Рекомендуемые формы рукояток в кабине пилота
Разработка концепции и выбор схемы самолета.
Концепция – основная идея (замысел) проекта самолета, включающая набор технических решений и способов применения, которые должны обеспечивать наиболее эффективную его эксплуатацию.
Классические концепции:
Составной комплекс «звено Вахмистрова»
Крыло с изменяемой стреловидностью в полете; три двигателя в хвостовой части фюзеляжа дозвукового пассажирского самолета («Каравелла»)
«АЭРОБУС»
и т.д.
Как правило, новая концепция представляет собой целое направление в развитии авиационной техники.
Ранее были рассмотрен выбор концепции ударного самолета на стадии внешнего проектирования.
Приведем примеры новых концепций, улучшающих эксплуатационные свойства самолета.
Распределение полезной нагрузки по размаху крыла самолета.
Забор воды с глиссирования для пожарных самолетов.
Спасательный гидросамолет, работающий в открытом море.
Малозаметный самолет – носитель технологии “STEALTH”
Отсутствие острых углов
Интегральная схема
Незаметность двигателей
Самолет для облета Земного шара без посадки (конструктор Рутан)
Схема – «Утка» трехплан – малые потери на балансировку
Распределение нагрузки по размаху крыла – снижение массы
Большое удлинение крыла и ГО Cx
Разработка концепции самолета является важнейшим этапом проектирования.
Одним из главных элементов концепции – выбор схемы самолета, который характеризуется:
Числом и расположением несущих и стабилизирующих поверхностей (крыло, ВО, ГО) – т.е. элементов, характеризующих балансировочную схему самолета.
Размещением экипажа и полезной (целевой) нагрузки.
Типом, числом и расположением двигателей.
Схемой взлетно-посадочных устройств
и т.д.
Из сказанного выше следует, что разработка концепции самолета является важнейшим этапом проектирования. Успех этого этапа, а следовательно и всего проекта, зависит от эрудиции, широты взглядов, интуиции, умения и смелости конструктора отойти от традиционных схем.
Одним из важнейших элементов разработки концепции является выбор схемы самолета, характеризующей:
1. – число и расположение несущих и стабилизирующих поверхностей:
Крыла
ГО
ВО
(т. е. балансировочную схему, характеризующую аэродинамическую конфигурацию на крейсерских и взлетно-посадочных режимах);
2. – размещение экипажа и целевой нагрузки;
3. – тип, число и расположение двигателей;
4. – схему взлетно-посадочных устройств;
5. – выбор и размещение бортового оборудования;
6. – схему членения.
Выбор балансировочной схемы самолета
Перед тем, как перейти к анализу балансировочных схем самолетов, напомним условие устойчивости самолета.
Любое тело, находящееся в потоке, является устойчивым (т. е. способно возвращаться в первоначальное положение после случайных возмущений), если центр приложения приращения аэродинамической силы f находится за центром вращения по потоку.
П
ример:
флюгер
а) устойчивое положение; б) неустойчивое положение
Для любого свободнолетящего тела центром вращения является центр масс.
Отсюда
следует, что для устойчивости самолета
точка f(фокус)
всегда должна находиться позади центра
масс. При этом
.
С
ила
на оперении направлена вниз и вычитается
из подъемной силы крыла, следовательно,
имеем потери качества на балансировку
самолета.
Это обстоятельство нужно иметь ввиду при проектировании специальных установок пилонов.
Свойства балансировочных схем самолетов
«Утка» |
«Бесхвостка» |
«Нормальная» (классическая) |
|
|
|
Направление силы на ГО |
||
Сила на ПГО практически всегда направлена вверх и складывается с Укр |
Самолет балансируется за счет крутки концевых частей крыла (-Укрут) или (Уэлев). Для увеличения плеча подъемной силы Укрут нужно иметь большую корневую хорду или стреловидность и, следовательно, малое удлинение крыла. Схема эффективна при М>1. |
Направление силы в полете как правило такое, как на схеме, но не ГО может быть и положительная сила. Необходимость увеличения подъемной силы крыла сверх G приводит к дополнительному индуктивному сопротивлению, а, следовательно, к потере аэродинамического качества (К) на балансировку. Эти потери еще увеличиваются за счет СХi ГО. |
Потери Каэродин. на балансировку |
||
Потери Каэродин. на балансировку незначительные. |
Потери Каэродин. на балансировку весьма значительные (малые плечи). |
Потери Каэродин. на балансировку значительные (особенно на сверхзвуке) К до 20%. |
Направление сил в устойчивом горизонтальном полете |
||
Такое как на схеме |
Такое как на схеме |
Такое как на схеме наиболее вероятно, но УГО может быть и положительной:
|
Влияние скоса потока от передней поверхности на работу задней |
||
|
Взаимовлияние поверхностей отсутствует, т. к. поверхность одна |
Уменьшается эффективность ГО пропорционально величине КГО(1-), где КГО - учитывает торможение потока; - учитывает скос в зоне ГО |
Меры по сохранению статического запаса устойчивости при переходе на сверхзвук |
||
|
На сверхзвуке F смещается назад. Если не принять дополнительные меры, то наряду с увеличением устойчивости увеличатся и потери на балансировку. Выход:
на Ту-144: 1+2 |
|
Маневренные характеристики (на примере «горки») |
||
Просадки при выполнении «горки» нет, но следует учитывать возможность «клевка» |
Большая просадка при входе в «горку» за счет управляющего воздействия –Уэлевонов для увеличения крыла |
И У=Узакр -УГО |
Устойчивость динамическая при вертикальном порыве |
||
Неудовлетворительная: т. к. ПГО>крыла, то «Утка» предрасположена к «клевку» за счет возможного срыва потока на ПГО при вертикальном порыве. Выход: крит.ПГО>крит.крыла. Достигается либо ПГО<кр, либо с помощью мощной механизации ПГО. Т |
Оперения нет. Крылья с малым слабо подвержены срыву |
Хорошая, т. к. поток в зоне ГО стабилизируется крылом (ГО << крыла за счет того, что у ГО /2) и срыва с ГО не происходит |
Продольная статическая устойчивость(без вмешательства пилота):
|
||
Схема выгодна для самолетов с искусственной устойчивостью |
|
|
Снижение массы |
||
Есть – за счет возможности уменьшить площадь крыла (УГО и Укр складываются) |
Незначительное – т. к. хотя ГО и отсутствует, но площадь крыла возрастает из-за слабой его механизации |
Нет (исходный вариант) |
Снижение Сх |
||
Есть за счет возможности уменьшить Sкр |
|
|
Возможность механизации зедней кромки |
||
Отличная |
Механизация крыла затруднена, т. к. нечем парировать момент от нее. Выход: переднее оперение, выпускаемое на взлете-посадке (ТУ-144) |
Механизация возможна, хотя часть подъемной силы теряется ГО за счет скоса потока |
Возмущение потока перед крылом |
||
Вихри используются для создания благоприятных аэродинамических эффектов |
нет |
нет |
Используется на самолетах |
||
|
|
Схема наиболее распространена |
ерекачка
топлива
аплывы
на крыле
ерекачка
топлива (F-14)
меется
малая просадка при входе в «горку».
Может быть совсем исключена при
использовании системы НУПС с
отклоняющимися закрылками или
адаптивными профилями
ем
не менее у схемы «Утка» срыв должен
наступать чуть раньше на ПГО, чем на
крыле для уменьшения
и выхода на безопасные углыСравнение балансировочных поляр различных схем самолета
У
самолетов схемы «Утка» нужно предотвращать
срыв на ПГО – отсюда ПГО
или мощная механизация
ПГО.
Схема «Утка» имеет меньше потери на балансировку, чем классическая.
Для всех устойчивых аэродинамических схем обязательно выполнение «правила продольного V»: ; перед.пов-ти >задней.пов-ти перед.пов-ти >задней.пов-ти, т. е. угол атаки передней поверхности должен быть больше угла атаки задней поверхности.
В последнее время интенсивно изучается схема «трехплан», объединяющая достоинства рассмотренных схем, при этом заднее ГО обеспечивает, как правило, балансировку, а переднее – управляемость.
Выбор схемы самолета по отдельным признакам
«+» - благоприятное влияние на характеристики;
«-» - неблагоприятное влияние на характеристики.
А. По количеству крыльев |
|||||
Моноплан |
Биплан |
Триплан (полиплан) |
|||
|
|
|
|||
Аэродинамическое качество |
+ |
- |
большое сопротивление растяжения |
- - |
|
Возможное снижение массы крыла |
|
+ |
большая строительная высота фермы Н (пример U-16 U-153) |
|
|
Маневренность |
|
+ |
|
+ + + |
|
эксплуатационные свойства |
+ |
- |
необходимость подтягивать расчалки |
- - |
|
Б. По высоте расположения крыла относительно фюзеляжа |
|||||
Низкоплан |
Среднеплан |
Высокоплан |
|||
|
|
|
|||
Аэродинамическое качество |
- |
|
|
+ |
|
Возможное снижение массы планера |
+ |
|
усиленные шпангоуты |
|
усиленный фюзеляж |
Возможное снижение массы шасси |
+ |
|
увеличенная высота |
- |
специальные обтекатели |
Су экр. (влияние земли) |
+ |
|
|
- |
|
Удобство компоновки |
+ |
- |
|
+ |
фюзеляж близко от земли |
Безопасность при аварийной посадке |
+ |
|
|
- |
|
В. По расположению двигателей |
|||||||
|
В фюзеляже |
На фюзеляже |
Под крылом |
В крыле |
Над крылом |
Комбинированные схемы |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Аэродинамическое качество |
+ |
|
|
+ + |
|
Обладают промежуточными свойствами. Для обоснованного выбора схемы все их свойства нужно выразить количественно через один какой-то критерий (например, вес самолета) |
|
Возможное снижение массы самолета |
- |
|
+ + |
|
+ |
||
Су мех. |
+ |
|
|
|
+ + |
||
Удобство эксплуатации и замены двигателей |
|
+ |
+ + |
- |
+ |
||
Возможные подвески боевой нагрузки |
+ |
+ + |
|
|
+ |
||
Предотвращение разворота при отказе 1 двигателя |
+ + |
+ |
- |
+ |
- - |
||
Предотвращение засасывания предметов с полосы |
+ + |
+ |
- |
|
+ |
+ |
|
Снижение потерь и возмущений в воздушных каналах |
- |
|
+ |
|
+ |
|
|
Безопасность в аварийной ситуации |
|
+ |
|
- |
+ |
|
|
Снижение шума на местности |
+ |
+ |
- |
+ |
|
|
|
Г. По типу фюзеляжа |
|||||
|
Однофюзеляжные |
Двухфюзеляжные (балочные) |
Фюзеляж-лодка |
Несущий фюзеляж |
|
|
|
|
|
|
|
Аэродинамическое качество |
+ |
- |
- |
- |
|
Возможное снижение массы самолета |
|
+ |
|
|
+ + |
Удобство эксплуатации |
+ |
|
+ |
+ |
+ |
Д. По типу оперения |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
Аэродинамическое качество |
+ |
- |
|
|
|
+ |
Обеспечение устойчивости |
+ |
- |
|
|
|
|
Эффективность упр |
+ |
|
|
|
|
|
Возможное снижение массы |
+ |
|
- |
+ + |
|
+ |
Эксплуатационные свойства |
+ |
|
- |
|
|
+ |
Снижение ЭПР |
|
- - |
|
+ |
- |
- |
900
При реальном проектном анализе количественная оценка компоновочных схем должна быть заменена количественной. Для этого все свойства схем должны быть сведены к одному показателю (например, к весу самолета) при прочих равных условиях. Более подробный анализ схем по перечисленным признакам будет дан при рассмотрении отдельных агрегатов. Систематизировать выбор схемы самолета по отдельным признакам позволяет матрица признаков компоновочных схем (МПКС), обобщающая опыт проектирования самолетов данного класса.
МПКС позволяет формализовать и автоматизировать выбор схемы (хотя этот этап проектирования наиболее трудно формализуем). Однако МПКС может не содержать схем, наиболее отклоняющихся от ТЗ. Их нужно изобрести. На этом этапе очень важна интуиция, предвидение конструктора. Если это возможно, желательно рассмотренный ранее качественный анализ отдельных компоновочных признаков на эффективность самолета заменить на количественный.
Балансировочная схема |
|
|
|
Расположение крыла по высоте |
|
|
|
Степень продольной устойчивости |
|
|
|
Тип двигателя |
ПД |
ТРД |
ДТРД |
Число двигателей |
1 |
2 |
3 |
Расположение двигателей |
|
|
|
Форма крыла в плане |
|
||
Размещение ГО |
|
|
|
Форма в плане ГО |
|||
Размещение ВО |
|
|
|
Форма в плане ВО |
|||
Фюзеляж (схема) |
|
|
|
Шасси (схема) |
|
||
Вставка 4._ _