Авиация Второй мировой
На главнуюПоиск на сайте English
 
Реактивные 2 МВ Реактивные самолеты БИ-1 Конструкция

КОМПОНОВКА РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ

1. Общие сведения

Особенности конструктивной и аэродинамической компоновки реактивных самолетов обусловливаются в основном двумя фактами: а) особенностями, присущими силовой реактивной установке, и б) явлениями, возникающими нри полетах на скорости, близкой к скорости звука.

Из особенностей реактивных двигателей на компоновочную схему самолета главным образом влияют отсутствие на реактивном двигателе винта, наличие мощной струи выхлопных газов с высокой температурой, выбрасываемой двигателем назад с очень большой скоростью, и большие расходы горючего.

Из явлений, возникающих при большой скорости полета, на общую схему самолета и его основные параметры в первую очередь влияют: появление местных волновых сопротивлений (волнового кризиса) и связанное с этим нарушение устойчивости и управляемости самолета, а также степень прочности и вибрации частей самолета. Рассмотрим подробнее влияние этих факторов.

2. Особенности реактивных самолетов в связи с отсутствием винта

Отсутствие винта на одномоторном самолете позволяет разместить реактивный двигатель в средней части фюзеляжа (рис. 2, а). Такое расположение двигателя дает возможность поместить экипаж и неподвижное стрелковое оружие в носовой части фюзеляжа, впереди крыла; это обеспечивает хороший обзор из кабины пилота, хорошую прицельность и кучность огня.

Рис 2. Примеры расположения реактивных двигателей на одномоторном самолете:

а — внутри фюзеляжа; б — сверху фюзеляжа; в — снизу фюзеляжа

При таком расположении двигателя ось выхлопного сопла совмещается с осью хвоcтовой части фюзеляжа, благодаря чему при изменении тяги момент сил незначительно изменяется относительно центра тяжести, т. е. балансировка самолета при изменении режима работы мотора почти не нарушается. Наконец, размещение двигателя примерно в середине фюзеляжа освобождает место для уборки носового колеса шасси и позволяет придать заостренную форму носовой части фюзеляжа, что уменьшает сопротивление при больших скоростях полета. По условиям компоновки, внутри фюзеляжа рациональнее размещаются ТКВРД с центробежным компрессором. Двигатели этой конструкции имеют меньшую длину, чем ТКВРД с осевым компрессором, и это дает возможность разместить между пилотом и двигателем керосиновые баки. Общая длина фюзеляжа при этом получается не слишком большой. Такая схема расположения ТКВРД с центробежным компрессором осуществлена, например, на американском самолете «Шутинг Стар».

При установке на одномоторном самолете ТКВРД с осевым компрессором двигатель вследствие его большой длины приходится размещать либо сверху фюзеляжа (рис, 2, б), либо снизу фюзеляжа (рис. 2, в). Такое расположение неблагоприятно в отношении продольной статической устойчивости и аэродинамического сопротивления: создается большое плечо реактивной силы струи выхлопных газов относительно центра тяжести и увеличивается площадь лобового сопротивления самолета; однако при этом в фюзеляже освобождается место для керосиновых баков, для уборки основного шасси и т. д. Наконец, отсутствие винта позволяет уменьшить высоту шасси, что уменьшает вес самолета и упрощает его эксплоатацию, так как при обслуживании самолета (типа истребитель) на земле не требуется высоких стремянок.

При двухмоторной схеме самолета отсутствие воздушных винтов позволяет поместить двигатели ближе к продольной оси фюзеляжа или даже расположить их непосредственно по бокам фюзеляжа (рис. 3, а). Такое размещение двигателей выгодно при полете с одним остановленным мотором, так как разворачивающий момент от силы тяги работающего двигателя получается меньше. Кроме того, разворачивающий момент при полете с одним остановленным мотором уменьшается еще за счет отсутствия разворачивающего момента лобовых сил воздушного сопротивления остановленного винта (этот момент весьма велик даже в том случае, если лопасти винта повернуты во флюгерное положение).

На многомоторном самолете возможно спаривание реактивных двигателей, расположенных на крыле (рис. 3, б). Это уменьшает лобовое сопротивление самолета и снижает количество просветов в закрылках, что приводит к повышению Cvmax механизированного крыла. Отсутствие винта на реактивном двигателе позволяет осуществить компоновку двухмоторного самолета комбинированного типа, а именно: установить в носовой части фюзеляжа самолета двигатель с винтом, а сзади — реактивный двигатель ТКВРД или ЖРД (рис. 3, в). Самолет такого типа благодаря значительном тяге винта на малых скоростях обладает хорошими взлетными качествами и большой экономичностью (при полете с остановленным реактивным двигателем). При необходимости получения большой скорости полета включение реактивного двигателя резко увеличивает тягу, а следовательно, и скорость полета. Винт приводится в движение либо поршневым мотором, либо газовой турбиной (в этом случае должно быть выхлопное сопло и для переднего двигателя).

Рис. 3. Примеры расположения реактивных двигателей на многомоторных самолетах:

а - два мотора непосредственно по бокам фюзеляжа; б — спаренные установки двигателей четырехмоторного самолета; а — комбинированная установка ТКВРД в носу фюзеляжа и реактивного двигателя в хвостовой части фюзеляжа

Таким образом, основной полет на самолете комбинированного типа совершается при помощи ВМГ, имеющими хороший к. п. д. на сравнительно малых скоростях полета, а реактивный двигатель выполняет функцию ускорителя при разбеге, наборе высоты или при полете на максимальной скорости. Такой самолет по своим свойствам можно считать средним между винтовыми и реактивными самолетами. Максимальная скорость полета таких самолетов меньше, чем чисто реактивных самолетов.

3. Влияние наличия струи выхлопных газов

Высокие температуры и большие скорости выхлопных газов реактивных двигателей (особенно у ЖРД) приводят к необходимости так конструировать самолет, чтобы ни одна его часть не попадала в эту струю. Так, например, на одномоторных самолетах вертикальное оперение приходится располагать сверху хвостовой части фюзеляжа (рис. 2, а), а на двухмоторных самолетах поднимать горизонтальное оперение достаточно высоко и крепить его не к фюзеляжу, а к вертикальному оперению (рис. 3, б и 3, в). Иногда это делается и на одномоторном самолете, например при двухбалочной схеме (см. ниже рис. 24, б). Однако такое расположение уменьшает жесткость крепления горизонтального оперения и усложняет проводку управления рулями высоты. Шасси с носовым колесом необходимо на реактивных самолетах для обеспечения параллельности струи выхлопных газов земле. Если газовая струя направлена под углом вниз, то при работе двигателя на полном газе земля силой струи вырывается целыми пластами.

4. Влияние больших расходов горючего

Малая экономичность реактивного двигателя и большие мощности, развиваемые ими, требуют для полета на реактивных самолетах очень больших запасов горючего. Для размещения на самолете баков с горючим приходится в большинстве случаев увеличивать размеры поперечного сечения фюзеляжа. Поэтому фюзеляжи реактивных самолетов отличаются большой длиной, особенно в носовой части, и большой толщиной. Чтобы по мере выгорания горючего центровка самолета не слишком сильно менялась, баки с горючим размещают вблизи центра тяжести самолета. В некоторых случаях прибегают к установке дополнительных подвесных баков (самолет «Шутинг Стар» США). Значительное количество воздуха, расходуемого ТРД, приводит к дальнейшему увеличению размеров фюзеляжа у одномоторных самолетов, так как в фюзеляже (или рядом с ним) приходится прокладывать воздухопроводы больших поперечных сечений.

5. Влияние сжимаемости воздуха

Явление волнового кризиса требует применения специальных форм крыла как по профилю, так и в плане.

Местные скорости, равные скорости звука, возникают в местах наибольшего сужения струи, в первую очередь это происходит в сопряжении крыла с фюзеляжем. Если впереди этого сопряжения расположить заборные патрубки каналов, подводящих воздух в ВРД, то значительное количество воздуха будет отводиться от этого опасного места; тем самым в местах сопряжения крыла с фюзеляжем, «корость потока уменьшится, а наступление волнового кризиса будет отдалено.

При полете со скоростью, близкой звуковой, нарушаются продольная устойчивость и управляемость самолета при обычной схеме его компоновки, т. е. с оперением, расположенным на хвостовой части фюзеляжа. В этом случае наблюдаются затягивание самолета в пикирование, аэродинамическое заклинение рулей и обратные давления на ручку управления. Эти явления обусловливаются следующим.

а) При возникновении скачка уплотнения центр давления аэродинамических сил, действующих на крыло, сметается по хорде назад, следовательно, возникает дополнительный пикирующий момент крыла.

б) При возникновении волнового кризиса подъемная сила средней части крыла падает, и для сохранения полной подъемной силы крыла приходится увеличивать угол атаки, а при этом увеличивается угол атаки оперения (вернее, уменьшается его отрицательный угол атаки), в результате чего оперение создает момент, затягивающий самолет в пикирование.

в) Вследствие того же падения подъемной силы средней части крыла уменьшается и скос потока за крылом, что приводит к уменьшению отрицательного угла атаки горизонтального оперения α оп (рис. 4). В результате отрицательная подъемная сила оперения Yг о становится меньше, следовательно, уменьшается и момент этой силы относительно центра тяжести самолета. В конечном итоге нарушается балансировка самолета, опять-таки в сторону затягивания самолета в пикирование.

г) Резкое, возрастание сопротивления крыла Хкр на большой скорости полета при низкопланной схеме самолета также увеличивает пикирующий момент этих сил относительно центра тяжести самолета.

Совокупность указанных причин и обусловливает затягивание самолета в пикирование при полете на большой скорости. Чтобы удержать самолет в линии горизонтального полета при увеличении скорости, пилоту приходится отклонять рули вверх (брать ручку на себя), т. е. действовать в обратном направлении, по сравнению с тем, как это необходимо в обычных условиях полета. Это обстоятельство чрезвычайно усложняет технику пилотирования реактивного самолета. Кроме того, при увеличении скорости полета аэродинамические силы на оперении смещаются по направлению к задней кромке, нагрузка на рули возрастает и для их отклонения требуется очень большое усилие. Давление на ручку управления при большой скорости полета получается столь значительным, что пилот даже не может его преодолеть. Такое явление получило название «аэродинамического заклинивания рулей рулей».

Рис. 4. Балансировка самолета на больших скоростях полета

Кроме перечисленных явлений, при полете на скорости, близкой к скорости звука, вследствие срыва потока со средней части крыла возникает вибрация оперения (скоростной бафтинг). В сорванном потоке за крылом образуется так называемая вихревая дорожка, в которой отдельные вихри расположены в шахматном порядке и имеют противоположные направления вращения. Оперение, попадая в эту вихревую полосу, попеременно испытывает сильные удары то сверху, то снизу, вследствие чего и начинает вибрировать.

Выяснение причин нарушения устойчивости и управляемости самолета позволит наметить способы борьбы с этими явлениями.

Некоторого уменьшения момента, затягивающего самолет в пикирование, можно достичь переходом от низкопланной компоновочной схемы самолета к высокопланной (рис. 5). В этом случае рост сопротивления крыла с увеличением скорости будет создавать кабрирующнй, а не пикирующий момент.

Рис. 5. Схемы реактивных экспериментальных самолетов:

а - бесхвостый самолет; б - самолет утка

Высокопланная схема самолета выгодна также с точки зрения меньших интерференционных влияний фюзеляжа на крыло. При таком расположении несущих поверхностей нет преждевременного срыва потока с верхней поверхности крыла, а следовательно, и преждевременного падения подъемной силы и уменьшения скосов потока в средней части несущих поверхностей. Поднимая горизонтальное оперение высоко над крылом, можно уменьшить вредное влияние изменения скосов потока, а также избежать попадания оперения в завихренный поток от крыла. Наконец, наиболее радикальным средством по устранению вредного влияния крыла на оперение является либо переход к схеме безхвостого самолета (рис. 5, а), либо к самолету типа «утка» (рис. 5, б), у которого горизонтальное оперение расположено впереди крыла. За последнее время наблюдается повышенный интерес к подобным схемам. Об этом говорят многочисленные проекты бесхвостых самолетов и самолетов типа «утка», а также постройка экспериментальных самолетов подобных схем. Краткая характеристика их приведена ниже, в главе X.

Дата публикации на сайте: 15.10.2012

©AirPages
2003-