Аэродинамической компоновки

В полетной (крейсерской) конфигурации самолет представляет собой устойчивую в полете и управляемую сложную техническую систему, включающую в себя в традиционных компоновочных решениях крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, фюзеляж и мотогондолы. Основная задача проектировщика при формировании крейсерской конфигурации заключается в создании самолета, обладающего на крейсерских (основных) режимах полета максимально возможным аэродинамическим качеством К = Y / X, где

Y = Y _кр ± Y _г.о + Y _ф + Y _м.г ± Y _инт,
X = X _кр + X _г.о+ X _в.о+ X _ф+ X _м.г ± X _инт.

Здесь	Y кр и X кр	-	сосответственно подъемная сила и лобовое сопротивление крыла;
	Y г.о и X г.о	-	подъемная сила и лобовое сопротивление горизонтального оперения;
	X в.о	-	лобовое сопротивление вертикального оперения;
	Y ф и X ф	-	подъемная сила и лобовое сопротивление фюзеляжа;
	Y м.г и X м.г	-	подъемная сила и лобовое сопротивление мотогондол;
	Y инт и X инт	-	дополнительная подъемная сила и лобовое спротивление от взаимного влияния (интерференции) частей самолета.

Как это ни парадоксально, но общее лобовое сопротивление самолета может быть меньше суммы сил сопротивления отдельных его частей (полученных в результате расчетов или продувки в аэродинамических трубах), а подъемная сила - больше за счет удачной взаимной увязки агрегатов, создания зализов, т. е. плавных переходов в местах стыковки агрегатов и т. д.
Необходимо рассматривать все возможные пути обеспечения высокого аэродинамического совершенства проектируемого самолета.
Противоречивость многих требований, предъявляемых к аэродинамической компоновке ЛА, не позволяет выработать однозначный критерий оценки ее совершенства. Тем не менее достижения теоретической и экспериментальной аэродинамики, развитие методов аэродинамического расчета и обработки результатов эксперимента дают возможность разрабатывать рациональные формы ЛА в зависимости от его назначения и режимов полета.
Для грузопассажирских самолетов, у которых основным (крейсерским) режимом является длительный горизонтальный установившийся полет, увеличение скорости или аэродинамического качества позволяет увеличить дальность полета (см. раздел 6.4) и, следовательно, производительность при сохранении неизменными других параметров (полетной массы, параметров силовой установки и запасов топлива).
Главным препятствием к увеличению скорости полета является наступление волнового кризиса на несущих поверхностях самолета.
Несущая поверхность стреловидной формы в плане позволяет отодвинуть начало волнового кризиса до скоростей, соответствующих числам М_крит = 0,8¸0,95 (при условии выбора соответствующих профилей), за счет того, что, в отличие от прямого крыла, обтекание стреловидного крыла имеет пространственный характер.
Стреловидное крыло с углом стреловидности χ по передней кромке (рис. 7.34) можно рассматривать как составленное из профилей 1 прямое крыло, передняя кромка которого расположена под углом скольжения β=π/2-χ к направлению невозмущенного потока.
При обтекании такого крыла невозмущенный поток со скоростью V _¥ раскладывается на два потока: текущий по нормали к передней кромке со скоростью V _n = V _¥cosχ и текущий вдоль размаха со скоростью V _τ = V _¥sinχ. Поток со скоростью V _τ, которая не изменяется вдоль размаха, не будет влиять на распределение давления по крылу и вызовет только поверхностное трение.

Рис. 7.34. Влияние стреловидности на аэродинамику крыла

Поток со скоростью V _n, которая будет изменяться вследствие торможения и разгона при обтекании профиля, будет определять и поверхностное трение, и распределение давления по сечению крыла, т. е. несущую способность стреловидного крыла.
Так как скорость этого потока V _n всегда меньше скорости набегающего потока V _¥, то волновое сопротивление у стреловидного крыла появится на больших скоростях набегающего потока V _¥, чем у прямого.

Однако несущая способность стреловидного крыла меньше, чем у прямого, поскольку в создании подъемной силы у стреловидного крыла участвует только составляющая потока V _n, текущая по нормали к передней кромке.

Кроме того, специфика пространственного обтекания стреловидного крыла на больших околозвуковых скоростях полета, свойственное ему стекание пограничного слоя вдоль размаха к концевым сечениям крыла и срыв потока на концах крыла (концевой срыв) приводят к росту лобового сопротивления (и, как следствие, к снижению аэродинамического качества), а также оказывают неблагоприятное влияние на устойчивость и управляемость самолета со стреловидным крылом.
Для снижения этих неблагоприятных явлений на стреловидных крыльях применяется геометрическая и аэродинамическая крутка.
Тонкая аэродинамическая перегородка 1 на верхней поверхности крыла (рис. 7.35, а) или г енераторы вихрей на передней кромке (выступ, или "зуб", 1 на рис. 7.35, б или

"запил" 1 на рис. 7.35, в) формируют постоянный вихревой шнур 2 на поверхности крыла.

Рис. 7.35. Аэродинамические перегородки и генераторы вихрей

Пограничный слой "наматывается" на вихревой жгут и стекает вместе с ним, не накапливаясь на концевых участках крыла, что снижает тенденцию к концевому срыву.
Концевые крылышки разнообразной формы (крылышки или законцовки Уиткомба, названные так по имени американского аэродинамика Р. Уиткомба) (рис. 7.36), пред-

Рис. 7.36. Концевые крылышки

ставляющие собой разновидность концевых аэродинамических шайб, устанавливаются на концах стреловидных крыльев и увеличивают эффективное удлинение крыла, препятствуя перетеканию потока и выравниванию давлений на нижней и верхней поверхности крыла, т. е. увеличивают его несущую способность. Установленные под определенным углом к вектору скорости набегающего потока, они создают тянущую силу (подобно парусу, позволяющему яхте двигаться против ветра), т. е. уменьшают силу лобового сопротивления. Кроме того, они ослабляют мощный концевой вихрь, разбивая его на несколько вихрей меньшей интенсивности и снижая таким образом индуктивное сопротивление, что увеличивает аэродинамическое качество.

Рис. 7.37. К объяснению правила площадей

К повышению критического числа М полета и уменьшению сопротивления интерференции приводит проектирование дозвукового самолета с использованием правила площадей. Для трансзвуковых (близких к скорости звука) скоростей полета это правило может быть сформулировано следующим образом: чтобы обеспечить минимальное сопротивление, эпюра 1 площадей поперечных сечений Σ S _i всех элементов самолета (рис. 7.37) по длине самолета должна соответствовать эпюре эквивалентного тела вращения наименьшего сопротивления (сигарообразного тела большого удлинения). Практическая реализация правила площадей сводится к тому, что в зонах присоединения к фюзеляжу крыла, мотогондол, оперения площадь поперечного сечения фюзеляжа уменьшается на величину, равную сумме площадей агрегатов, расположенных в том же сечении. В результате в зоне крепления крыла фюзеляж имеет довольно сильное "поджатие" ("осиную талию").
Для сверхзвукового самолета наиболее рациональной по критерию максимального аэродинамического качества К _{a max} формой крыла в плане является близкое к треугольному крыло малого удлинения с большой стреловидностью по передней кромке (рис. 7.38). Обтекание такого крыла имеет существенно пространственный характер и характеризуется интенсивным перетеканием воздуха с нижней поверхности на верхнюю через передние кромки. В вихревых жгутах (рис. 7.39), образующихся при этом, давление по сравнению с атмосферным понижено, что создает дополнительную подъемную силу.

Рис. 7.38. Зависимость максимального аэродинамического качества от числа M для различных форм крыльев в плане	Рис. 7.39. Вихревые жгуты при обтекании треугольного крыла

Такое крыло, рациональное для сверхзвуковых режимов полета, существенно уступает по К _{a max} в околозвуковом и, особенно, дозвуковом диапазоне скоростей стреловидному и прямому крыльям.
При выборе аэродинамической компоновки сверхзвукового самолета в зависимости от конкретных параметров технического задания на проектирование приходится решать вопрос, какому из режимов полета, оговоренных ТЗ (дозвуковому или сверхзвуковому), отдать предпочтение.
Поэтому облик сверхзвукового пассажирского самолета, для которого крейсерский полет на сверхзвуковой скорости является определяющим, существенным образом отличается от облика боевых высокоманевренных самолетов, которые должны обладать высокой эффективностью в широком диапазоне чисел М и углов атаки.
Использование сложной профилировки несущих поверхностей, корневых наплывов крыла, проектирование самолета с учетом сверхзвукового, дифференциального правила площадей, когда площади поперечных сечений изменяются по определенному закону не только по длине, но и по высоте самолета, переход к интегральным компоновкам - эти и другие конструктивно-компоновочные мероприятия позволяют уменьшить неблагоприятные изменения аэродинамических характеристик и характеристик устойчивости и управляемости при полете на сверхзвуковых скоростях.
Рисунки, отражающие аэродинамическую компоновку некоторых таких самолетов, приведены в разделе 20.2.
Весьма эффективным средством получения потребных ЛТХ самолетов могут оказаться энергетические методы непосредственного воздействия на характер обтекания (например, несущих поверхностей) с помощью газовых струй, дополнительно создаваемых на обтекаемых поверхностях.
Так, сдувание (сдув) или отсос пограничного слоя (рис. 7.40) через щели (или перфорацию) 1 в обшивке интенсифицирует течение в пограничном слое и позволяет сохра-

Рис. 7.40. Управление пограничным слоем

нить ламинарное течение на значительной части поверхности крыла. Управление пограничным слоем (УПС) или управление ламинарным обтеканием (УЛО) позволяет существенно снизить сопротивление трения, затянуть срыв потока на большие углы атаки, повысить аэродинамическое качество несущей поверхности.
Соответствующим выбором положения щелей на поверхности и количества выдуваемого (или отсасываемого) воздуха можно обеспечить такое взаимодействие газовых струй 2 с основным потоком 3, которое приведет к образованию суперциркуляции (дополнительной циркуляции потока), сущность которой состоит в дополнительном разгоне (или торможении) потока и, соответственно, уменьшении (или увеличении) давления на отдельных участках несущей поверхности с целью получения приращения подъемной силы.
Поперечный выдув струи 1 вдоль размаха (рис. 7.41) на крыльях малого удлинения 3, например на верхней поверхности, формирует устойчивый вихрь 2 вдоль передней кромки, что приводит к значительному возрастанию разрежения над крылом.
Следует отметить, что эффективность энергетических методов резко падает при увеличении скорости полета.
Естественно, что реализация энергетических методов повышения аэродинамических характеристик требует отбора энергии от основных двигателей или наличия дополнительной силовой установки для создания газовых струй, усложняет и утяжеляет конструкцию несущих поверхностей, затрудняет техническое обслуживание по поддержанию работоспособности таких систем.

Рис. 7.41. Выдув струи вдоль размаха

Кроме того, повышение несущей способности энергетическими методами заметно изменяет момент тангажа, что требует дополнительных мер по обеспечению продольной балансировки (увеличения размеров горизонтального оперения или использования на нем таких же эффективных энергетических методов управления циркуляцией).
Существенное влияние на полетную конфигурацию и общую компоновку самолета оказывает выбор типа и числа двигателей, обеспечивающих потребную для полета тяговооруженность и, как следствие, основные летно-технические характеристики самолета.

Рис. 7.42. Классификация самолетов по взаимному расположению крыла и фюзеляжа
Рис. 7.43. Классификация самолетов по расположению двигателей
Рис. 7.44. Классификация самолетов по взаимному расположению г.о. и в.о.

Расположение двигателей, форма и расположение воздухозаборников, размещение потребного запаса топлива влияют на распределение площадей поперечных сечений и, как следствие, на аэродинамические характеристики самолета.
Таким образом, процесс аэродинамической компоновки неразрывно связан с оценкой не только летных, но и других (весовых, технологических, эксплуатационных) технических характеристик проектируемого самолета.
Поскольку существуют объективные законы взаимодействия самолета с потоком воздуха, самолеты, проектируемые по сходным ТЗ, будут иметь практически одинаковые компоновочные признаки (аэродинамическую схему, геометрические параметры основных агрегатов и их взаимную увязку).

Самолеты, спроектированные по различным ТЗ, будут существенно различаться, что позволяет классифицировать их по отдельным компоновочным признакам (рис. 7.42, 7.43, 7.44).