Выбор балансировочной схемы самолета

Типом, числом и расположением двигателей.

Размещением экипажа и полезной (целевой) нагрузки.

Числом и расположением несущих и стабилизирующих поверхностей (крыло, ВО, ГО) – т.е. элементов, характеризующих балансировочную схему самолета.

Разработка концепции самолета является важнейшим этапом проектирования.

Самолет для облета Земного шара без посадки (конструктор Рутан)

· Схема – «Утка» ® трехплан – малые потери на балансировку

· Распределение нагрузки по размаху крыла – снижение массы

Одним из главных элементов концепции – выбор схемы самолета, который характеризуется:

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:

(т. е. балансировочную схему, характеризующую аэродинамическую конфигурацию на крейсерских и взлетно-посадочных режимах);

5. – выбор и размещение бортового оборудования;

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.

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

Это обстоятельство нужно иметь ввиду при проектировании специальных установок пилонов.

«Утка»

«Бесхвостка»

«Нормальная» (классическая)

Направление силы на ГО

Сила на ПГО практически всегда направлена вверх и складывается с У_кр

Самолет балансируется за счет крутки концевых частей крыла (-У_крут) или (У_элев). Для увеличения плеча подъемной силы У_крут 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 С_Х_{i ГО.}

Потери К_{аэродин.} на балансировку

Потери К_{аэродин.}на балансировку незначительные.

Потери К_{аэродин.}на балансировку весьма значительные (малые плечи).

Потери К_{аэродин.}на балансировку значительные (особенно на сверхзвуке) DК до 20%.

Направление сил в устойчивом горизонтальном полете

Такое как на схеме

Такое как на схеме наиболее вероятно, но У_ГО может быть и положительной: · при «далеко» расположенном ГО на дозвуке (фокус смещается от нормы) · при сверхзвуковом полете (с перекачкой топлива для сохранения М_z^Су)

Влияние скоса потока от передней поверхности на работу задней

· при «близко» расположенном ПГО на дозвуке У_крыла уменьшаеися на величину –У_{скоса от ПГО}, но увеличивается С_У_{max кр.} За счет вихрей ПГО · для «далеко» расположенного ПГО на дозвуке взаимовлияние поверхностей мало · «близкое» ПГО обеспечивает DХ_F_min (т. к. поверхность как бы одна)

Взаимовлияние поверхностей отсутствует, т. к. поверхность одна

Уменьшается эффективность ГО пропорционально величине К_ГО(1-e^a), где К_ГО- учитывает торможение потока; e^a - учитывает скос в зоне ГО

Меры по сохранению статического запаса устойчивости при переходе на сверхзвук

· близкое расположение ПГО · плавающее на дозвуке и фиксированное на сверхзвуке ПГО · автоматическое ПГО с флюгер. рулем.

На сверхзвуке F смещается назад. Если не принять дополнительные меры, то наряду с увеличением устойчивости увеличатся и потери на балансировку. Выход: · наплывы на крыле ·

перекачка топлива

на Ту-144: 1+2

наплывы на крыле ·

перекачка топлива (F-14)

· выпускные передние дестабилизаторы (на сверхзвуке)

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 –У_{элевонов} для увеличения a_крыла

Имеется малая просадка при входе в «горку». Может быть совсем исключена при использовании системы НУПС с отклоняющимися закрылками или адаптивными профилями

DУ= DУ_закр - DУ_ГО

Устойчивость динамическая при вертикальном порыве

Неудовлетворительная: т. к. a_ПГО >a_крыла, то «Утка» предрасположена к «клевку» за счет возможного срыва потока на ПГО при вертикальном порыве. Выход: a_{крит.ПГО} >a_{крит.крыла}. Достигается либо l _ПГО<l_кр, либо с помощью мощной механизации ПГО.

Тем не менее у схемы «Утка» срыв должен наступать чуть раньше на ПГО, чем на крыле для уменьшения a и выхода на безопасные углы

Оперения нет. Крылья с малым l слабо подвержены срыву

Хорошая, т. к. поток в зоне ГО стабилизируется крылом (Da_ГО << Da_крыла за счет того, что e_{у ГО} @a/2) и срыва с ГО не происходит

Продольная статическая устойчивость(без вмешательства пилота):

продольная
путевая

i. удовлетворительная ii. удовлетворительная (т. к. крыло сдвинуто назад и мало плечо ВО) Схема выгодна для самолетов с искусственной устойчивостью

1. достаточная 2. достаточная

1. хорошая 2. хорошая

Снижение массы

Есть – за счет возможности уменьшить площадь крыла (У_ГО и У_кр складываются)

Незначительное – т. к. хотя ГО и отсутствует, но площадь крыла возрастает из-за слабой его механизации

Нет (исходный вариант)

Снижение С_х

Есть за счет возможности уменьшить S_кр

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

Используется на самолетах

· перспективные СПС · маневренные истребители воздушного боя

· сверхзвуковые пассажирские самолеты · маломаневренные (однорежимные) · маневренные истребители воздушного боя

· дозвуковые пассажирские · транспортные (военно-транспортные) Схема наиболее распространена

Сравнение балансировочных поляр различных схем самолета

Схема «Утка» имеет меньше потери на балансировку, чем классическая.

Для всех устойчивых аэродинамических схем обязательно выполнение «правила продольного V»:

; g_{перед.пов-ти} > g_{задней.пов-ти} Þ a_{перед.пов-ти} > a_{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 ÞU-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
· DС_{у 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

+ +

· DС_{у 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

j¹90⁰

· Аэродинамическое качество

· Обеспечение устойчивости

· Эффективность упр

· Возможное снижение массы

+ +

· Эксплуатационные свойства

· Снижение ЭПР

- -

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.