О выборе аэродинамической компоновки летательного аппарата

Для обеспечения необходимой дальности полёта, устойчивости и управляемости, а также для выполнения ряда других требований летательный аппарат (ЛА) выполняется по соответствующей аэродинамической компоновке. Под аэродинамической компоновкой (схемой) понимают рациональный выбор размеров, внешних форм, взаимного расположения корпуса, крыла, оперения, органов управления и других элементов ЛА.

При окончательной отработке конструкции эти задачи должны решаться совместно с тем чтобы обеспечить согласование размеров, формы и взаимного расположения частей ЛА. Однако на начальном этапе проектирования выбор схемы и расчёты можно вести раздельно. Более того, принципиальная аэродинамическая схема может быть намечена, исходя из тактико-технических требований, без конкретизации формы отдельных элементов. Правильный выбор аэродинамической схемы ЛА может быть осуществлён с учётом накопленного практического опыта, а также с использованием имеющихся теоретических и экспериментальных данных.

Аэродинамические схемы оперённых ЛА могут быть разделены на бескрылые и крылатые, а также на схемы с совмещённым крылом и оперением.

Для неуправляемого бескрылого оперённого ЛА оперение на корпусе является неподвижным и выполняет роль стабилизатора. Стабилизация некоторых ЛА обеспечивается их быстрым вращением вокруг продольной оси. Управляемый бескрылый оперённый ЛА может быть снабжён поворотными консолями оперения либо поворотными их частями или иметь газодинамические рули.

Схемы крылатых ЛА, использующих так называемое моментное управление, можно разделить в зависимости от принятого способа управления на нормальную схему (см. рис. 1.1, в), схему «утка»
(см. рис. 1.1, г) и схему «бесхвостка» (см. рис. 1.1, б). В этих схемах облегчается условие балансировки относительно центра масс, обеспечивается большая свобода в расположении и выборе относительных размеров аэродинамических поверхностей, а также в выборе схемы управления. Практически безмоментное управление можно обеспечить поворотными крыльями (см. рис. 1.1, д) или с помощью аэродинамической компоновки, показанной на рис. 1.1, е.

В нормальной схеме (см. рис. 1.1, в) управляющее оперение расположено за крылом в хвостовой части ЛА, что обеспечивает ему ряд преимуществ аэродинамического и конструктивного характера.

При таком расположении рулей возмущения от них не влияют на крыло, следовательно, условия обтекания крыла более благоприятны. Рули могут обеспечить резкий манёвр ЛА при сохранении их плавного обтекания. Это достигается поворотом руля на достаточно большой первоначальный угол, который затем в полёте уменьшается на величину угла атаки ЛА, что способствует предотвращению срыва потока на них. Управление по крену обычно обеспечивается дифференциальным отклонением рулей. Используется также схема, в которой задние поверхности работают попарно как рули высоты и направления, обеспечивая тем самым управление по тангажу и курсу, а пара рулей, расположенных на крыльях, работают как элероны.

При заднем расположении рулей достигается некоторая выгода, связанная с обеспечением прочности, так как изгибающие моменты, приложенные к корпусу, оказываются сравнительно небольшими.

При использовании нормальной схемы следует учитывать её недостатки:

1. Хвостовое оперение, находясь в зоне возмущённого потока за крылом, подвергается неблагоприятному силовому воздействию, носящему обычно ударный периодический характер. Вследствие этого горизонтальные консоли оперения испытывают сильную тряску – так называемый бафтинг. Желая его избежать, в самолётных схемах стремятся перенести оперение выше плоскости крыла за пределы возмущённого потока, хотя при этом снижается жёсткость, что может явиться причиной флаттера оперения.

2. Вследствие того, что при управлении и (или) стабилизации углы «атаки» ЛА и рулей имеют разные знаки, то создаваемые ими подъёмные силы направлены в противоположные стороны, т. е. при этом происходит как бы потеря подъёмной силы («потери» на балансировку). Для её компенсации необходимо увеличить (по модулю) потребный угол атаки, что приводит к росту сопротивления.

3. По этой же причине возникает дестабилизирующий эффект при отклонении рулей, вследствие чего расстояние между центром масс и центром давления ЛА уменьшается. Это несколько ухудшает статическую устойчивость. Кроме того, если рули расположены на небольшом расстоянии от центра масс, это может уменьшить демпфирующий момент от оперения и, как следствие, ухудшить динамическую устойчивость, т. е. колебания ЛА, возникающие на траектории, будут затухать медленнее.

В схеме «утка» (см. рис. 1.1, г) управляющие поверхности (оперение) находятся перед крылом в носовой части ЛА и располагаются впереди центра масс. Положительные качества этой схемы проявляются в том, что рули находятся в значительно менее возмущённом районе и поэтому оказываются более эффективными. Вследствие того, что знаки углов атаки крыла и оперения одинаковы и подъёмные силы, создаваемые ими, направлены в одну сторону, подъёмная сила ЛА возрастает.

Поскольку при отклонении рулей дестабилизирующий момент уменьшается, то достигается некоторое улучшение статической устойчивости по сравнению с нормальной схемой. Улучшаются также демпфирующие характеристики, так как рули находятся обычно на большом расстоянии от центра масс.

Некоторые выгоды схемы «утка» в конструктивном отношении связаны с тем, что рули имеют сравнительно небольшие размеры и поэтому малые шарнирные моменты. Кроме того, при переднем расположении рулей и соответствующего оборудования удобнее размещать в средней и хвостовой частях баки с топливом и двигательную установку.

Недостатки рассматриваемой схемы состоят в следующем:

1. На крыло воздействует скошенный рулями поток, что приводит к уменьшению истинного угла атаки и снижению подъёмной силы. Этот эффект усиливается в случае крыла малого размаха, когда почти вся поверхность его подвергается воздействию скошенного потока.

2. Рули нецелесообразно применять в качестве элеронов для управления по крену, так как вследствие скоса потока за ним крылья создают противоположный по знаку момент крена и эффект от элеронов значительно уменьшается. Более того, из-за малости плеча момента от элеронов может быть даже меньше момента крена, возникающего вследствие скоса потока. Этот недостаток можно устранить, применяя на неподвижных крыльях элероны, что, однако, приводит к конструктивным трудностям и утяжелению аппарата.

3. Рулевые поверхности находятся в неблагоприятных условиях обтекания вследствие больших углов атаки, равных сумме углов атаки ЛА и угла отклонения руля. При больших углах атаки происходит срыв потока с рулей, что обычно сопровождается возникновением колебаний ЛА.

4. Расположение управляющего оперения впереди центра масс обуславливает некоторый дестабилизирующий эффект.

5. Нагрузки на рули и изгибающие моменты, приложенные к корпусу, оказываются большими, чем в нормальной схеме, так как углы атаки рулей велики.

6. В схеме «утка», предполагающей использование длинной носовой части корпуса для размещения рулей, возникает трудность в обеспечении путевой устойчивости. Эта трудность обусловлена большими дестабилизирующими моментами носовой части и необходимостью иметь развитое вертикальное оперение с большим плечом относительно центра масс.

В схеме «бесхвостка» (см. рис. 1.1, б) изолированное оперение отсутствует, а рулевые устройства (поверхности) расположены на задней кромке несущей поверхности, которая представляет собой совмещённые крылья и хвостовой стабилизатор, или же их функции выполняет крыло. В этой схеме возможно применение газодинамических органов управления, расположенных в кормовой части. Это увеличивает манёвренность ЛА, так как плечо действия управляющих усилий, приложенных к органу управления, получается большим.

Схеме «бесхвостка» присущ также ряд недостатков. ЛА, выполненный по этой схеме, не приспособлен для резких манёвров, так как рули расположены обычно на небольшом расстоянии от центра масс и не могут обеспечить значительного управляющего момента. Большой управляющий момент можно создать путём увеличения управляющей подъёмной силы, что достигается увеличением поверхности рулей или их отклонением. Однако при этом повышается потребная мощность приводов, служащих для поворота органов управления, и возрастает масса ЛА.

ЛА с поворотным крылом (см. рис. 1.1, д) обладает способностью совершать на траектории быстрый манёвр, который начинается сразу после отклонения крыльев, так как при этом не нужно поворачивать корпус с большим моментом инерции. Поворотное крыло представляет собой обычное крыло, имеющее возможность поворачиваться относительно корпуса вокруг поперечной оси ЛА. Преимущество такого органа управления состоит в обеспечении большого управляющего усилия при малых углах отклонения. Поворотное крыло может совмещать функции управления продольным движением аппарата и управления креном.

К недостаткам поворотного крыла следует отнести большие шарнирные моменты, необходимые для его поворота, хотя требуемая при этом мощность привода не очень велика, так как углы, а также скорости поворота небольшие. Недостатком является некоторое увеличение сопротивления ЛА из-за зазоров между поворотным крылом и корпусом.

При повороте на большие углы, когда совершается резкий манёвр, нагрузка на крылья значительно возрастает, что приводит к возникновению большого изгибающего момента, приложенного к корпусу. Поэтому ЛА с поворотным крылом должен обладать повышенной прочностью.

Приложение 2

Таблица коэффициентов формы профиля

Наименование профиля	Форма профиля	Коэффициент формы профиля
Ромбовидный
Четырёхугольный
Шестиугольный (симметричный)
Синусоидальный
Образованный параболами
Дозвуковой симметричный
Ромбовидный со срезанной задней кромкой
Клиновидный
Треугольный несимметричный

Приложение 3

Дата добавления: 2014-12-26