фюзеляж и грузовую или пассажирскую кабину, находящиеся в нем. Для устранения такой возможности приходится усиливать конструкцию фюзеляжа в районе крыла и значительно утяжелять ее;

• при аварийной посадке на воду фюзеляж уходит под поверхность воды, затрудняя тем самым аварийную эвакуацию пассажиров.

Наряду с этим самолеты с верхним расположением крыла имеют большое достоинство – малую высоту от низа фюзеляжа до земли. Данное обстоятельство дает возможность легкой и быстрой погрузки в самолет, что приводит к широкому использованию этой схемы для грузовых самолетов.

Наибольшее сопротивление интеференции имеет низкоплан. На рис. 2.1. показано, что установка в местах сочленения крыла с фюзеляжем зализов позволяет существенно уменьшить это сопротивление.

Достоинство низкорасположенного крыла заключается в возможности размещения на нем шасси и в обеспечении большей безопасности самолета при аварийной посадке, хотя имеется опасность пожара при контакте с поверхностью земли, поскольку в крыле обычно находятся топливные отсеки или баки. Недостатками схемы «низкоплан» являются затруднения (из-за близости крыла к земле) в размещении под крылом установок турбореактивных двигателей или что тоже – невозможность подвески под крылом широкой номенклатуры средств поражения.

Также различия в характеристиках «высокоплана» и «низкоплана» имеют место при взлете и посадке из-за экранного эффекта вследствие близости земли.

Этот эффект уменьшается с увеличением высоты крыла над ВПП. Экранный эффект земли выражается в уменьшении индуктивного сопротивления, что может привести к уменьшению взлетной и увеличению посадочной дистанций. Кроме того, происходит уменьшение скоса потока в области горизонтального оперения, ведущее к появлению момента на пикирование. Это явление потребует большего отклонения руля высоты для отрыва носового колеса при взлете или при выравнивании самолета на посадке.

Из выше рассмотренных трех схем широкое применение для УТС нашли схемы с низким (например, L-39, Hawk Mk.1, МиГ-АТ и др.) и средним (например, Як-130, Kawasaki T-4, Mako и др.) расположением крыла.

Что касается проектируемого самолета, то здесь примем схему с низким расположением крыла. Этот выбор связан с тем, что проектируемый самолет имеет небольшие размеры, и наиболее рационально по компоновочным соображениям основные стойки шасси разместить на крыле. Также проектируемый самолет является «чисто» учебным и не несет никакой боевой нагрузки, которую пришлось бы размещать под крылом, что позволяет не учитывать удобство подвески вооружения под крылом.

Форма крыла в плане

В авиастроении используются самые разнообразные крылья, различающиеся формой, конструкцией и размерами.

Прямые крылья применяются при скоростях не более 500 – 600 км/ч. Прямые крылья подразделяются на: прямые; трапециевидные; эллиптические. Чем больше скорость полета, тем больше стреловидность крыла. Наибольшими несущими свойствами обладает прямое крыло. Трапециевидное – имеет меньшую массу за счет сужения к концу.

Эллиптическое имеет минимальное индуктивное сопротивление, но сложно в изготовлении.

На самолетах прототипах применяется как прямое (L-39, МиГ-АТ), так и стреловидное крыло (Hawk, Як-130) (причем крылья с небольшим углом стреловидности).

Для проектируемого самолета выбираем стреловидное трапециевидное крыло.

Фюзеляж

По типу применяемых конструкций фюзеляжи можно разделить на ферменные и балочные.

Ферменные фюзеляжи применяются в настоящее время крайне редко. Основные элементы ферменного фюзеляжа: лонжероны, стойки, раскосы, расчалки и т. д.

Балочные фюзеляжи имеют разновидности: балочно-лонжеронные, балочно-стрингерные (полумонокок), балочно-обшивочные (монокок). Балочно-стрингерный фюзеляж наиболее совершенен, т.к. позволяет получить любую форму и необходимую прочность.

Хвостовое оперение

Аэродинамические поверхности, образующие оперение самолета, предназначаются для обеспечения его устойчивости и управляемости.

На рассматриваемых прототипах встречается нормальная (или классическая) схема размещения поверхностей оперения, в которой вертикальные и горизонтальные поверхности оперения размещались в хвостовой части самолета, образуя хвостовое оперение самолета.

Существует много схем расположения хвостового оперения: нормальная, т-образная, +-образная, v-образная, н-образная, двухкилевая. На большинстве рассмотренных самолетах используется нормальная схема расположения хвостового оперения, имеющая одно вертикальное оперение (киль) и горизонтальное оперение, расположенное в хвостовой части фюзеляжа (например, Як-130, L-39, Aermacchi MB.339 и др.). На рассмотренных легких УТС (Javellin, Bielik) используется двухкилевое оперение, встречается также т-образное оперение (например, L-29).

Для проектируемого самолета примем однокилевое оперение с размещением в хвостовой части фюзеляжа горизонтального оперения.

Выбор схемы шасси

Под схемой (типом) шасси понимается число опор и особенности их расположения относительно центра масс самолета. На легких самолетах возможно применение как трехопорной схемы с передней опорой, так и трехопорной схемы с хвостовой опорой. Рассмотрим достоинства и недостатки этих схем.

1. Трехопорная с хвостовой опорой

Достоинства:

• хвостовая опора невелика, проста по конструкции и легкая;

• схема допускает выполнение посадки на три точки путем перевода самолета в срывной режим. При этом посадочная скорость практически равна скорости сваливания в посадочной конфигурации. Аэродинамическое сопротивление обеспечивает тормозящую силу;

• при применении тормозов вертикальная нагрузка на основные стойки увеличится, увеличивая силу торможения.

Причины, по которым трехопорное шасси с хвостовой опорой почти полностью вытеснено схемой с носовой опорой, связаны со следующими недостатками:

• при сильном торможении самолет стремиться опрокинуться на нос;

• сила трения торможения колес о ВПП приложена впереди ЦТ самолета и создает дестабилизирующий момент, когда самолет перемещается под небольшим углом рыскания по отношению к ВПП. Это может вызвать крутой поворот на земле;

• при посадке на две точки создается момент на кабрирование в результате ударных нагрузок на основные опоры, что приводит к увеличению подъемной силы и подскоку самолета;

• значительный угол атаки крыла в стояночном положении затрудняет рулежку при ветре;

• наклонный пол кабины неудобен для расположения оборудования и дополнительных баков.

• наклон фюзеляжа ограничивает обзор летчику вперед.

2. Трехопорная схема шасси с носовой опорой.

Достоинства:

• сила трения торможения колес о ВПП приложена за ЦТ самолета и создает стабилизирующий путевой момент;

• при нахождении на земле фюзеляж и пол кабины практически горизонтальны;

• лучше обзор из кабины;

• носовая стойка защищает от опрокидывания на нос и предохраняет винты от повреждений, позволяя летчику полностью использовать возможности тормозов основных колес;

• при разбеге сопротивление самолета небольшое;

• при посадке на две точки в результате ударных нагрузок на основные опоры создается пикирующий момент, обеспечивающий самопроизвольное опускание передней опоры шасси и последующий устойчивый пробег на трех опорах.

Постепенный рост посадочных скоростей современных самолетов сделал перечисленные преимущества более весомыми по сравнению с недостатками:

• носовая опора шасси должна при торможении воспринимать значительные нагрузки и поэтому она относительно тяжелее;

• для установки носовой опоры потребуется местное усиление фюзеляжа, а для ее уборки – дополнительный объем, который трудно обеспечить на легких самолетах, не выходя за обводы фюзеляжа.

Рассмотрев примеры расположения шасси, для проектируемого самолета выбираем трехопорную схему с носовой опорой как более распространенную и имеющую ряд преимуществ перед шасси с хвостовой опорой.

2.2. Выбор типа и числа двигателей

Для силовой установки самолётов применяют следующие типы двигателей: воздушно-реактивные двигатели (ВРД), поршневые двигатели (ПД) и жидкостно-ракетные двигатели (ЖРД). Воздушно-реактивные двигатели делятся на газотурбинные (ГТД) и прямоточные (ПВРД).

Наибольшее распространение в авиации в настоящее время имеют ГТД. К этому классу авиационных двигателей относятся:

• турбореактивные двигатели (ТРД);

• турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ);

• двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД);

• двухконтурные турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДДФ);

• турбовинтовые двигатели (ТВД).

При выборе двигателя для проектируемого самолёта необходимо учитывать следующие требования: обеспечение заданной тяговооруженности и надежности, снижение удельного расхода топлива, уменьшение затрат на эксплуатацию двигателя и снижение уровня дымления.

Удельный расход топлива (расход топлива на единицу силы тяги в час) является важнейшей характеристикой авиационного двигателя. Стремление уменьшить удельный расход топлива для крейсерского полёта самолёта является важным критерием для выбора типа силовой установки.

Одним из важных вопросов остается вопрос о количестве двигателей для данного класса самолета. Необходимое число двигателей для силовой установки самолета зависит от ряда факторов, обусловленных как назначением самолета, так и его основными параметрами и летными характеристиками.

Противоречивость влияния числа двигателей на безопасность, экономичность и регулярность полетов приводит к тому, что выбор числа двигателей до сих пор остается недостаточно разработанным вопросом проектирования самолетов.

В ранний период развития авиации, когда появились первые многомоторные самолеты, выяснилось, например, что регулярность полетов на таких самолетах значительно ниже, чем на легких одномоторных самолетах. Причиной тому (хоть это и звучит парадоксально в наше время) было относительно большое число двигателей на этих самолетах, ибо частота отказов двигателей прямо пропорциональна их числу.

В настоящее время положение существенно изменилось. Силовая установка современного самолета проектируется с учетом независимой работы двигателей. Межремонтный ресурс газотурбинных двигателей достигает нескольких тысяч часов. Поэтому вероятность отказа современного двигателя в полете значительно понизилась.

При увеличении числа двигателей безопасность полета современных самолетов увеличивается (такого мнения придерживается большинство специалистов).

Каковы же основания для выбора числа двигателей на проектируемом самолете? В общих чертах требования ко всем самолетам при выборе числа двигателей можно сформулировать так:

• самолет должен обладать необходимой стартовой тяговооруженностью;

• самолет должен обладать достаточной надежностью и экономичностью;

• эффективная тяга силовой установки должна быть возможно большей;

• относительная стоимость двигателя должна быть возможно меньшей.

При формальном подходе обеспечить нужную величину тяговооруженности самолета можно каким угодно числом двигателей (в зависимости от величины стартовой тяги одного двигателя). Поэтому при решении данного вопроса необходимо учитывать еще и требования по надежности и экономичности самолета, специфику назначения самолета и требования предъявляемые к его компоновке и силовой установке. Немаловажную роль в этом вопросе также играет степень готовности двигателя к моменту завершения проектирования самолета.

Что же касается современных легких самолетов, к которым относится проектируемый самолет, то на них устанавливается как один, так и два двигателя. При чем на большинстве рассматриваемых зарубежных учебно-тренировочных самолетах (Aermacchi MB.339, L-39, Mako, Hawk и др.) ставится один двигатель. На наших самолетах (Як-130 и МиГ-АТ) ставятся два двигателя, что соответствует требованиям заказчика, которые были предъявлены разработчикам данных самолетов.

Таким образом, при разработке относительно небольших самолетов всегда стоит вопрос: оснащать его одним большим двигателем или двумя меньшего размера. Большой двигатель, как правило, имеет меньший удельный вес и расход топлива, его габариты растут гораздо медленнее, чем тяга. Стоимость однодвигательной силовой установки получается меньше, а обслуживание – проще.

При проектировании учебно-тренировочного самолета у меня также встал ребром вопрос о выборе числа двигателей. Так, одной из целей проектирования самолета является его высокая экономичность, и установка на него одного двигателя позволит больше добиться этой цели, чем, если ставить на него два меньших (экономичных) двигателя, которые в сумме уменьшат экономичность самолета. Но с другой стороны есть пункт в ТЗ заказчика о наличии двух двигателей на самолете (имеется в виду ТЗ Министерства Обороны от 1991 года на разработку учебно-тренировочных самолетов). Также при установке двух двигателей есть вероятность спасти самолет при отказе одного из них.

Что же касается типа двигателя, то в основном на рассматриваемых прототипах используются двухконтурные турбореактивные двигатели.

В качестве отечественных двигателей для УТС используются АИ-25ТЛ (тяга 1720 кгс) и его модификации (АИ-25ТЛК и АИ-25ТЛШ), АИ-222-25 (тяга 2500 кгс), РД-1700 (тяга 1700…2000 кгс), АЛ-55 (тяга 2000 кгс). Данные двигатели имеют массу порядка 350 кг. При ожидаемой массе проектируемого самолета 3000…3500 кг данные двигатели в количестве двух штук использовать на самолете нецелесообразно. Поэтому данные двигатели можно использовать при установке на самолет одного двигателя.

Отечественные двигатели меньшей тяги (порядка 1000 кгс), которые можно было бы поставить на самолет в количестве двух штук, не имеются (мною не были найдены).

В таком случае при варианте установки на самолет двух двигателей можно предложить зарубежные двигатели, например Williams Fj44 (одну из версий его модификаций, рис. 2.1 – 2.3). Этот двигатель широко эксплуатируется на различных самолетах, и хорошо зарекомендовал себя, имеет малый вес (порядка 250 кг) и требуемую тягу для проекта, а также малые удельные расходы топлива.

	Р ис. 2.2. Двигатель Williams Fj44-2
Рис. 2.1. Двигатель Williams Fj44-2
	Р ис. 2.3. Двигатель Williams Fj44-1

Параметры и характеристики модификаций двигателя Williams Fj44 представлены в таблице № 2.1.

Таблица № 2.1

	Fj44-1A	Fj44-1C	Fj44-1AP	Fj44-2A	Fj44-2C	Fj44-3A	Fj44-3A-24	Fj44-4
Тяга, кгс	862	680	891	1043	1088	1279	1130	1633
Удельный расход топлива, кг/кгс·ч	0,456	0,460	-	-	-	-	-	-
Сухой вес, кг	209	209	212	240	236	243	243	295
Длина, мм	1354	1354	1471	1519	1519	1585	1585	1742
Диаметр, мм	531	531	526	551	551	582	582	640

Таким образом, вернемся к рассмотрению вопроса о числе двигателей на проектируемом самолете. Исходя из выше сказанного, я остановлюсь на установке одного двигателя, что позволит повысить экономичность самолета. Также при этом сохраняем пункт об использовании на самолете отечественных комплектующих.

В итоге однодвигательная силовая установка обеспечит следующие положительные факторы:

• вдвое меньшую вероятность отказа двигателя;

• выше экономичность по сравнению с двухдвигательной силовой установкой;

• меньше трудоемкость обслуживания;

• самолет получается легче и дешевле.

В качестве силовой установки возьмем двигатель АЛ-55 (рис. 2.4 и 2.5).

АЛ-55 – универсальный двигатель нового поколения, предназначенный для мирового рынка учебно-тренировочных и легких боевых самолетов. Двигатель АЛ-55 создан по схеме двухконтурного двухвального ТРДД (3 + 5/1 + 1) на современном уровне мирового двигателестроения.

Р ис. 2.4. Двигатель АЛ-55

Р ис. 2.5. Двигатель АЛ-55 в разрезе

В конструкции двигателя применены современные конструктивные решения и материалы, новые технологии. Модульная конструкция двигателя повышает технологичность, контроле- и ремонтопригодность, а также снижает стоимость эксплуатации двигателя. Двигатель оснащен системой автоматического управления самой современной электромеханической концепции. Маслосистема автономная, с двухкамерным масляным баком, позволяющим практически неограниченное время находиться в перевёрнутом полёте. Конструкция двигателя позволяет создать на его базе семейство перспективных двигателей различного назначения с тягой от 1760 до 5000 кгс.

Базовый АЛ-55 – это малоразмерный двухконтурный бесфорсажный двигатель с тягой 2000 кгс. Существует возможность оборудования двигателя соплом с управляемым вектором тяги (УВТ) (см. например, рис. 5.6), что позволит существенно повысить несущие свойства и маневренные характеристики самолета.