Аэродинамическая компоновка летательных аппаратов
Лекция 16
Тема 5. Аэродинамическая компоновка летательных аппаратов
5.1. Аэродинамическая компоновка и требования, предъявляемые к ней
Аэродинамическая компоновка ЛА - это внешние размеры его отдельных частей, их взаимное расположение и сопряжение, обеспечивающие получение необходимых аэродинамических характеристик.
Аэродинамическими характеристиками ЛА являются различные данные (числовые, графические), характеризующие его взаимодействие с воздухом (газом) и режим обтекания в конкретных условиях относительного движения (полета). К ним относятся распределенные и суммарные аэродинамические силы и моменты, их безразмерные коэффициенты, производные этих коэффициентов по кинематическим параметрам, характерные значения аэродинамических коэффициентов, кинематических параметров и критериев подобия и др.
Выбор аэродинамической компоновки ЛА представляет собой сложный творческий процесс. Он обычно решается путем компромисса с общей компоновкой самолета (размещение экипажа. Оборудования, грузов и т.п.0. а принятые решения не всегда являются оптимальными с точки зрения аэродинамики. Чтобы выбрать из множества возможных наиболее рациональную аэродинамическую компоновку, необходимо знать, как внешние формы ЛА и его частей влияют на аэродинамические характеристики.
Назначение основных частей ЛА с точки зрения аэродинамики мы рассмотрели в пункте 2.1.
К основным частям самолета в общем случае можно отнести крыло, фюзеляж, горизонтальное и вертикальное оперения.
Рекомендуемые материалы
Крыло предназначено для создания подъемной силы, обеспечения поперечной устойчивости и управляемости и получения необходимых взлетно-посадочных характеристик.
Фюзеляж является корпусом самолета, в котором размещаются экипаж, пассажиры, оборудование и грузы. Иногда фюзеляж выполняется несущим, тогда он создает часть подъемной силы ( примеры - МИГ-25, МИГ-31, СУ-27 и его модификации, ТУ-160.
Горизонтальное и вертикальное оперения предназначены для обеспечения продольной, путевой, а в некоторых случаях и поперечной устойчивости и управляемости.
К аэродинамической компоновке ЛА и его аэродинамическим характеристикам предъявляется ряд специфических требований, которые имеют цель обеспечит высокие летные характеристики, выживаемость, безопасность полета, его экономичность, комфорт и т.д. Основными из этих требований являются следующие.
1. Обеспечение минимального лобового сопротивления, необходимых несущих свойств и высокого аэродинамического качества.
2. Получение приемлемых ВПХ.
3. Обеспечение необходимых моментных характеристик и достаточной устойчивости и управляемости во всем эксплуатационном диапазоне скоростей и высот полета.
4. Исключение выхода на опасные режимы полета.
5. Защита от кинетического нагрева.
6. Обеспечение возможности продолжения полета при воздействии турбулентной атмосферы, обледенении, отказах двигателей и в других особых случаях.
7. Снижение тепловой и радиолокационной заметности.
Наряду с аэродинамическим требованиями к ЛА предъявляется целый ряд других требований, в частности, по прочности, живучести, надежности, заметности, эксплуатационной технологичности, ремонтопригодности и т.д. В своем большинстве они противоречат аэродинамическим требованиям. Более того, противоречивы и сами аэродинамические требования и удовлетворить их в полной мере не удается. Поэтому выбор компоновки ЛА осуществляется на основе компромиссных решений.
5.2. Основные аэродинамические схемы летательных аппаратов
Аэродинамическая схема летательного аппарата характеризуется наличием, взаимным расположением и геометрическими особенностями отдельных его частей.
Установившаяся в практике самолетостроения "классическая" схема - с фюзеляжем, хвостовым оперением позади крыла и прочими элементами конструкции - ни на одном этапе развития авиации не была единственной. Это объясняется тем, что данная схема с точки зрения аэродинамики и технологичности конструкции не является идеальной. Для образования подъемной силы необходимо только крыло. Все остальные элементы планера самолета представляют собой "плату" за достижение устойчивости и управляемости, обеспечение взлетно-посадочных характеристик, удобство размещения людей и грузов.
Поэтому ученые и конструкторы постоянно пытаются создать летательные аппараты, имеющие минимальное количество "лишних" элементов, что и привело к появлению различных аэродинамических схем самолетов.
По аэродинамической схеме различают самолеты:
- нормальной схемы (моноплан, биплан, тандем),
- схема "бесхвостка"
- схема "утка"
Имеется также подклассификация по другим признакам
- по схеме расположения крыла относительно фюзеляжа (высокоплан, среднеплан, низкоплан),
- по количеству и расположению двигателей,
- по количеству фюзеляжей и т.д.
Рассмотрим особенности основных схем самолетов.
Нормальная схема получила наибольшее распространение.
Основные достоинства:
Однако она имеет недостатки:
- имеются потери подъемной силы на балансировку,
- горизонтальное оперение находится в зоне возмущенного потока от крыла
Схема "бесхвостка" - отсутствует горизонтальное оперение, а в разновидности "бесхвостки" - "летающем крыле" отсутствует по существу и фюзеляж.
Основное достоинство - наименьшее по сравнению с другими схемами лобовое сопротивление.
Недостатки:
- наибольшие потери подъемной силы на балансировку,
- трудности в управлении,
- сложности в использовании механизации на взлете и посадке.
Примеры:
- F-16XL (США),
- "Мираж-2000" (Франция)
- ТУ-144 (СССР),
- SR-71 (США),
- В-2 (США),
- "Кфир" (Израиль)
- Самолеты Черановского в СССР.
По данной схеме было построено более 100 типов самолетов.
Схема "утка" - горизонтальное оперение расположено впереди крыла
Достоинства:
- отсутствуют потери подъемной силы на балансировку,
- высокая маневренность,
- естественная противоштопорная защита за счет более раннего срыва потока на ПГО.
Недостатки:
- продольная неустойчивость,
- крыло и вертикальное оперение находятся в возмущенном горизонтальным оперением потоке
- на некоторых режимах полета сильно изменяется путевая устойчивость и управляемость.
Примеры:
- Миг-8 (СССР),
- "Варри Вигген", " Варри Эзе", "Лонг Эзе" (Швеция), (винтомоторные)
- "Кондор" (США) - мускулолет,
- AJ-37 "Вигген" (Швеция),
- JAS-39 "Гриппен" (Швеция),
- "Мираж-4000" (Франция),
- Х-29А (США).
По данной схеме было создано более 30 типов самолетов.
Данная схема присуща многим первым в своем роде самолетов:
- первый летающий самолет братьев Райт (1903г.),
- первый летающий самолет в Европе - Сантос-Дюмон-14 БИС (1906),
- первый гидросамолет (1910),
- первый мускулолет. совершивший маневр в воздухе (1977),
- первый самолет, использующий для полета энергию солнца (1980),
- первый реактивный с КОС.
5.3. Размещение силовой установки на летательном аппарате
Размещение двигателей на самолете определяется главным образом требованиями аэродинамики и удобства их эксплуатации и обуславливается типом двигателей. Их числом и габаритами, типом самолета, его ЛТХ и особенностями применения. Наиболее распространенные схемы размещения двигателей на ЛА: в фюзеляже, в крыле, на пилонах под крылом и на горизонтальных пилонах в хвостовой част фюзеляжа.
Размещение двигателей в фюзеляже (МиГ-29, Су-27, С-37) обеспечивает самолету минимальное дополнительное сопротивление и малое влияние силы тяги на устойчивость и управляемость самолета. при таком расположении двигателя вес узлов крепления его к самолету небольшой. Воздух к двигателю поступает по каналам от воздухозаборника.
Недостатки такого размещения:
- значительные потери скоростного напора во входных устройствах из-за больших длин каналов и потерь на поворот струи;
- значительное уменьшение объемов фюзеляжа для размещения полезной нагрузки;
- ограничение числа и габаритов двигателей (особенно трудно разместить ДТРД).
Размещение двигателей в фюзеляже применяется в основном на истребителях (истребителях-бомбардировщиках и истребителях перехватчиках).
Размещение двигателей в крыле на многодвигательных самолетах обеспечивает сравнительно небольшое дополнительное сопротивление. Обусловленное их постановкой. Особенно удачно расположение двигателей в корневой части крыла.
В этом случае отказ одного двигателя оказывает небольшое влияние на путевую и поперечную балансировки самолета. двигатели, расположенные в корневой части крыла, создают положительную интерференцию между крылом и фюзеляжем. Кроме того, при аварийной посадке с убранными шасси двигатели оказываются защищенными от удара о землю крылом и фюзеляжем, что увеличивает безопасность посадки.
К недостаткам можно отнести:
- значительные вибрационные нагрузки на фюзеляж от выхлопной струи и работы турбины и компрессора;
- опасность распространения пожара от двигателей на топливные баки и пассажирскую (грузовую) кабину фюзеляжа;
- возможность попадания в рабочую часть двигателя частиц грунта и воды, отбрасываемых колесами передней ноги шасси;
- влияние выхлопных струй сопла двигателя на горизонтальное оперение, что ведет к снижению его эффективности и усталостной прочности.
Размещение двигателей на пилонах под крылом обеспечивает удобство установки на самолете большого (больше двух) количества двигателей, малые потери во входных устройствах и удобство постановки устройств реверса тяги двигателей. Кроме того, повышается удобство осмотров, монтажа и демонтажа двигателей и пожарная безопасность в полете.
К недостаткам относится:
- увеличение сопротивления, вызванное наружными подвесками ( в случае остановки двигателя, особенно внешнего, создается большой разворачивающий момент, что может привести к аварийной ситуации на самолете);
- возможность попадания в двигатели частиц грунта и воды;
- возможность при аварийной посадке с убранным шасси ударов двигателей о землю, которые могут вызвать пожар на самолете.
Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа позволяет обеспечить аэродинамически «чистое» крыло с максимально возможным использованием его размаха для размещения механизации, улучшить характеристики продольной устойчивости за счет работы гондол двигателей и пилонов как дополнительного горизонтального оперения. Кроме того, повышается пожарная безопасность за счет удаления двигателей от топливной системы и кабины и комфорт в пассажирской кабине из-за уменьшения шума в ней. Обеспечивается удобство эксплуатации двигателей.
Недостатки:
- утяжеление конструкции самолета из-за необходимости усиления хвостовой части фюзеляжа;
- ухудшение работы входных устройств двигателей за счет попадания в них потока, турбулизированного крылом.
На самолетах ВВП и УВП маршевые двигатели располагаются по аналогичным схемам, а подъемные двигатели или вентиляторные установки, создающие вертикальную тягу, могут располагаться как в крыле. Так и по длине фюзеляжа.
5.4. Типы оперения. Органы механизации и управления летательных аппаратов
Органы механизации крыла предназначены для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата, например, для увеличения подъемной силы на взлетно-посадочных режимах и на маневрах, для улучшения моментных характеристик на больших углах атаки, для увеличения аэродинамического качества в крейсерском полете и при маневрировании. Раз- личают механизацию задней и передней кромок. Принцип действия органов механизации заключается в основном в изменении кривизны крыла при их отклонении.
Различные органы механизации задней кромки крыла показаны на рис. 5.1. К ним относятся: а — простой закрылок (отклоняющаяся хвостовая часть крыла); б — однощелевой закрылок (с профилированной щелью); в — выдвижной закрылок с профилированной щелью (закрылок Фаулера); г — двухщелевой закрылок с дефлектором; д — трехщелевой с дефлятором; е- отклоняющийся щиток; ж — скользящий щиток.
а)
 |
б)
в)
 |
г)
д)
е)
ж)
Рис.5.1
На рис. 5.2 показаны некоторые органы механизации передней кромки крыла. К ним относятся: а — скользящий предкрылок; б — выдвижной предкрылок; в — носовой щиток Крюгера; г — отклоняемый носок; д — неподвижный отогнутый носок.
 |
а)
б)
в)
 |
г)
д)
Рис.5.2
На рис. 5.3 показан пример размещения некоторых органов механизации на крыле летательного аппарата: 1 — секции предкрылка; 2 — щиток Крюгера; 3 — воздушные тормоза; 4— двухщелевые закрылки (внутренняя секция); 5 — элевоны; б- интерцепторы (воздушные тормоза); 7 — двухщелевые закрылки; 8 — интерцепторы (гасители подъемной силы и воздушные за); 9 — внешние элероны.
Р и с. 5.3
Для изменения пространственного положения летательного аппарата в полете на нем создаются управляющие моменты путем отклонения органов управления. К ним относятся органы продольного управления (руль высоты, управляемый стабилизатор, переднее горизонтальное оперение, спойлеры), органы поперечного управления (элероны, интерцепторы), органы путевого управления (руль направления, поворотный киль, декиль) и комбиинированные органы (элевоны, флапероны, дифференцинный стабилизатор).
Элероны, рули высоты и направления представляют собой отклоняемые хвостовые части крыла, стабилизатора или киля. Принцип их действия аналогичен принципу работы простого закрылка, с той лишь разницей, что элероны на левой и правой винах крыла отклоняются в противоположные стороны. Элевоны и флапероны также представляют собой отклоняемые хвостовые части крыла, размещенные соответственно в концевых и кормовых его сечениях. При их отклонениях в одну и ту же сторону на левой и правой половинах крыла они выполняют роль руля высоты и закрылков соответственно, а при отклонении в противоположные стороны — роль элеронов.
Интерцептор (рис. 5.4) обычно представляет собой пластину небольшой высоты, установленную на верхней поверхности крыла вдоль его размаха и отклоняемую или выдвигаемую в поток. При отклонении (выдвижении) интерцептора на одной половине крыла ее подъемная сила уменьшается и образуется управляющий момент крена.
Управляемый стабилизатор, отклоняемое переднее горизонтальное оперение (ПГО), поворотный киль и декиль (передний киль) являются целиком отклоняемыми в полете горизонтальным и вертикальным оперениями, а половины дифференциального стабилизатора могут отклоняться как на одинаковые, так и на разные углы. При их отклонении на одинаковые углы дифференциальный стабилизатор выполняет роль органа продольного управления, а при отклонении на разные углы используется для поперечного управления.
Р и с. 5.4
Р и с. 5.5
Спойлеры (рис. 5.5) по конструкции и принципу действия аналогичны интерцепторам, но обычно отклоняются на небольшие углы синхронно на обеих половинах крыла и обеспечивают небольшое (дозированное) изменение подъемной силы без изменения углового положения летательного аппарата, например, при посадке или при изменении траектории полета.
При отклонении на большие углы и интерцепторы, и спойлеры могут использоваться в качестве воздушных тормозов для уменьшения скорости и подъемной силы, в частности при про- беге после посадки. На маневренных летательных аппаратах для гашения скорости в полете могут устанавливаться (как правило, в хвостовой части фюзеляжа) специальные тормозные щитки, отклоняемые на большие углы вперед и назад.
Бесплатная лекция: "40 Социальная мобильность, ее роль в жизни общества" также доступна.
При отклонении рулей относительно их осей поворота действуют значительные шарнирные моменты, которые передаются в систему управления. Для их уменьшения на рулях устанавливаются триммеры, то есть небольшие рули, которые отклоняются в стороны, противоположные отклонению основных рулей.
На самолетах вертикального взлета и посадки используются газовые (струйные) рули, так как при отсутствии поступательной скорости полета (на взлете и посадке) обычные рули не создают управляющих моментов, а газовые их создают за счет реактивных струй. Тонкие струи, выдуваемые из задних кромок крыла, могут использоваться и в качестве механизации, например, в виде струйных закрылков.
На рис. 5.6 показано возможное расположение некоторых органов управления на гипотетическом летательном аппарате: 1 — переднее (дополнительное) вертикальное оперение (декиль); 2 — переднее (дополнительное) горизонтальное оперение; 3 — предкрылки; 4 — внешние элероны; 5 — спойлеры; б — внутренние элероны; 7 — элероны-закрылки (флапероны); б — руль направления; 9 — триммер руля направления; 10-тормозные щитки; 11 — руль высоты; 12 — триммер руля высоты; 13 — струйный закрылок; 14 — отклоняемые секции носка.
Р и с. 5.6
На вертолетах для управления используются несущий и дополнительный рулевой винты, а в некоторых случаях — и рули самолетного типа.
