2. Общая схема самолета [6,13]
(общий вид первого приближения)
2.1 Характерные формы фюзеляжа сверхзвуковых самолетов.
Разнообразие возможных путей поиска и найденных конструктивных решений при создании, как крыла, так и фюзеляжа сверхзвукового самолета привело к большому разнообразию схем и конструкций сверхзвуковых самолетов. Взаимное положение частей планера и их назначение определяют аэродинамическую схему самолета.
экспериментальные исследования, и ее принятие обусловлено рациональными предпосылками. Например, в самолете ХВ-70А с проектной крейсерской скоростью М = 3 использовано треугольное в плане крыло с отклоняемыми концевыми частями. При малых скоростях они образуют единую плоскость с основными частями крыла, благодаря чему при взлете и посадке удельная нагрузка на крыло меньше, а подъемная сила больше. При полете с большей скоростью концы крыла отклоняются вниз, что обеспечивает необходимую продольную устойчивость самолета (центр давления крыла оказывается ближе к центру тяжести самолета), а также позволяет обойтись горизонтальным оперением с поверхностью, почти вдвое меньшей, чем требуется обычно для условий сверхзвукового полета. Использование крыла такой конструкции приводит к уменьшению сопротивления самолета ввиду меньшего балансировочного сопротивления и сопротивления трения. Дестабилизирующая же плоскость (переднее крыло) во время взлета и посадки самолета ХВ-70А выполняет роль дополнительной несущей поверхности, размещенной перед центром тяжести самолета, что позволяет выполнять эти этапы полета на больших углах атаки без необходимости отклонения элевонов кверху (и уменьшения в связи с этим подъемной силы крыла).
с несущим фюзеляжем.
Вверху F-5A, внизу SR-71A
Американский самолет
«Валькирия» ХВ-70А с опущенными
(вверху) и поднятыми (внизу) концевыми
частями крыла
Переднее крыло самолета ХВ-70А отличается высокой эффективностью, поскольку оно оснащено закрылками и расположено в носовой части самолета на значительном расстоянии от его центра тяжести. Взлет и посадка происходят при нулевом угле установки (относительно оси самолета) дополнительного крыла и отклонении закрылков на 20° (вместе с отклонением закрылков автоматически отклоняются книзу элевоны, что дополнительно увеличивает подъемную силу всей системы). На остальных режимах полета закрылки заблокированы в нейтральном положении и вся дополнительная плоскость выполняет роль балансировочных рулей, что особенно полезно для уравновешивания продольного момента, возникающего в результате изменения положения центра давления при переходе через скорость звука.
Другой особенностью самолета ХВ-70А (наряду с отклоняемыми концами крыла и дополнительной несущей поверхностью) является такой выбор его аэродинамической схемы, при котором скачок уплотнения используется для создания дополнительной подъемной силы. Этот эффект был обнаружен NACA в первой половине 50-х годов при определении количеств движения потоков, обтекающих различные тела. Например, при симметричном обтекании конического тела с горизонтальной плоскостью посередине количество движения потока разделяется поровну вверх и вниз. Поскольку для самолета выгодно, чтобы вектор количества движения обтекающего потока был направлен книзу, то вначале исследовалось тело в форме полуконуса, обращенного плоской поверхностью кверху, с несущей поверхностью, совмещенной с этой плоскостью. Затем этой поверхности были приданы отогнутые книзу концы; такая аэродинамическая схема оказалась оптимальной.
Помимо надлежащей формы крыла, необходимым условием создания дополнительной подъемной силы является соответствующее аэродинамическое проектирование части фюзеляжа, находящейся под крылом. В самолете ХВ-70А это средняя часть фюзеляжа, в которой располагаются воздушный канал и отсек двигательной установки, состоящей из шести двигателей. Под передней центральной частью крыла расположен воздухозаборник, центральный клин которого с углом при вершине ~ 48° создает косой скачок с углом, зависящим от скорости потока (числа Маха). Поскольку самолет проектировался на крейсерскую скорость, соответствующую М = 3,0, то в этих условиях угол наклона косого скачка составляет ~ 65°. Именно поэтому в самолете ХВ-70А треугольное крыло рас положено так, что его передняя кромка оказывается непосредственно над первичным скачком. За этим скачком число Маха снижается на 0,3, а давление возрастает в среднем почти на 1,90 кПа.
Расположенные ниже по потоку части фюзеляжа генерируют дальнейшие скачки уплотнения с тем же углом наклона, так что вся нижняя поверхность крыла оказывается над системой скачков, создающих область повышенного давления.
Прирост подъемной силы в результате использования благоприятных эффектов скачков уплотнения позволяет выполнять полеты при меньших углах атаки. Например, если самолет нормальной аэродинамической схемы летит с крейсерской скоростью при угле атаки 4°, то для самолета ХВ-70А этот угол составляет только 2°. Такое уменьшение угла атаки приводит к существенному уменьшению сопротивления самолета и снижению расхода топлива. Поскольку использование скачков уплотнения для создания дополнительной подъемной силы оказывается наиболее эффективным лишь при постоянной высокой сверхзвуковой скорости полета, т.е. когда угол наклона скачка уплотнения соответствует положению передней кромки крыла, то оно особенно целесообразно в пассажирских самолетах. Поэтому в самолетах Ту-144 и «Конкорд» с целью использования скачков уплотнения обеспечено надлежащее взаимное положение гондол двигателей и передней кромки крыла.
Расположение и принцип действия управляющих поверхностей в самолетах, выполненных по схемам «бесхвостка» (а), «бесхвостка» со вспомогательным передним крылом или «утка» (б) и нормальной схеме (в).
Самолет «Грифон» имеет менее сложную аэродинамическую схему, так как его дополнительная поверхность является простой стационарной дестабилизирующей плоскостью. В самолетах «Мираж-Милан» и Ту-144, как и у ХВ-70, дополнительные несущие поверхности выполняют более сложные функции. Их новизна заключается в том, что дополнительные несущие плоскости («усы») выдвигаются лишь при малых скоростях полета (т.е. используются исключительно при определенных условиях обтекания). Это обеспечивает максимальную эффективность при взлете и посадке и исключает влияние этих плоскостей на летные качества самолета при сверхзвуковых скоростях.
