Конструктивная идея самолета

Уже в начале работ над проектом будущего сверхзвукового пассажирского самолета было выяснено, что в соответствии с требованиями эксплуатации (к пассажирским самолетам, эксплуатировавшимся в то время) эффективность эксплуатации нового самолета определяется следующими условиями :

– его летные данные должны обеспечивать высокую безопасность полета;

– самолет должен быть приспособлен к существующему оборудованию аэропортов и радионавигационному обслуживанию;

– стоимость эксплуатации и авиабилетов должна не более чем на 10% превышать соответствующие характеристики околозвуковых самолетов.

Перед началом работы над предварительным проектом нового пассажирского самолета задаются, как правило, три параметра-крейсерская скорость, дальность полета и количество пассажиров. Эти параметры определяют тип двигательной установки, требуемое количество топлива, конструкцию самолета, стоимость его агрегатов, необходимое оборудование и т.п., т.е. определяют взлетную массу и затраты на разработку и эксплуатацию самолета. Скорость самолета, который должен заменить эксплуатируемые околозвуковые реактивные самолеты, не может только слегка превышать их скорость (800-1000 км/ч), поскольку она оказалась бы в менее выгодном диапазоне чисел Маха, характеризующихся появлением особенно большого волнового сопротивления. После прохождения этого диапазона начинают сказываться два благоприятных фактора-улучшается аэродинамика самолета и повышается эффективность турбореактивных двигателей. Таким образом, экономически эффективный пассажирский самолет должен летать со скоростью, значительно превышающей скорость звука. Уровень развития современной науки и техники позволяет создать экономичный пассажирский самолет, развивающий скорость до 3000 км/ч. Однако для этого следует решить ряд важных конструкторско-технологических проблем в области скоростей полета, при которых непропорционально быстро растут требования к конструкции самолета и используемым в ней материалам. Это относится прежде всего к повышению температуры при увеличении скорости. Для полетов при ? = 2,5 еще можно использовать апробированные конструкторские решения, технологию и материалы. Говоря конкретно, эти скорости еще допускают применение в конструкции самолета качественных алюминиевых сплавов. При больших скоростях необходимы титановые сплавы и специальные стали с хорошими механическими свойствами при высоких температурах, что потребует изменения хорошо отлаженной современной технологии производства и, как следствие, вызовет рост стоимости и массы самолета.

Рис. 1.60. Зависимость продолжительности полета от дальности для самолетов с разной крейсерской скоростью.

Для англо-французского и советского сверхзвуковых пассажирских самолетов, исходя из технических и экономических соображений, была принята крейсерская скорость несколько больше чем М = 2. В США считали, что европейский проект основан на «старой» технологии и традиционных конструкторских решениях, а потому, располагая предельными техническими возможностями, не имеет перспектив дальнейшего развития. Другими словами, новые самолеты в начале эксплуатации будут иметь максимально возможные летные данные, и уже в 70-х годах (!) их конструкция начнет устаревать. Именно такого рода аргументация послужила обоснованием американского проекта самолета с М = = 3,0, который почти в два раза дороже и потребует в два раза больше времени для разработки, но зато обеспечит возможность после проведения несложных модификаций увеличить крейсерскую скорость без принципиального изменения конструкции. Следует, конечно, учесть, что на решение США повлияли также престижные соображения и опыт, приобретенный при создании и эксплуатации самолетов Х-15 и ХВ-70 и особенно рекордного военного самолета YF-12A, развивающих максимальную скорость более 3000 км/ч. Как упоминалось выше, разработка американского сверхзвукового пассажирского самолета была приостановлена в 1971 г. После возобновления работ в 1975 г. выяснилось, что принципы, лежащие в основе проекта, на данный момент реализовать практически невозможно, и американцы приступили к созданию самолета с крейсерской скоростью М = 2,2.

Пассажира самолета интересует не то, с какой скоростью он летит (пассажир не чувствует скорости независимо от того, равна она 1000 или 3000 км/ч, а преодоление звукового барьера не оказывает на него заметного физиологического влияния), а сколько времени он затратит на передвижение, пользуясь сверхзвуковым самолетом в определенном рейсе. Конечно, увеличение скорости приводит к сокращению времени полета (для пассажира это означает сокращение времени поездки, а для авиатранспортного предприятия – повышение эффективности перевозок), однако это время зависит также от дальности беспосадочного перелета. Эта зависимость показана на рис. 1.60 для самолетов трех типов в предположении, что время выхода на полосу и ожидание взлета составляют 15 мин; разгон и подъем на крейсерскую высоту, а также торможение сверхзвукового самолета перед посадкой занимают в сумме 1000 км дальности. Из рисунка видно, что для дальности 2000 км экономия времени полета с крейсерской скоростью 2125 км/ч по сравнению с околозвуковой составляет 1 ч 15 мин, для дальности 4000 км-2 ч 45 мин, а для дальности 6000 км-более 4 ч. Сокращение времени полета самолета, имеющего скорость ~ 3200 км/ч, по отношению к предыдущему для тех же дальностей составляет соответственно только 10, 25 и 45 мин.

Приведенные выше рассуждения показывают, что самолет, летящий со скоростью, большей, чем, например, «Конкорд», будет иметь определенное преимущество только для относительно малого количества маршрутов. Выигрыш в 45 мин на дальности 6000 км не может оправдать затраты труда и средств. Принимая это во внимание, а также учитывая будущие потребности авиапредприятий, обслуживающих рейсы из Европы на другие континенты, английские и французские специалисты рассчитали, что при выбранной скорости полета минимальная, экономически приемлемая дальность равна 4500 км, а максимальная, ограничиваемая техническими возможностями,-около 6000 км. Однако по мере разработки проекта и создания опытных образцов самолетов дальность была уточнена и составила 4900 км (минимальная с максимальным полезным грузом) и 7215 км (максимальная с максимальным количеством топлива). При этом взлетная масса самолета возросла от первоначальной 130000 до 180000 кг. В СССР наиболее выгодной при полете с экономичной сверхзвуковой скоростью считается дальность 6500 км (для «Конкорда» она составляет 6320 км), а в США-около 8000 км.

С экономическими вопросами тесно связана также проблема выбора рациональных размеров самолета, которые определяют пассажировместимость. С точки зрения стоимости полета на единицу дальности предпочтительнее большие самолеты с 200 и более пассажирами, однако с учетом стоимости изготовления и наземного обслуживания и других причин, не связанных непосредственно со стоимостью полетной эксплуатации, следует создавать самолеты меньших размеров. В СССР, Франции и Великобритании принято за оптимальное количество 100-108 пассажирских мест первого класса, которые легко можно переоборудовать на 150 мест в туристическом варианте. В США, где планируется строительство около 500 сверхзвуковых пассажирских самолетов, определено, что число пассажиров в таком самолете должно быть не меньше 200, но рассматриваются проекты самолетов и на 218-350 пассажиров.

Удовлетворение поставленным требованиям и обеспечение определенных скорости и дальности полета всегда зависят от того, в какой степени при разработке и изготовлении самолета удается, с одной стороны, минимизировать сопротивление и взлетную массу, а с другой-обеспечить необходимую прочность и тягу двигательной установки при достаточном количестве топлива. Практически летные характеристики самолета определяются первыми двумя параметрами (сопротивлением и массой), а остальные либо являются производными от них, либо влияют на них тем или иным образом.

Теоретические исследования показали, что коэффициент сопротивления сверхзвукового пассажирского самолета должен быть в ~ 3 раза меньше по сравнению с типичным значением этой величины для околозвукового самолета. Это связано как с выбором соответствующей аэродинамической схемы самолета, так и с определением оптимальных для заданной крейсерской скорости форм элементов самолета и характеристик профилей. Некоторые проблемы такого рода упоминались в предыдущих главах. К пассажирским самолетам не предъявляются требования высокой маневренности; они должны иметь оптимальные характеристики в полете с постоянной скоростью, и при их проектировании основное внимание уделяется обеспечению максимального аэродинамического качества на крейсерском режиме. От аэродинамического качества самолета непосредственно зависит либо дальность полета при заданном запасе топлива, либо требуемое количество топлива и взлетная масса самолета для фиксированной дальности. Аэродинамическое качество равно отношению подъемной силы к силе сопротивления; его значение можно увеличить, например, уменьшая максимальную площадь поперечного сечения несущих поверхностей или поверхность, обтекаемую воздушным потоком, либо снижая значение так называемого балансировочного сопротивления.

Рис. 1.61. Аэродинамическое парирование продольного момента.

Первый способ связан с выбором профилей малой относительной толщины. Хотя тонкие профили и имеют пониженные несущие свойства, им одновременно присуще очень малое сопротивление. Их применение повышает аэродинамическое качество самолета и снижает требования к двигательной установке. Например, уменьшение относительной толщины профиля крыла с 4 до 2,5% дает прирост качества примерно на 5%. Для реализации преимуществ тонких профилей без увеличения массы конструкции самолета необходимо использовать треугольное крыло малого удлинения. Малый размах такого крыла способствует значительному уменьшению изгибающего момента, а большая строительная высота в корневом сечении позволяет создать значительное расстояние между силовыми элементами, что приводит к преобразованию изгибающего момента в пару осевых сил небольшой величины. Такие свойства треугольного крыла делают его редким примером удовлетворения противоположным требованиям аэродинамики больших скоростей и прочности конструкции. Второй способ, по-видимому, более прост, поскольку уменьшение поверхности, обтекаемой воздушным потоком, обеспечивается в основном выбором фюзеляжа с минимально необходимым объемом и поперечным сечением. Полная поверхность самолета зависит от аэродинамической схемы, и в частности от наличия или отсутствия горизонтального оперения. Это влияет также на величину балансировочного сопротивления.

В гл. 2 и 4 показано, что одним из самых неблагоприятных факторов перехода от дозвуковой к сверхзвуковой скорости является перемещение центра давления (ц. д.) крыла назад при практически постоянном положении центра тяжести (ц. т.) самолета. Расстояние между ними определяет плечо действия аэродинамической силы крыла Pzs .

При увеличении расстояния между ц. д. и ц. т. возникает продольный момент, переводящий самолет в пикирование (рис. 1.61). Для предотвращения этого необходимо уравновесить продольный момент силой PZH , создаваемой на управляющих поверхностях горизонтального оперения. Требуемая величина силы PZH зависит от плеча, на котором она приложена, т. е. от выбранной аэродинамической схемы самолета. В самолетах классической схемы на дозвуковой скорости отношение PZ h/Pzs обычно составляет 0,03-0,05, а на сверхзвуковой возрастает до 0,15-0,20. Это означает, что для балансировки самолета при полете на сверхзвуковых скоростях необходимо увеличение аэродинамической силы оперения в 4-5 раз. Поскольку рост этой силы обеспечивается увеличением угла отклонения оперения, такая балансировка самолета связана со значительным увеличением сопротивления. Эта часть аэродинамического сопротивления самолета, называемая балансировочным сопротивлением, непосредственно влияет на изменение аэродинамического качества. В самолетах без горизонтального оперения парирование продольного момента производится отклонением элевонов. Центр давления у такого самолета перемещается значительно меньше, однако из-за малого расстояния от центра тяжести элевоны должны отклоняться на больший угол.

Рост балансировочного сопротивления вызывает среди прочего увеличение расхода топлива, и проблема решается как ограничением перемещения центра давления, так и перемещением по мере необходимости в том же направлении центра тяжести.

Рис. 1.62. Изменение относительного положения центра давления самолетов с оживальным (готическим) и треугольным крылом в зависимости от числа Маха.

Внизу слева показана поверхность средних линий профилей крыла.

1-4-запас статической продольной устойчивости самолета, имеющего соответствующую схему. Цифра 3 характеризует изменение устойчивости самолета с готическим крылом.

Эти меры применимы независимо от выбранной аэродинамической схемы.

В европейских проектах сверхзвукового пассажирского самолета требование минимального аэродинамического сопротивления удовлетворяется наиболее рациональным образом в самолете с треугольным крылом без горизонтального оперения и с четырьмя двигателями, расположенными в двух гондолах под крылом. Наиболее характерным для этих проектов является применение готического крыла и тонкого фюзеляжа S-образной формы с отклоняемой вниз передней частью. В американских проектах самолет имеет также четыре двигателя, но каждый из них располагается в отдельной гондоле. Рассматривалась также возможность создания самолета изменяемой геометрии и самолета с неподвижным крылом. При этом рассматривалось только треугольное крыло с переменной стреловидностью по передней кромке. [В случае неподвижного крыла подвергались анализу самолет классической схемы и самолет без горизонтального оперения («бесхвостка»).] Окончательный проект фирмы «Макдоннел-Дуглас» предусматривает создание самолета по классической схеме, имеющего треугольное крыло с наплывом. В проектах самолетов Ту-144 и «Конкорд» готическое крыло способствует уменьшению перемещения центра давления при изменении скорости полета, а балансировочные топливные баки позволяют перемещать в том же направлении и центр тяжести.

В чем преимущество готических крыльев? Теоретически можно считать, что готическое крыло состоит из двух крыльев (поверхностей). При малых скоростях полета работает основная треугольная поверхность с закругленными концами. Дополнительная передняя часть (наплыв) очень малого удлинения и большой стреловидности в таких условиях практически не создает подъемной силы. Только при больших сверхзвуковых скоростях ее эффективность резко возрастает, так что возникающая на ней подъемная сила компенсирует смещение назад центра давления основной треугольной части крыла. Взаимодействие этих двух частей крыла во время полета позволяет существенно уменьшить перемещение центра давления при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости полета (рис. 1.62). Поэтому самолет с готическим крылом имеет более высокие аэродинамические характеристики по сравнению с самолетом, имеющим треугольное крыло, которое более чувствительно к перемещению центра давления и поэтому требует применения конструктивных и аэродинамических решений, приводящих к росту массы самолета и усложнению его конструкции. Это полезное свойство готических крыльев может быть увеличено с помощью изгиба средней линии поперечных сечений. Благодаря такому профилированию крыла на нем возникают силы, которые компенсируют при неотклоненных элевонах продольный момент, возникающий в некотором диапазоне скорости полета. Крылья с искривленной срединной поверхностью и переменной стреловидностью передней кромки значительно увеличивают аэродинамическое качество самолета по сравнению с крыльями, применявшимися до сих пор. Деформированное таким образом готическое крыло обеспечивает самолету на крейсерской скорости характеристики сверхзвукового самолета, а при взлете и посадке-характеристики дозвукового самолета.

Рис. 1.63. Опытный самолет ВАС 221 фирмы «Бритиш эркрафт корпорейшн».

Например, в самолете «Конкорд» на сверхзвуковой скорости аэродинамическое качество равно 7,5-8, на дозвуковой 13-14, т.е. приблизительно такое же, как у современных дозвуковых самолетов. Во время посадки качество уменьшается до 4. Хорошие характеристики в дозвуковом диапазоне имеет Ту-144, у которого в передней части фюзеляжа расположена дополнительная убираемая несущая поверхность. С целью изучения свойств готических крыльев были построены опытные самолеты ВАС 221 (рис. 1.63) и «Аналог» 144.

Дополнительное уменьшение сопротивления достигнуто благодаря применению фюзеляжа с большим удлинением пере- ¦ дней части и скрытым фонарем кабины. Для управления самолетом необходима хорошая видимость (особенно при взлете и посадке), поэтому в созданных и проектируемых сверхзвуковых пассажирских самолетах предусмотрено отклонение вниз передней части фюзеляжа. Во время полета эта часть фюзеляжа поднята, что обеспечивает малое сопротивление, но ограничивает видимость через небольшие иллюминаторы. При опущенной передней части во время взлета (у «Конкорда» на угол 5°) и посадки (17,5°) обеспечивается хорошая видимость взлетной полосы. Как в советском, так и в англо-французском проекте большое внимание уделяется качеству внешней поверхности самолета, которая выполняется обтекаемой (без каких-либо выступающих частей и узлов) благодаря применению в конструкции панелей, изготовляемых методами химической и механической обработки из металлических плит большого размера. Во-первых, это привело к уменьшению сопротивления трения, а во- вторых, повысило стойкость в отношении температурных напряжений, возникающих от циклического неравномерного повышения температуры поверхности до 130°С и последующего охлаждения до температуры окружающей среды.

С аналогичной целью было проведено исследование различных вариантов размещения двигательной установки и формы гондол двигателей; при этом дополнительное сопротивление от интерференции гондолы и крыла может быть использовано как фактор, благоприятно влияющий на подъемную силу самолета. Известно, что одиночная гондола двигателя, установленная непосредственно под крылом или на пилоне, создает собственное большое сопротивление из-за значительного увеличения поверхности (особенно для гондол двигателей с форсажными камерами) и площади поперечного сечения и, кроме того, из-за вредного взаимного влияния гондолы и крыла.

Рис. 1.64. Расположение баков и последовательность перекачивания топлива в зависимости от режима полета самолета «Конкорд».

а-переход от дозвуковой к сверхзвуковой скорости; б-торможение; в-последняя стадия торможения и переход к дозвуковой скорости; г-перекачивание топлива из балансировочных баков.

В самолетах «Конкорд» и Ту-144 (серийный вариант) двигатели помещаются парами в двух плоских гондолах, сдвинутых к задней кромке крыла, благодаря чему достигнуто уменьшение сопротивления, повышающее качество самолета примерно на 10%. Этот эффект объясняется двумя факторами. Один из них состоит в том, что перемещение двигателей назад, за максимальную толщину профиля крыла, значительно улучшает характер распределения площади поперечного сечения вдоль оси самолета. При этом максимальная площадь поперечного сечения уменьшается настолько, что ее отношение к площади несущей поверхности составляет ~ 4% (у околозвуковых самолетов она равна примерно 10%). Второй фактор связан с выбором формы воздухозаборников; исходящие от них косые скачки должны соответствовать форме крыла в плане. Благодаря этому на крейсерском режиме нижняя поверхность крыла находится под действием скачков уплотнения, повышающих давление, что увеличивает подъемную силу самолета. Поэтому для получения необходимой подъемной силы нужен меньший угол атаки, в результате чего уменьшается лобовое сопротивление самолета и возрастает его качество.

Характерной чертой советского и англо-французского сверхзвуковых пассажирских самолетов является также использование топлива (масса которого составляет ~ 50% взлетной массы самолета) для охлаждения самолета и для перемещения его центра тяжести при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета. Эту особенность можно проиллюстрировать на примере самолета «Конкорд» (рис. 1.64), в крыльях и фюзеляже которого размещено 17 топливных баков объемом 117285 л. Они разделены на три группы: балансировочные баки (4 в околофюзеляжной части крыла, имеющей максимальную стреловидность, и 1 в задней части фюзеляжа), резервные баки (4 в крыле) и основные баки (6 в крыле и 2 в нижней средней части фюзеляжа).

Разделение внутреннего пространства каждого крыла на семь отдельных топливных емкостей-кессонов требуется для обеспечения по возможности минимальных перемещений центра тяжести самолета в результате расходования топлива и для управления его положением в зависимости от условий полета. На взлете, подъеме и околозвуковом полете передние балансировочные баки заполнены целиком, а задний бак пуст. При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета топливо из передних баков перекачивается в задний бак. В результате центр тяжести самолета перемещается назад, т. е. движется вслед за центром давления. При переходе от сверхзвуковых к дозвуковым скоростям полета топливо перекачивается в обратном направлении. В зависимости от времени полета (количества израсходованного топлива) из балансировочных баков топливо может перекачиваться в основные баки. Количество перекачиваемого топлива контролируется бортинженером.