Техника - молодёжи 2009-08, страница 9

тальком оперении. В принципе, добиться этого можно и на классической схеме, но наиболее простым решением является компоновка по схеме «утка» {рис. 2). Как видно из рисунка, подъемная сила на переднем горизонтальном оперении (ПГО) положительна.

Тем не менее «утки» практически не используются в транспортной авиации, и, кстати, совершенно справедливо. Объясним, почему.

Как показывает теория и практика, самолёты схемы «утка» имеют один серьёзный недостаток — малый диапазон лётных скоростей. И, может быть, самое неприятное здесь — относительно большая посадочная скорость в связи с невозможностью реализации максимального коэффициента подъёмной силы крыла на посадке.

Это объясняется тем, что по сравнению с классической аэродинамической схемой при одинаковых межфокусных расстояниях крыла и ГО, относительной плошади ГО, а также при равных абсолютных значениях запасов продольной статической устойчивости схема «утка» имеет меньшее балансировочное плечо ПГО, равное расстоянию между его фокусом и центром масс са-молега. Именно это обстоятельство не позволяет «утке» конкурировать с классической аэродинамической схемой на взлётно-посадочныхрежимах.

Срывные характеристики «уток» также не выдерживают критики. При заходе на посадку в условиях высокой термической активности, турбулентности или сдвига ветра при балан

сировке самолёта на минимально допустимой скорости полета ПГО может иметь критический угол атаки. Тогда при любом случайном увеличении угла атаки самолета ПГО выйдет на закрити-ческое обтекание. Возникающий при этом глубокий срыв потока с ПГО и связанное с ним падение его подъёмной силы введёт самолёт в режим резкого неуправляемого клевка, что в большинстве случаев приводит к катастрофе. Такое поведение «угок» на критических углах атаки не позволяет использовать эту аэродинамическую схему в сверхлёгкой и транспортной авиации.

ФОРМУЛИРУЕМ ПРОБЛЕМУ

Задача проектирования самолёта заключается в улучшении его конкурентно-существенных факторов {максимальная скорость, дальность полёта, полезная нафузка и т.д.) без ущерба для безопасности полёта. Среди лётных характеристик с точки зрения безопасности основной является минимальная скорость полёта — чем меньшими скоростями отрыва, захода на посадку и касания обладает самолёт, тем большая безопасность обеспечивается при его лётной эксплуатации.

В концептуальном смысле ни одна из известных аэродинамических схем не обеспечивает преимущества на взлётно-посадочных режимах, так как увеличение подъёмной силы несущей системы любой из них невозможно без одновременного ухудшения статической устойчивости, а значит, и ухудшения характеристик безопасности. Дру

гими словами, распространённые сегодня схемы страдают одной общей «болезнью»: уровень их аэродинамического совершенства находится в обратной зависимости от характеристик безопасности лётной эксплуатации.

Возникает вопрос: существует ли идеальная аэродинамическая схема самолёта, обеспечивающая независимую (некомпромиссную) оптимизацию самолёта по критериям аэродинамического совершенства и безопасности полёта — схема, которая обеспечит формирование облика транспортных самолётов с предельными лётно-техничес-кими характеристиками за счёт обеспечения максимально возможного диапазона летных скоростей и абсолютной противоштопорной устойчивости?

ГДЕ ИСКАТЬ ИДЕАЛ?

Мы рассмотрели две наиболее сильно конкурирующие между собой аэродинамические схемы: «классика» и «классическая утка». От какой же из них оттолкнуться для поиска идеальной аэродинамической схемы?

Выше показано, что «утка» позволяет исключить потери на балансировку. Значит, необходимо оптимизировать «утку». Если говорить точнее, надо избавиться от двух от меченных выше недостатком «классической утки»: невозможности использования располагаемой несущей способности крыла на взлётно-посадочных режимах и неудовлетворительных срывных характеристик.

Примем некоторые упрощения для величин и зависимостей, не являющихся принципиальными в наших рассуждениях. Будем считать, что коэффициенты подъёмной силы крыла и оперения при изменении угла атаки меняются одинаковым образом; и не будем учитывать влияние на балансировку и устойчивость самолёта скоса потока от П ГО.

Как повысить подъёмную силу крыла «утки» на посадке? В принципе па её величину влияет множество параметров самолёта. Но нашей задачей является демонстрация преимуществ искомой идеальной аэродинамической схемы перед той, на базе которой она строится, поэтому, для чистоты сопоставления, возможно большее число параметров у сравниваемых схем должны быть одинаковыми — то, что называет-, ся «при прочих равных».

Такие величины у как С>_ДД), Smo_f Skp и (рис. 3), являются главными проектными параметрами облика самолёта. Зафиксируем их. Тогда подъёмная сила крыла будет зависеть только от двух параметров: запаса продольной устойчивости сгл и сдвига фокуса самолёта оперением Axj. Учитывая, что при проектировании самолёта параметр ст„

wwwtechnicamokxtezhi.ru 7