7.1.2 Геометрические параметры несущих частей самолета (фюзеляжа)

   Очевидно, что для фюзеляжа как части самолета, не создающей в традиционной компоновке подъемной силы, оптимальной с точки зрения аэродинамики будет форма удобообтекаемого тела минимального лобового сопротивления, подобного изображенному

Рис. 7.9. Формы фюзеляжей самолетов:    а - Ту-144; б - Ту-104; и - Як-18; г - Ан-14; д - SN-600(Франция); е - Mini Guppy (США); з - ДС-3 (США); и - Argosy (Англия); к - "Илья Муромец"

на рис. 5.11,г. Обратите внимание на формы фюзеляжей самолетов, показанных на рис. 7.9 (масштабы самолетов - разные). Видно, что они сильно отличаются от аэродинамически целесообразных. Некоторые причины этого рассмотрены в разделе 7.5.    Фюзеляж по длине условно делят на три основные части: носовую (переднюю, головную); цилиндрическую (центральную); кормовую (хвостовую, донную). На рис. 7.10 им соответствуют обозначения: l_н - длина носовой части, l_ц - цилиндрической, l_к - кормовой.
Геометрия фюзеляжа строится относительно условно выбранной базовой линии, которую называютстроительной горизонталью фюзеляжа (СГФ).
В качестве параметра, устанавливающего некоторое (неполное) подобие фюзеляжей, принимают удлинение фюзеляжа:

    Здесь λ_н, λ_ц, λ_к - соответственно удлинение носовой, цилиндрической и кормовой частей фюзеляжа, определяемое соотношениями λ_i=l_iф/d^э_ф; d^э_ф -

Рис. 7.10 К поячнению основных геометрических параметров фюзеляжа

эквивалентный диаметр фюзеляжа, определяемый как диаметр круга, площадь которого равна площади S_м.ф миделевого сечения фюзеляжа:

    Для современных околозвуковых самолетов (с крейсерскими скоростями, соответствующими М=0,80,9)λ_ф=813 (λ_н= 1,72,5;λ_к=  34); для сверхзвуковых самолетовλ_ф= 1022 (λ_н= 46;λ_к=57).    Отметим, что деление на несущие и ненесущие части правомерно только для традиционных аэродинамических компоновок самолета и весьма условно для перспективных аэродинамических компоновок со специально профилированным, "несущим" корпусом (фюзеляжем) - так называемых"интегральных"аэродинамических схем. 7.2. Полетная конфигурация самолета

   В установившемся горизонтальном полете подъемная сила Y уравновешивает силу тяжести G и сумма моментов всех сил (ΣM = 0) относительно центра масс (ц. м.) равна нулю. Однако с изменением скорости полета меняется положение центра давления (ц. д.) крыла, в котором приложена подъемная сила Y_кр . Выгорание топлива в процессе полета, перемещение пассажиров в кабине приводят к смещению ц. м. При положении ц. д. позади ц. м (рис. 7.11) относительно ц. м. (оси самолета 0Z) создается пикирующий момент (M_z), момент на пикирование (от франц. piquer (une tкte) - падать вниз головой).

Рис. 7.11. К образованию пикирующего момента	Рис. 7.12. К образованию кабрирующего момента

   В случае, показанном на рис. 7.12, создается кабрирующий момент (M_z > 0), момент на кабрирование (франц. cabrage, от cabrer, букв. - поднять на дыбы). Для моментов сил относительно оси самолета 0Z принято правило знаков: положительный момент +Mz стремится поднять нос самолета вверх, отрицательный момент -Mz - опустить нос самолета.

Рис. 7.13. Горизонтальное оперение	Рис. 7.14. Цельноповоротное горизонтальное оперение

Обеспечить продольную балансировку (балансировку по тангажу) самолета (M_z = 0) можно за счет горизонтального оперения (г.о.) - дополнительных горизонтально расположенных несущих поверхностей, разместив их на определенном расстоянии от ц. м. На г.о. создается сила, парирующая момент M_z, возникающий при взаимном смещении ц. м. и ц. д. или при изменении значений сил Y_кр и G. Конструктивно горизонтальное оперение (рис. 7.13) может быть выполнено в виде неподвижно закрепленного на фюзеляже 1 стабилизатора 2, концевую часть которого - руль высоты 3 летчик может поворачивать относительно оси 4, меняя таким образом силу на горизонтальном оперении Y_г.о.за счет изменения кривизны его профиля.    Другой возможной конструктивной реализацией г.о. (рис. 7.14) является цельноповоротное горизонтальное оперение (ц.п.г.о.) - несущая поверхность 2, которая может поворачиваться относительно фюзеляжа 3 вокруг оси 1.    В этом случае Y_г.о. изменяется за счет изменения угла атаки г.о.