Самолеты с коротким взлетом и посадкой. Привет студент

Увеличение скоростей полёта самолётов приводит к росту взлётно-посадочных скоростей, в результате чего длина взлётно-посадочных полос достигает нескольких километров. В связи с этим создаются СКВП и СВВП.

СКВП имеют при высокой крейсерской скорости (600-800 км/ч) длину взлётно-посадочной дистанции не более 600-650 м. Сокращение взлётно-посадочной дистанции в основном достигается:

* применением мощной механизации крыла,

* управлением пограничным слоем (слой газа, образующийся у поверхности обтекаемого твёрдого тела и имеющий скорость течения много меньшую, чем скорость набегающего на тело потока),

* использованием ускорителей на взлёте и устройств для гашения скорости при посадке,

* отклонением вектора тяги маршевых (т.е. основных) двигателей.

Вертикальный взлёт и посадка СВВП обеспечиваются специальными подъёмными двигателями, либо отклонением реактивных сопел, либо поворотом основных двигателей, как правило, турбореактивных.

Типовые схемы СВВП показаны на рис. 9.

Рис. 9. Самолёты вертикального взлёта и посадки

Контрольные вопросы

1. Назвать и кратко охарактеризовать основные части конструкции самолёта.

2. Рассказать про силовую конструкцию крыла (рис.1).

3. Рассказать про элементы системы управления, расположенные на крыле (рис. 1 и 5).

4. Рассказать про хвостовое оперение самолёта (рис. 3 и 5).

5. Рассказать, какие бывают самолёты по типу (рис. 8) и расположению оперения.

6. Рассказать, как крепится крыло к фюзеляжу (с помощью чего – показать на рис. 3 и 5 и про подвижность).

7. Какие бывают самолёты по числу и расположению крыльев?

8. Рассказать про фюзеляж самолёта (назначение, что находится внутри, что такое фонарь).

9. Рассказать какие бывают самолёты по типу двигателей и что учитывают при выборе места установки, числа и типа двигателей.

10. Рассказать какие бывают самолёты по способу расположения двигателей.

11. Рассказать про шасси самолёта (назначение, вес, где находится во время полёта).

12. Рассказать какие бывают самолёты по типу шасси.

13. Рассказать про назначение и классификацию гражданских самолётов.

14. Рассказать про назначение и виды военных самолётов.

15. Назвать, какие существуют классификации самолётов по конструкции. Про одну из классификаций (по заданию преподавателя) рассказать подробнее.

16. Записать и пояснить формулу числа Маха. Какие бывают самолёты в зависимости от скорости полёта?

17. Охарактеризовать систему управления самолёта (виды, как экипаж воздействует на нее, что устанавливается для повышения безопасности полёта)?

18. Что применяют для уменьшения усилий по отклонению рулей самолёта? Рассказать, когда воздушные рули неэффективны, и что делают в этом случае?

19. Перечислить оборудование, имеющееся на самолёте.

20. Рассказать про приборное, высотное и бытовое оборудование.

Основные агрегаты самолета

Самолеты относятся к летательным аппаратам тяжелее воздуха, им характерен аэродинамический принцип полета. У само­летов подъемная сила Y создается за счет энергии воздушного по­тока, омывающего несущею поверхность, которая неподвижно закреплена от­носительно корпуса, а поступательное движение в заданном направ­лении обеспечивается тягой силовой установки (СУ) самолета.

Различные типы самолётов имеют одни и те же основные агрегаты (составные части): крыло , вертикальное (ВО) и горизонтальное (ГО) оперение , фюзеляж , силовую установку (СУ) и шасси (рис 2.1).

Рис. 2.1. Основные элементы конструкции самолета

Крыло самолета1 создает подъемную силу и обеспечивает попе­речную устойчивость самолету при его полете.

часто крыло является силовой базой для размещения шасси, двигателей, а его внутренние объемы используют для размещения топлива, оборудования, различных узлов и агрегатов функциональных систем.

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) современных самолетов на крыле устанавливаются средства механизации по передней и задней кромкам. По передней кромке крыла размещают предкрылки , а по задней - закрылки10 , интерцепторы12 и элероны-интерцепторы .

В силовом отношении крыло представляет собой балку сложной конструкции, опорами которой являются силовые шпангоуты фюзеляжа.

Элероны11 являютсяорганами поперечного управления. Они обеспечивают поперечную управляемость самолета.

В зависимости от схемы и скорости полета, геометрических па­раметров, конструкционных материалов и конструктивно-силовой схемы масса крыла может составлять до 9…14 % от взлетной массы само­лета.

Фюзеляж13 объединяет основные аг­регаты самолета в единое целое, т.е. обеспечивает замыкание сило­вой схемы самолета.

Внутренний объем фюзеляжа служит для размеще­ния экипажа, пассажиров, грузов, оборудования, почты, багажа, средств спасения людей на случай возникновения аварийных ситуа­ций. В фюзеляжах грузовых самолетов предусмотрены развитые погрузочно-разгрузочные системы, устройства быстрой и надежной швар­товки грузов.

Функцию фюзеляжа у гидросамолётов выполняет лодка, которая позволяет производить взлет и посадку на воду.

фюзеляж в силовом отношении является тонкостенной балкой, опорами которой являются лонжероны крыла, с которыми он связан через узлы силовых шпангоутов.

масса констру­кции фюзеляжа составляет 9…15 % от взлетной массы самолета.

Вертикальное оперение5 состоит из неподвижной части киля4 и руля направления (РН) 7 .

Киль 4 обеспечивает самолету путевую устойчивость в плоскости X0Z , а РН - путевую управляемость относительно оси 0y .

Триммер РН 6 обеспечивает снятие длительных нагрузок с педалей, например, при отказе двигателя.

Горизонтальное оперение9 включает в себя неподвижную или ограниченно подвижную часть (стабилизатор2 ) и подвижную часть – руль высоты (РВ) 3 .

Стабилизатор 2 придает самолету продольную устойчивость, а РВ 3 - продольную управляемость. РВ может нести на себе трим­мер 8 для разгрузки штурвальной колонки.

Масса, конструкции ГО и ВО обычно не превышает 1,3…3 % от взлетной массы самолета.

Шасси самолета 16 относится к взлетно-посадочным устройствам (ВПУ), которые обеспечивают разбег, взлет, посадку, пробег и маневрирование само­лета при движении по земле.

Число опор и расположение их относительно центра масс (ЦМ) самолета за­висит от схем шасси и особенностей эксплуатации самолета.

Шасси самолета, показанного на рис.2.1, имеет две основные опоры16 и одну носовую опору17 . Каждая опора включает в себя силовую стой­ку18 и опорные элементы - колеса15 . Каждая опора может иметь несколько стоек и несколько колес.

Чаще всего шасси самолета дела­ют убирающимися в полете, поэтому для его размещения предусматри­вают специальные отсеки в фюзеляже 13. Возможна уборка и размещение основных опор шасси в специальных гондолах (или мотогондолах), обтекателях14 .

Шасси обеспечивает поглощение кинетической энергии удара при посадке и энергии торможения на пробеге, рулении и при маневрировании самолета по аэродрому.

самоле­ты-амфибии могут совершать взлет и посадку, как с наземных аэродромов, так и с водной поверхности.

Рис.2.2. Шасси самолета-амфибии.

на корпусе гидросамолета устанавливают колесно­е шасси, а под крылом размещают поплавки1 ,2 (рис.2.2).

Относительная масса шасси обычно составляет 4…6% от взлетной массы самолета.

Силовая установка 19 (см.рис.2.1), обеспечивает создание силы тяги самолета.Она состоит из двигателей, а также сис­тем и устройств, обеспечивающих их работу в условиях летной и наземной эксплуатации самолета.

У поршневых двигателей сила тяги создается воздушным винтом, у турбовинтовых - воздушным винтом и частично реакцией газов, у реактивных - реакцией газов.

В СУ входят: узлы крепления двигателей, гондола, управление СУ, входные и выходные устройства двигателей, топливная и масляная системы, системы запуска двигателя, противопожарная и противообледенительная системы.

Относительная масса СУ в зависимости от типа двигателей и схе­мы размещения их на самолете может достигать 14…18 % от взлетной мас­сы самолета.

2.2. Технико-экономические и летно-технические
характеристики самолетов

Технико-экономическими характеристиками самолетов являются:

Относительная масса полезной нагрузки:

`m пн = m пн /m 0

где m пн - масса полезной нагрузки;

m 0 - взлетная масса самолета;

Относительная масса максимальной платной нагрузки:

`m кнmах = m кнmах / m 0

где m кнmах масса максимальной коммерческой нагрузки;

Максимальная часовая производительность:

П ч = m кнmах ∙v рейс

где v рейс - рейсовая скорость самолета;

Расход топлива на единицу производительности q Т

К основным летно-техническим характеристикам самолетов отно­сят:

Максимальную крейсерскую скорость v кр.mах ;

Крейсерскую экономическую скорость V к p .эк ;

Высоту крейсерского полета Н к p ;

Дальность полета с максимальной платной нагрузкой L ;

Среднее значение аэродинамического качества К в полете;

Скороподъемность;

Грузоподъемность, которая определяется массой пассажиров, грузов, багажа, перевозимой на самолете при заданной полетной мас­се и запасе топлива;

Взлетно-посадочные характеристики (ВПХ) самолета.

Основными параметрами, характеризующими ВПХ, являются ско­рость захода на посадку - V з.п ; посадочная скорость - V п ;скорость отрыва при взлете - V omp ; длина разбега при взле­те - l раз ; длина пробега при посадке - l np ; максимальное значение коэффициента подъемной силы в посадочной конфигура­ции крыла - С у max п ;максимальное значение коэффициента подъемной силы во взлетной конфигурации крыла С у max взл

Классификация самолетов

Классификацию самолетов проводят по многим критериям.

Одним из основных критериев классификации самолетов являет­ся критерий по назначению . этот критерий предопределяет летно-технические характеристики, геометрические параметры, компоновку и состав функциональных систем самолета.

По своему назначению самолеты подразделяют на гражданские и военные . Как первые, так и вторые самолеты классифицируют в зависимости от вида выполняемых задач.

Ниже рассмотрена классификация только гражданских самолетов.

Гражданские самолеты предназначены для перевозки пассажиров, почты, грузов, а также для решения разнообразных народнохозяйственных задач.

Самолеты под­разделяют на пассажирские , грузовые , экспериментальные , учебно-тренировочные , а также на самолеты целевого народнохозяйствен­ного назначения .

Пассажирские самолеты в зависимости от дальности полета и грузоподъемности подразделяют на:

- дальние магистральные самолеты – дальность полета L >6000 км;

- средние магистральные самолеты - 2500 < L < 6000 км;

- ближние магистральные самолеты - 1000< L < 2500 км;

- самолеты для местных воздушных линий (МВЛ) - L <1000 км.

Дальние магистральные самолеты (рис. 2.3) с дальностью поле­та более 6000 км, обычно, оснащаются СУ из четырех ТРДД или винтовентиляторных двигателей, что позволяет повысить безопас­ность полета в случае отказа одного или двух двигателей.

Средние магистральные самолеты (рис. 2.4, рис. 2 .5) имеют СУ из двух-трех двигателей.

Ближнемагистральные самолеты (рис. 2.6) при дальности полета до 2500 км имеют СУ из двух-трех двигателей.

Самолеты местных воздушных авиалиний (МВЛ) эксплуатируются на авиационных трассах протяжен­ностью менее 1000 км, а их СУ может состоять из двух, трех и да­же четырех двигателей. Увеличение числа двигателей до четырех обу­словлено стремлением обеспечить высокий уровень безопасности поле­тов при большой интенсивности взлетов-посадок, характерных для са­молетов МВЛ.

К самолетам МВЛ можно отнести административные само­леты, которые рассчитаны на перевозку 4…12 пассажиров.

Грузовые самолеты обеспечивают перевозку грузов. Эти самолеты в зависимости от дальности полета и грузоподъемности могут подразделяться аналогично пассажирским. перевозка грузов может осуществляться как внутри грузовой кабины (рис.2.7), так и на внешней подвеске фюзеляжа (рис. 2.8).

Учебно-тренировочные самолеты обеспечивают подготовку и тренировку летного состава в учебных заведениях и центрах подготовки гражданской авиации (рис.2.9)Такие самолеты часто изготовляют двухместными (инструктор и стажер)

Экспериментальные самолеты создаются для решения конкретных научных проблем, проведения натурных исследований непосредственно в полете, когда необходима проверка выдвигаемых гипотез и конструктивных решений.

Самолеты народнохозяйственного назначения в зависимости от целевого использования разделяются на сельскохозяйственные, патрульные, наблюдения за нефте- и газопроводами, лесными массивами, прибрежной зоной, дорожным движением, санитарные, ледовой разведки, аэрофотосъемки и др.

Наряду со специально спроектированными для этих целей самолетами под целевые задачи могут переоборудоваться самолеты МВЛ малой грузоподъемности.

Рис. 2.7. Грузовой самолет

Рис. 2.10

Рис. 2.9

Рис.2.8

Рис. 2.8. Перевозка грузов на внешней подвеске

Рис. 2.9. Учебно-тренировочный самолет

Рис. 2.10. Самолет народнохозяйственного назначения

Аэродинамическую компоновку самолета характеризует число, внешняя форма несущих поверхностей и взаимное расположение крыла, оперения и фюзеляжа.

В основу классификации аэродинамических компоновок положено два признака:

- форма крыла ;

- расположение оперени я.

В соответствии с первым признаком выделяют шесть типов аэродинамических компоновок:

- с прямым и трапециевидным крылом;

- со стреловидным крылом;

- с треугольным крылом;

- с прямым крылом малого удлинения;

- с кольцевым крылом;

- с круглым крылом .

Для современных гражданских самолетов практически использу­ют первые два и частично третий тип аэродинамических компоновок.

Согласно второму типу классификации выделяют следующие три варианта аэродинамических компоновок самолетов:

Нормальной (классической) схемы;

Схемы " утка " ;

Схема "бесхвостка".

Разновидностью схемы "бесхвостка" является схема "летающее крыло".

Самолеты нормальной схемы (см.рис.2.5, 2.6) имеют ГО, расположенное за крылом. Эта схема получила господствующее распространение на самолетах гражданской авиации.

Основные достоинства нормальной схемы:

Возможность эффективного использования механизации крыла;

Легкое обеспечение балансировки самолета с выпущенными закрылками;

Уменьшение длины но­совой части фюзеляжа. Это улучшает обзор пило­ту и уменьшает площадь ВО, так как укороченная носовая часть фюзеляжа вызывает появление меньшего дестабилизирующего путевого момента;

Возможность уменьшения площадей ВО и ГО, так как плечи ГО и ВО значительно больше, чем у других схем.

недоста­тки нормальной схемы:

ГО создает отрицательную подъемную силу практически на всех режимах полета. Это приводит к уменьшению подъемной силы само­лета. Особенно на переходных режимах полета при взлете и посадке;

ГО находится в возмущенном воздушном потоке за кры­лом, что отрицательно сказывается на его работе.

Для выноса ГО из "аэродинамической тени" крыла или из "спутной струи" закрылков на переходных режимах полета его смещают относительно крыла по высоте (рис.2.11, а), выносят его на середину киля (рис.2.11;б) или на верх киля (рис.2.11, в).

Рис. 2.12

Рис. 2.11

Рис. 2.11 Схемы размещения горизонтального оперения

а. ВО., смещенное относительно крыла по высоте;

б. ВО расположено на середине киля (крестообразное оперение);

в. Т- образное оперение;

г. v - образное оперение.

В практике самолетостроения известны случаи использования на самолете комбинированного, так назы­ваемого v -образного опе­рения (рис. 2.12). функции ГО и ВО в этом случае выполняют две поверхности, разнесенные под углом относительно друг друга. Рули, размещенные на этих поверхностях, при синхрон­ном отклонении вверх и вниз работают как РВ, а при отклонении одного руля вверх, а другого вниз достигается управление самоле­том в путевом отношении.

Достаточно часто на самоле­тах может применяться двухкилевое и даже трехкилевое ВО.

При аэродинами­ческой компоновке самолета по схеме "утка" на ГО разме­щают перед крылом на носовой части фюзеляжа (рис.2.13)

Достоинствами схемы "утка" являются:

Размещение ГО в невозмущенном воздушном потоке;

Возможность уменьшения размеров крыла, так как ГО стано­вится несущим, т.е. участвует в создании подъемной силы самоле­та;

Достаточно легкое парирование возникающего пикирующего мо­мента при отклонении механизации крыла отклонением ГО;

Рис. 2.13 Компоновка самолета по схеме "утка"

Увеличение плеча ГО на более 30 %, чем у нормальной схемы, что позволяет уменьшить площадь крыла;

При достижении больших углов атаки срыв потока на ГО воз­никает раньше, чем на крыле, что практически устраняет опасность выхода самолета на закритические углы атаки и сваливание его в штопор.

У самолета, выполненного по схеме "утка", смещение положе­ния фокуса назад при переходе от М <1 к М>1 меньше, чем у са­молетов нормальной схемы, поэтому увеличение степени продольной устойчивости наблюдается в меньшей мере.

Недостатками данной схемы являются:

Снижение несущей способности крыла на 10-15 % из-за ско­са потока от ГО;

Сравнительно малое плечо ВО, приводящее к увеличению пло­щади ВО, а иногда и к установке двух килей для увели­чения путевой устойчивости. Это компенсирует дестабилизирующий мо­мент, создаваемый удлиненной носовой частью фюзеляжа.

Схема "бесхвостка" характеризуется отсутстви­ем ГО (см. рис. 1.13), при этом функции ГО перекладываются на кры­ло. Самолеты, выполненные по такой схеме, могут не иметь фюзе­ляжа, в этом случае их называют "летающим крылом". Для таких са­молетов характерно минимальное лобовое сопротивление.

Схема "бесхвостка" имеет следующие достоинства:

Так как на таких самолетах используются треугольные крылья, то при больших размерах бортовой нервюры можно уменьшить относи­тельную толщину профиля, обеспечив рациональное использование объема крыла для размещения топлива;

Отсутствие нагрузок ГО позволяет облегчить хвостовую часть фюзеляжа;

Уменьшается стоимость и масса планера, так как отсутству­ет ГО, по этой же причине уменьшается сопротивление трения самолета из-за уменьшения площади обтекаемой воздушным потоком поверхности;

Значительные геометрические размеры бортовой нервюры обе­спечивают возможность создать эффект "воздушной подушки " на ре­жиме посадки самолета;

Так как в схеме "бесхвостка" применяют крылья двойной стреловидности, то на взлетном режиме происходит существенней прирост коэффициента подъемной силы.

Среди недостатков этой схемы наиболее существенным являются:

Невозможность полного использования несущей способности крыла на посадке;

Снижение потолка самолета из-за уменьшения аэродинамичес­кого качества, что объясняется удержанием элевонов в верхнем отклоненном положении для достижения наибольшего угла атаки кры­ла;

Сложность, а иногда и невозможность балансировки самоле­та при выпущенных закрылках;

Сложность обеспечения путевой устойчивости самолета из-за малого плеча ВО, поэтому иногда устанавливают три киля (см. рис. 1.13).

В практике опытного авиастроения можно встретить варианты с комбинацией основных схем в одном самолете.

Возможен вариант, когда на самолете применяют два ГО - одно перед крылом и второе за ним. При реализации схемы "тандем", самолет имеет почти соизмеримые по площади крыло и ГО. Схему "тандем" можно рассматривать как промежуточную между нормальной схемой и схемой "утка", благодаря чему расширяется эксплуатационный диапазон центровок при сравнительно малых потерях аэродинамического качества на ба­лансировку самолета.

Основными конструктивными признаками, по которым проводят классификацию самолетов, служат:

Число и расположение крыльев;

Тип фюзеляжа;

Тип двигателей, число и размещение их на самолете;

Схема шасси, характеризуемая количеством опор и их взаим­ным расположением относительно ЦМ самолета.

В зависимости от числа крыльев различают монопланы и бипланы.

Схема моноплана доминирует в самолетостро­ении, и большинство самолетов выполняется именно по этой схеме, что обусловлено меньшим лобовым сопротивлением моноплана и воз­можностью увеличения роста скоростей полета.

Самолеты схемы "биплан" (рис.2.16) отличаются высокой
маневренностью, но они тихоходны, поэтому данную схему реализуют для самолетов специального назначения, например, для сельскохозяйственных.

Рис 2. 16 Самолет схемы "биплан"

По расположению крыла относитель­но фюзеляжа самолеты могут выполняться по схеме "низкоплан" (рис.2.17, а), "среднеплан" (рис. 2.17, б) и "высокоплан" (рис.2.17, в).

Рис.2.17. Различные схемы расположения крыла

Схема "низкоплан" наименее выгодна в аэроди­намическом отношении, так как в зоне сопряжения крыла с фюзеля­жем нарушается плавность обтекания и возникает дополнительное сопротивление из-за интерференции системы "крыло-фюзеляж". Дан­ный недостаток можно существенно уменьшить постановкой зализов, обеспечивая устранение диффузорного эффекта.

Размещение ГТД в корневой части крыла позволя­ет использовать
эжекторный эффект от струи двигателя, который по­лучил название активного зализа.

Низкоплан имеет бо­лее высокое расположение нижнего обвода фюзеляжа над поверх­ностью земли. Это связано с необходимостью исключения касания концом крыла поверхности ВПП при посад­ке с креном, а также с обеспечением безопасной работы СУ при размещении двигателей на крыле. В этом случае усложняется процесс выгрузки-погрузки грузов, ба­гажа, а также посадку-высадку пассажиров. Этого недостатка можно избежать, если оснастить шасси самолета механизмом "при­седания".

Схему "низкоплан" наиболее часто используют для пассажирс­ких самолетов, так как она обеспечивает большую по сравнению с другими вариантами безопасность при аварийной посадке на грунт и воду. При аварийной посадке на грунт с убранным шасси крыло воспринима­ет энергию удара, защищая пассажирскую кабину. При посадке на воду самолет погружается в воду по крыло, которое сообщает фюзе­ляжу дополнительную плавучесть и упрощает организацию работ, связанных с эвакуацией пассажиров.

Важным достоинством схемы "низкоплан" является наименьшая масса конструкции, так как основные опоры шасси чаще всего свя­заны с крылом и их габариты и масса меньше, чем у высокоплана. В сравнении с высокопланом, имеющим шасси на фюзеляже, низкоплан имеет меньшую массу, так как не требуется утяжеления фюзеляжа, связанного с креплением к нему основных опор шасси.

Низкоплан с размещением основных опор на крыле сохраняет основное правило: опорой самолету служит несущая поверхность. Это правило выдер­живается на всех эксплуатационных режимах, как в полете, так и при взлете - посадке. Крыло в последнем случае опирается при пробеге и разбеге на шасси. Благодаря этому удается унифицировать силовую схему, определяющую пути передачи максимальных нагрузок, и снизить массу конструкции самолета в целом. Рассмотренные дос­тоинства стали причиной господствующего положения схемы "низко­план" на пассажирских самолетах.

Схема "среднеплан" (рис. 2. 17, б) для пассажирских и грузовых самолетов чаще всего не применяется, так как кессон крыла (его силовая часть) не может быть размещен в пассажирской или грузовой кабине.

С ростом взлетных масс и параметров самолетов появляется возможность приблизить компоновку крыла широкофюзеляжных самолетов к среднеплану. Крыло в этом случае поднимают до уровня пола пассажирского салона или грузовой кабины, как эти сделано на самолетах А-300, и Боинг-747", Ил-96 и др. Благодаря такому решению удается значительно улучшить аэродинамические характеристики.

В чистом виде схема "среднеплан" может быть реализована на двухпалубных самолетах, где крыло практиче­ски не мешает использованию объемов фюзеляжа для размещения пассажирских салонов, грузовых помещений и оборудования.

Схема "высокоплан" (рис.2.17,в) широко исполь­зуется для грузовых самолетов, а также находит применение на самолетах МВЛ. В этом случае удается получить наименьшее рассто­яние от нижнего обвода фюзеляжа до поверхности ВПП, так как вы­соко расположенное крыло не влияет на выбор высоты фюзеляжа от­носительно земли.

При использовании схемы "высокоплан" появляется возможность свободного маневрирования спецавтотранспорта при техническом об­служивании самолета.

Транспортная эффективность грузовых самоле­тов повышается из-за самого низкого положения пола грузовой ка­бины, позволяющего обеспечить быстроту и легкость погрузки-выгрузки крупногабаритных грузов, самоходной техники, различных мо­дулей и др.

Ресурс двигателей увеличивается, так как они находят­ся на значительном удалении от земли и вероятность попадания твердых частиц с поверхности ВПП в воздухозаборники резко умень­шается.

Отмеченные достоинства высокоплана объясняют то господст­вующее положение, которое заняла данная схема на самолетах тран­спортной авиации в отечественной (Ан-22, Ан-124, Ан-225), зару­бежной (C-141, С-5А, С-17 (США) и др.) практике.

Схема "высокоплан" легко обеспечивает получение нормируемого безопасного расстояния от поверхности ВПП до конца лопасти воздушного винта или нижнего обвода воздухозаборника ГТД. Этим объясняется достаточно частое использование этой схемы на пассажирских самолетах МВЛ (Ан-28 (Украина), F-27 (Голландия), Шорт-360 (Англия), АТР 42, АТР-72 (Франция-Италия)).

Несомненным достоинством схемы "высокоплан" является бо­лее высокое значение С у max благодаря сохранению над фюзеля­жем полностью или частично аэродинамически чистой верхней поверх­ности крыла, большей эффективности механизации крыла за счет снижения концевого эффекта на закрылках, так как борт фюзеляжа и мотогондола играют роль концевых "шайб".

Однако большая масса конструкции планера по сравнению с дру­гими схемами отрицательно сказывается или на полезной нагрузке, или на запасе топлива и дальности полета. Утяжеление конструкции планера объясняется:

Необходимостью увеличения площади ВО на 15-20 % из-за по­падания части ее в зону затенения от крыла;

Возрастанием массы фюзеляжа на 15-20% вследствие увели­чения числа усиленных шпангоутов в зоне крепления основных опор шасси, усиления конструкции зоны нижнего обвода фюзеляжа на слу­чай аварийной посадки с невыпущенным шасси и за счет упрочнений гермокабины.

При креплении основных опор шасси к силовой базе фюзеляжа возникают сложности с обеспечением требуемой колеи.

Малая колея шасси увеличивает нагрузку на одну бетонную плиту,
что может потребовать для эксплуатации самолета более высокий класс аэродрома.

Стремление обеспечить приемлемую колею часто заставляет уве­личивать габаритную ширину усиленных шпангоутов в зоне размеще­ния основных опор, формировать выступающие гондолы шасси и увели­чивать мидель самолета, а значит, и его аэродинамическое сопроти­вление. Как показывает статистика, в этом случае лобовое сопро­тивление гондол шасси может достигать 10-15 % от общего сопроти­вления фюзеляжа.

Меньшая безопасность высокоплана при аварийной посадке на воду и сушу делает иногда невозможным использование этой схемы на самолетах большой пассажировместимости, так как при аварийной посадке на грунт крыло своей массой вместе с двигателями стремится раздавить фюзеляж и пассажирскую кабину. При посадке на воду наблюдается погружение фюзеляжа до нижних обводов крыла и пассажирский салон может оказаться под водой. В этом случае организация работ по спасению пассажиров значитель­но осложняется и эвакуация людей возможна лишь через аварийные люки в верхней части фюзеляжа.

По типу фюзе­ляжа самолеты подразде­ляются на обычные, т.е. выполненные по однофюзеляжной схеме (рис.2.18,а); по двухфюзеляжной схеме и схеме "гондола" (рис.2.18,б).

Рис. 2.18 Классификация самолетов по типу фюзеляжа

Наибольшее распространение получила однофюзеляжная схема, позволяющая получить наиболее выгодную конфигурацию формы фюзе­ляжа с аэродинамической точки зрения, так как лобовое сопротивление в этом случае будет наименьшим по сравнению с другими типами.

При размещении оперения самолета не на фюзеляже, а на двух балках (рис.2.18,б) или замене фюзеляжа гондолой происходит увеличе­ние лобового сопротивления. Для схемы "гондола" (рис. 2.18,б) ха­рактерна плохая обтекаемость гондол, что может привести к неус­тойчивости самолета на больших углах атаки. Поэтому двухбалочная схема "гондола" в практике самолетостроения реализуется редко, в основном, на транспортных самолетах, где вопросы транспортной эф­фективности становятся первостепен­ными. Примером такого решения может служить грузовой самолет "Аргоси" фирмы "Хоукер Сидли".

Рис.2.19 Самолет "Эджи Эркрафт"

По типу двигателей различают самолеты с ПД, ТРД, ТВлД и др.

По числу двигателей самолеты подразделяют на одно-, двух-, трех-, четырех-, шестидвигательные.

На пассажир­ских самолетах из условия обеспечения безопасности полетов число двигателей не должно быть менее двух. Увеличение числа двигателей свыше шести оказывается неоправданным из-за сложностей, связан­ных с обеспечением синхронизации работы отдельных СУ и увеличением времени и трудоемкости работ при техничес­ком обслуживании.

По расположению двигателей дозвуко­вые пассажирские самолеты могут классифицироваться на четыре ос­новные группы: двигатели - на крыле (рис. 2.20, а), двигатели - в корневой части крыла, двигатели - на хвостовой части фюзеляжа (б) и смешанный вариант (в) компоновки двигателей.

При выборе места установки двигателей учитывают особенности общей компоновки самолета, условия эксплуата­ции и обеспечения максимального ресурса двигателей, стремятся получить наименьшее лобовое сопротивление СУ, свести к минимуму потери воздуха в воздухозаборниках.

Так, на самолетах с тремя двигателями целесообразно применять смешанный вариант компоновки (рис.2.20): два двигателя под крылом и третий - в хвостовой части фюзеляжа или на киле.

Рис. 2.20 Схемы установки двигателей на самолетах

На самолетах с двумя двигателями СУ размещают на крыле или на хвостовой части фюзеляжа.

С увеличением степени двухконтурности двигателя его диаметр увеличивается. Поэтому при компоновке двигателей под крылом необхо­димо увеличивать высотушасси для обеспечения нормируемого рас­стояния от обвода мотогондолы до поверхности земли. Это приводит к увеличению массы конструкции самолета и порож­дает ряд проблем, связанных с пассажирами, багажом и техничес­ким обслуживанием. Прежде всего, это касается самолетов МВЛ, ко­торые часто эксплуатируются с аэродромов, не имеющих специально­го оборудования. В то же время эффект разгрузки крыла в полете из-за размещения на нем двигателей значительно снижается, так как с увеличением степени двухконтурности удельная масса ТРД уменьшается.

На рис.2.21 показаны два самолета, конструкция которых соз­давалась исходя из одинаковых требований к платной нагрузке, даль­ности, ВПХ, миделю фюзеляжа и др. На рис.2.21 видно различие между двумя самолетами по высоте расположения относительно земли крыла и фюзеляжа.

Рис.2.21 Влияние двухконтурности двигателей на компоновку самолета

По типу опор шас­си их подразделяют на колесное, лыжное, поплавковое (для гидросамолетов), гусенич­ное и шасси на воздушной подуш­ке.

Преимущественное распрост­ранение получило колесное шас­си, и довольно часто применяют поплавковое.

По схеме шасси самолеты подразделяются на трехопорные и
двухопорные.

Трехопорная схема выполняется в двух вариантах: трехопорная схема с носовой опорой и трехопорная схема с хвостовой опорой. В большинстве случаев на самолетах применяется трехопорная схе­ма с носовой опорой . Второй вариант этой схемы встречается на легких самолетах.

Двухопорная схема шасси на гражданских самолетах практичес­ки не используется.

На тяжелых, особенно транспортных, самолетах получило расп­ространение многоопорная схема шасси. Например, на самолете "Боинг-747" используется пятистоечное шасси, на самолете Ан-225 -шестнадцатистоечное, а на пассажирском Ил-86 - четырехстоечное.

2.4. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КОНСТРУКЦИИ
САМОЛЕТОВ

Все требования, предъявляемые к конструкции са­молетов, подразделяют на общие , обязательные для всех агрегатов планера, и специальные .

К общим требованиям относят аэродинамические, прочностные и жесткостные, надежности и живучести самолетов, эксплуатационные, ремонтопригодности, технологичности производства самоле­тов, экономические и требования, минимальной массы конструкции планера и функциональных систем.

Аэродинамические требования сводятся к то­му, чтобы влияние формы самолета, его геометрические и проект­ные параметры соответствовали заданным летным данным, полученным при наименьших энергетических затратах. Реализация этих тре­бований предусматривает обеспечение минимального сопротивления самолета, потребных характеристик устойчивости и управляемости, высоких ВПХ, показателей крейсерского режима полета.

Выполнение аэродинамических требований достигается выбором оптимальных зна­чений параметров отдельных агрегатов (частей) самолета, их раци­ональной взаимной компоновкой и высоким уровнем удельных пара­метров.

Прочностные и жесткостные требования предъявляются к каркасу планера и его обшивке, которые должны воспринимать все виды эксплуатационных нагрузок без разрушения, при этом деформации не должны приводить к изменению аэродинами­ческих свойств самолета, не должны возникать опасные вибрации, не должны появляться значительные остаточные деформации. Выпол­нение этих требований обеспечивается выбором рациональной сило­вой схемы и площадей поперечных сечений силовых эле­ментов, а также подбором материалов.

Требования надежности и живучести самолета предусматривают разработку и реализацию конструктивных мероприятий, направленных на обеспечение безопасности по­летов.

Надежность самолета представляет собой способность констру­кции выполнять свои функции с сохранением эксплуатационных пока­зателей в течение установленного срока межрегламентного перио­да, ресурса или другой единицы измерения времени функционирования. Характеристиками надежности являются налет часов на один отказ, количество отказов на один час налета и др.

Повысить надежность самолета можно подбором надежных элементов конструкции, их дублированием (резервированием).

Живучесть самолета определяется способностью конструкции выполнять свои функции при наличии повреждений. Для обеспечения этого требования необходимы конструктивные мероприятия, например, применение статически неопределимых силовых схем, эффективных противопожарных меро­приятий и, главным образом, резервирования. Эти требования особенно важны для обеспечения заданного уровня безопасности поле­тов .

Эксплуатационные требования пре­дусматривают создание таких
конструкций, которые позволяют в сжатые сроки обеспечивать техническое
обслуживание самолетов при минимальных ма­териально-технических затратах.

Реа­лизация таких требований возможна при обеспечении удобного дос­тупа к агрегатам, стандартизации и унификации уз­лов, агрегатов, частей самолета и разъемов, применении встроенных систем автоматического контроля техничес­кого состояния систем и агрегатов самолета, эффективных систем поиска неисправностей и их устранения, увеличении ресурса и межрегламентных сроков службы.

Требования ремонтопригодности предопределяют возможность быстрого и дешевого восстановления отказавших (поврежденных) частей ВС, оперативного поддержива­ния численности самолетомоторного парка. Значимость этих требований возрастает в связи с постоянным усложнением самолетов и средств н

Анатомия самолёта типа STOL:
Проектирование современного самолёта с коротким взлётом и посадкой.

"Форма определяется функцией"

Мир действительно кажется сегодня меньше, большей частью благодаря авиации. Во многих из нас это вызвало интерес увидеть то, что вокруг нас, а не просто как можно быстрее домчаться до места назначения. Хотя среди любителей авиации, конечно, встречаются те, кто отдаёт предпочтение скоростным самолётам, я думаю, что большинство из нас прежде всего побуждает продолжать полёты большое эмоциональное возбуждение, удовольствие и упоение от управления своим собственным самолётом. Мы хотели бы, чтобы летательный аппарат давал нам возможность пересечь всю страну, но мы хотели бы также увидеть и посетить местность, над которой мы летим.

Популярность самолётов типа Piper Cube длилась годы и была обусловлена не только ностальгией, но и тем, что эти самолёты - отличная забава, они легко управляются, хорошо адаптированы к взлёту и посадке на травяных полях (большинство классических самолётов были разработаны в период, когда взлётно-посадочные полосы с покрытием были редки). Однако в силу их возраста, многие из этих конструкций не имеют современных усовершенствований, которые большинство из нас считает само собой разумеющимися, таких как современное электрооборудование, расположенные рядом сидения, цельнометаллическая конструкция, управляемое переднее колесо шасси и т. д. И, конечно, классические летательные аппараты становятся редкими и нуждаются в существенном техническом обслуживании, чтобы оставаться на лету.

Большей частью мы, пилоты-любители, уже сразу оказываемся там, где хотим быть, когда поднимаемся в воздух, и мы поэтому получаем больше всего удовольствия от полёта на самолёте, на котором легко и приятно летать, который предоставляет комфорт и хороший обзор и имеет низкие эксплуатационные расходы (если кого-то волнуют мили за галлон, то мы больше хотим низких почасовых эксплуатационных расходов). Когда мы летим над страной, сам процесс путешествия также важен (если не важнее), как и прибытие на место назначения. STOL (S hot T ake- O ff and L anding), самолёт с коротким взлётом и посадкой, предоставляет нам возможность посетить больше мест, особенно в труднодоступных районах, где нашей взлётно-посадочной полосой становится мир (это также является важной составляющей безопасности). При хорошей грузоподъёмности мы способны перевозить необходимый багаж (туристическое снаряжение), возможность установки поплавков даёт нам дополнительную возможность и свободу использовать самолёт на воде. И конечно, конструкция STOL предоставляет нам возможность совершать полёты буквально чуть ли не из собственного огорода. Самолёты типа STOL завоёвывают популярность среди пилотов-любителей точно так же, как когда-то внедорожники завоевали её среди автомобилистов, благодаря своей проходимости и неприхотливости.

S T O L C H 8 0 1

Сверхлёгкий самолёт короткого взлёта и посадки предоставляет лёгкую и недорогую возможность для любительских полётов, и популярность сверхлегких и легких самолётов на базе китов доказала потребность в «низком и медленном» полёте. Однако сверхлёгкие самолёты, при всей их привлекательности, имеют много ограничений: относительно низкую скорость, ограничения по скорости ветра, трудности с достижением достаточной грузоподъёмности и уровня комфорта. Вот лишь некоторые из присущих им ограничений.

Сегодня, благодаря накопленным в мировой науке на протяжении более столетия знаниям об аэродинамике, конструкционной прочности, о методах борьбы с различными нежелательными явлениями (как, например, флаттер), эргономике, а также в связи с наличием современных мощных, надёжных и лёгких двигателей почти каждый достаточно любознательный человек мог бы относительно легко изучить вышеописанную область и сконструировать лёгкий самолёт, способный перевозить от двух до четырёх человек.

Как профессиональный конструктор лёгких самолётов и инженер я сделал именно это довольно много раз. В середине восьмидесятых я решил сконструировать лёгкий кит, который соединял бы преимущества сверхлёгкого самолёта с характеристиками современного полноразмерного. Так я сконструировал STOL CH 701: Необходимо было достичь возможности максимально короткого и грубого взлёта и посадки, приемлемых крейсерских характеристик, хорошей устойчивости по отношению к боковому ветру, отличной видимости, удобства расположения экипажа (что достигалось путём расположения сидений рядом). Надёжный цельнометаллический корпус обеспечил возможность лёгкой постройки и технического обслуживания. Конструкция STOL CH 701 имела успех (более 400 самолётов типа STOL CH 701 летают в настоящее время), и я впоследствии разработал практичную четырехместную версию этого самолёта - STOL CH 801 (представленную в 1998 году). А в 2008 году, в связи с появлением новой категории «спортивный пилот» (Sport Pilot), был представлен двухместный STOL CH 750, который отличается большей кабиной, чем исходный 701- й, а также новыми возможностями для выбора двигателя.

Мои конструкции самолётов STOL иногда называли «уродливыми» из-за их непривычной формы. Но как бы там ни было, форма определяется функцией, и при внимательном изучении уникальных очертаний этих самолётов становится заметна красота, определяющая свойственные им исключительные аэродинамические и конструкционные свойства. Далее следует пояснение базовой конструктивной концепции, которую я применил при разработке моих самолётов STOL:

МОЩНОСТЬ

Увеличение мощности существующего самолёта - самый простой путь достижения возможности короткого взлёта (при достаточной мощности любой самолёт взлетит на короткой дистанции). Но это требует большего количества топлива для обеспечения требуемой продолжительности полёта и является дорогим, тяжеловесным и неэффективным решением. Такой самолёт не обеспечивает также хороший медленный полёт и грузоподъёмность из-за большего веса двигателя и топлива. Мой опыт подсказывает, что требуется от 60 до 100 лс для двухместного самолёта и от 150 до 200 лс для четырёхместного при загрузке в 1000 фунтов (около 450 кг*). Как авиаконструктор и строитель (а не производитель двигателей), я проектировал самолёт для существующих стандартных легкодоступных двигателей. Для максимальной универсальности и удержания расходов на низком уровне кит самолёта должен быть сконструирован так, чтобы он мог быть приспособлен к различным типам двигателей. Тогда владелец самолёта сможет выбирать между существующими и новыми силовыми установками.

S T O L C H 7 5 0

Чтобы отвечать своему предназначению, самолёт STOL должен иметь возможность летать на очень низких скоростях и при этом иметь достаточно хорошие крейсерские характеристики. Поэтому следующий большой вызов - сконструировать крыло с высоким коэффициентом подъёмной силы, чтобы крыло имело как можно меньшую площадь, но при этом обеспечивало максимально низкую скорость взлёта и посадки. Относительно короткое крыло делает более лёгким управление самолётом на земле, особенно вне аэродромов, при наличии наземных помех, и требуют меньше места в ангаре. При этом их легче построить и они прочнее (меньший вес при меньших размерах крыла).

Отрыв воздушного потока от крыла происходит при максимальном коэффициенте подъёмной силы, когда поток не может больше обтекать носок профиля крыла и отделяется от верхней поверхности крыла.

Рис. 1 – Отрыв воздушного потока от поверхности крыла

Чтобы отодвинуть отрыв потока до большего значения коэффициента подъёмной силы, многие самолёты оснащаются закрылками (отклоняемыми поверхностями, укреплёнными на задней кромке крыла). Также в некоторых конструкциях используются предкрылки (укреплённые на передней кромке крыла), чтобы уменьшить скорость сваливания. Следующая диаграмма показывает эффект от использования закрылков и предкрылков для повышения коэффициента подъёмной силы крыла.

Рис. 2 – Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки

Таким образом, коэффициент подъёмной силы может быть фактически удвоен при помощи простых приспособлений (закрылков и предкрылков), если они простираются на весь размах крыла.

ПРЕДКРЫЛКИ

Предкрылки на передней кромке крыла предотвращают сваливание до достижения порядка 30-градусов угла атаки, захватывая воздух снизу, где щелевое отверстие большое (рис.3), увеличивая скорость воздуха в сужающемся канале (эффект Вентури) и направляя этот быстрый воздух по касательной на верхнюю поверхность крыла через значительно меньшее верхнее щелевое отверстие. Такое “протягивание” воздуха вокруг передней поверхности крыла приостанавливает сваливание до много большего угла атаки и коэффициента подъёмной силы. Недостаток предкрылков состоит в том, что воздух, ускоренный в щелевом канале, требует для своего проталкивания дополнительной энергии, что означает более высокое лобовое сопротивление. Поскольку большая подъёмная сила необходима только при медленном полёте (взлёт, набор высоты, заход на посадку и приземление), конструктор подвергается искушению использовать выдвижное устройство, которое бы складывалось на больших скоростях, чтобы уменьшить лобовое сопротивление.

Рис. 3 – Предкрылки

Это может быть сделано различными способами: предкрылки могут быть смонтированы на роликовых направляющих так, что при большем угле атаки они автоматически вытягиваются потоком воздуха вокруг передней кромки крыла, а при крейсерской скорости (при меньшем угле атаки) втягиваются обратно. Это относительно простая система, несложная для конструирования, но она имеет один большой недостаток: в ветреную погоду может быть вытянут только один предкрылок, а другой останется втянутым, потенциально создавая значительную проблему для пилота, которому потребуется весь расход элеронов только для того, чтобы удержать самолёт!

Этот недостаток можно устранить, механически соединив правый и левый предкрылок, чтобы предотвратить асимметричное выдвижение. Однако создание такой конструкции сложнее и требует более сложного подхода. При этом достигаемый эффект от такой системы должен быть достаточно большим, чтобы оправдать компромисс в виде дополнительного веса самого устройства (не говоря о стоимости и сложности). Другой подход, управляемая пилотом система выдвижения предкрылков, имеет всё те же недостатки в виде веса и сложности.

Рис. 4 – Соотношение подъёмной силы и лобового сопротивления крыла с фиксированными предкрылками

Но существует простое решение: рост лобового сопротивления, созданного щелевым отверстием, зависит от объёма воздуха, проходящего через это отверстие, который различен для разных этапов полёта. При взлёте и посадке требуется максимальная подъёмная сила, а при крейсерском полёте - минимальное лобовое сопротивление. При уравнивании давления воздуха на верхней и нижней поверхности в передней части крыла, где располагаются предкрылки, в крейсерском режиме поток воздуха не проходит через щелевое отверстие, поэтому нет потерь энергии (и дополнительного лобового сопротивления). Уравнивание давления воздуха в крейсерском режиме легко достигается при помощи небольшого загиба задней кромки вверх. иллюстрирует соотношение коэффициента подъёмной силы и лобового сопротивления при такой конструкции крыла.

Приведённая диаграмма показывает, что крыло с фиксированными предкрылками и поднятой задней кромкой является оптимальным решением для медленного полёта, где необходима большая подъёмная сила, и имеет лишь незначительно увеличенное лобовое сопротивление при крейсерском полёте, являясь при этом относительно лёгким, благодаря отсутствию подвижных частей. Заметным недостатком является относительно небольшой диапазон малых сопротивлений, что означает узкий диапазон экономичных скоростей для дальнего полёта, но в общем, такая конфигурация обеспечивает самую оптимальную конструкцию крыла для самолёта типа STOL.

Таким образом, я выбрал такую фиксированную конфигурацию предкрылков для двухместного STOL CH 701 и нового четырехместного STOL CH 801. При всей своей лёгкости, крыло такой конструкции имеет очень высокий коэффициент подъёмной силы, что делает его очень надёжным, простым и экономичным элементом этих двух разработок.

Кроме того, чтобы ещё больше увеличить подъёмную силу, я использовал относительно большую хорду крыла. Большая хорда крыла в сочетании с относительно коротким размахом также даёт максимальную прочность и лёгкий вес. Дополнительно, крыло с постоянной хордой по сравнению с сужающимся более легко в постройке.

ЗАКОНЦОВКИ КРЫЛА

Я уже долгое время утверждаю, что законцовки Хорнера являются оптимальными для большинства конструкций лёгких самолётов, поскольку они повышают эффективный размах крыла на величину от 8” до более фута (20 - более 30 см*) без утяжеления конструкции. Как мы знаем, давление на нижней поверхности крыла больше, чем на верхней, эта разница в давлении и создаёт подъёмную силу, которая делает полёт возможным. У конца крыла воздух повышенного давления на нижней поверхности «чувствует» близкую область пониженного давления, на верхней поверхности, прямо за концом крыла, и устремляется туда, чтобы уравнять давление, создавая вторичный поток воздуха вокруг конца крыла, как показано внизу. Этот поток генерирует вихрь, продолжающийся позади крыла.

Рис. 5 – Вихрь у законцовки крыла

При закруглённых или прямоугольных концах крыла вихревое обтекание происходит вблизи конца крыла, как показано выше.

При загнутых вверх или вниз концах крыла вихрь выталкивается дальше от конца крыла. Загнутые вниз концы крыла часто встречаются в конструкциях самолётов STOL, но они увеличивают вес, так как должны быть “добавлены” к крылу.

Рис. 6 – Загнутые вверх и вниз законцовки крыла

Если поверхность законцовки крыла скошена под углом в 45 градусов с небольшим закруглением снизу и относительно острой кромкой вверху, поток воздуха, выходящий из под нижней поверхности, не может обогнуть острую верхнюю кромку и отталкивается в сторону.

Рис. 7 – Законцовки крыла Хорнера

Лётные качества самолёта зависят от расстояния от левого до правого концевого вихря (эффективный размах крыла), а не от фактически измеренного геометрического размаха крыла. Законцовки Хорнера обеспечивают наибольший эффективный размах для заданного геометрического размаха и веса крыла.

ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ

Так как самолёт STOL может летать на очень низких скоростях и предназначен для использования в неосвоенных районах, изобилующих препятствиями, управляемость самолёта на низких скоростях жизненно необходима. По моим наблюдениям, этот момент упущен из внимания во многих конструкциях лёгких самолётов с крылом большой подъёмной силы. Несмотря на то, что многие из этих самолётов имеют низкую скорость сваливания, пилот вынужден поддерживать значительно большую скорость, чтобы сохранить требуемую управляемость самолёта.

ЗАКРЫЛКИ, ЭЛЕРОНЫ И ФЛАПЕРОНЫ

Для решения указанной выше проблемы можно использовать флапероны - элероны, занимающие полный размах крыла, которые, кроме того, функционируют как закрылки. Использование полного размаха крыла обеспечивает флаперонам максимальную подъёмную силу, как закрылкам, и одновременно максимальную эффективность управления по крену, как элеронам. Такое совмещение функций достигается при минимальном весе конструкции посредством простого механического устройства смешанного управления.

Мы все знаем, что вблизи аэродинамической поверхности воздух замедляется из-за силы трения. Этот замедленный слой воздуха называется граничным слоем. Граничный слой становится более толстым при движении от передней кромки аэродинамической поверхности к задней. Другим фактором, влияющим на толщину граничного слоя, является так называемый эффект Рейнолдса, в силу которого, чем медленнее полёт, тем толще становится граничный слой. Сила трения и эффект Рейнолдса приводят к образованию граничного слоя толщиной примерно 0,5” (12 - 13 мм*) вблизи задней кромки крыла с хордой 4-5 футов (1,2-1,5 м*), сконструированного для полётов на низких скоростях.

Обычные закрылки или элероны, таким образом, имеют очень низкую эффективность в диапазоне отклонений 1 - 2 градуса, поскольку отклонение происходит в этом не очень активном аэродинамически граничном слое. Чтобы предотвратить снижение управляемости, флаперон можно сконструировать как отдельное маленькое крыло, движущееся вне граничного слоя собственно крыла и увлекаемого крылом потока воздуха. Такая система флаперонов (часто называемая флаперонами типа Юнкерса или щелевыми*) эффективна даже при больших углах атаки, так как расположена под крылом и поэтому продолжает получать «свежий» невозмущённый воздух, даже когда крыло находится на экстремальном угле атаки (См. ).

Рис. 8 – Граничный слой

ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ

Кроме того, поскольку крыло с высокой подъёмной силой сконструировано для полётов с необычно большим диапазоном углов атаки (до 30 градусов по сравнению с 15-17 градусами для обычного крыла), для достижения таких углов требуется дополнительное усилие, толкающее хвост вниз. Не имея возможности строить горизонтальное оперение увеличенной площади, мы оказываемся перед необходимостью придать ему большой отрицательный коэффициент подъёмной силы. Это достигается с одной стороны с помощью перевёрнутого аэродинамического профиля стабилизатора, а с другой – с помощью дополнительного эффекта Вентури (или Бернулли*). Как известно, эффект Вентури создаёт пониженное давление и более высокую скорость в сужающемся сечении. Такое сужение образуется, если передняя часть отклонённого руля высоты выступает над поверхностью стабилизатора, как показано на *.

Рис. 9 – Эффект Вентури

С одной стороны, пониженное давление увеличивает эффективность отклонения руля высоты, с другой - возросшая скорость воздушного потока снижает тенденцию к отрыву отклонённого воздушного потока от поверхности руля высоты*.

РУЛЬ НАПРАВЛЕНИЯ

В моих конструкциях самолётов STOL я использовал такой же цельноповоротный киль (руль направления), который я использовал во многих моих ранних моделях, так как он обеспечивает исключительно эффективное противодействие боковому ветру. Что касается конструкций STOL, когда скорость бокового ветра выше, чем скорость сваливания самолёта (это действительно случается), вы можете просто развернуть самолёт в сторону ветра и буквально подняться вертикально (даже развернувшись поперёк взлётной полосы)! Другое преимущество киля - он физически меньше, чем традиционное вертикальное оперение с отклоняемым рулём направления, а следовательно, легче; его легче конструировать и строить, поскольку он состоит из одной части. Он также облегчает выход из штопора за счёт большей фактически отклоняемой поверхности. Сам руль направления имеет полноценный симметричный аэродинамический профиль (а не является только плоской «доской»), что увеличивает его эффективность и расширяет её диапазон в сторону низких скоростей.

Плоскости крыла самолётов STOL плавно уменьшаются у корневой части, чтобы воздушный поток от пропеллера мог беспрепятственно обдувать хвостовое оперение. Положение оперения над фюзеляжем также улучшает его обдув потоком от пропеллера и увеличивает управляемость на низких скоростях, по сравнению с пониженной управляемостью на таких режимах в случае обычной конфигурации.

КОРОТКИЙ ВЗЛЁТ И ПОСАДКА

Для оптимального осуществления короткого взлёта необходим большой угол атаки на земле или около земли, и нам, соответственно, необходима общая конфигурация самолёта, позволяющая достичь такого угла атаки. Этого можно добиться, либо используя очень длинные основные стойки шасси в конфигурации с хвостовым колесом (поднимая нос), либо, поднимая заднюю часть фюзеляжа при трёхколёсной конфигурации.

Рис. 10 – Конфигурация шасси

В конфигурации c хвостовым колесом вся кабина оказывается неудобно наклонена по отношению к земле, а длинные стойки шасси делают конструкцию непрочной и тяжёлой. Также затрудняется доступ к кабине, особенно для пассажиров и груза, и серьёзно ухудшается передний обзор на земле при выруливании и взлёте.

Рис. 11 – Наклон кабины

Большинство пилотов в наши дни считают более удобной и безопасной трёхколёсную конфигурацию шасси, и почти все учебные самолёты трёхколёсные. Трёхколёсное шасси очень устойчиво при движении по земле, в то время как шасси с хвостовым колесом менее устойчиво и требует постоянного управляющего воздействия, особенно в условиях бокового ветра. Этот момент, кстати, отражают и страховые ставки на самолёты.

Крыло самолёта с трёхколёсным шасси имеет нейтральный угол атаки при нахождении на земле, в то время как у самолёта с хвостовым колесом оно имеет угол атаки для максимальной подъёмной силы (См. ). Самолёты с хвостовым колесом поэтому более чувствительны к ветру при движении по земле и более подвержены воздействию ветра на открытой стоянке (там самолёт проведёт большую часть своего срока службы, за исключением нахождения в ангаре).

Несмотря на многие преимущества трёхколёсной конструкции шасси, конфигурация с хвостовым колесом используется как во многих старых моделях, так и во многих современных моделях самолётов STOL, в основном из-за отсутствия технологий и опыта постройки лёгких и прочных конструкций с носовым колесом, и недостатка опыта разработки конструкций шасси или интереса к ним у многих сегодняшних конструкторов.

Эксплуатация во внеаэродромных условиях предполагает, что самолёты STOL должны иметь прочную и толерантную к грубым воздействиям конструкцию шасси. Шасси является наиболее слабым местом многих моделей лёгких самолётов, что делает их зависимыми от взлётно-посадочных полос с покрытием, несмотря на способность взлетать и садиться на короткой дистанции.

В моих моделях STOL я использовал простую двояко изогнутую пружинящую балку в качестве опоры основного шасси. Хотя это не самая лёгкая конструкция шасси, она отлично приспособлена для неподготовленных площадок, особенно в сочетании с большими колёсами, очень прочна, проста и практически не требует технического обслуживания. Стойка носового колеса управляемая, напрямую связанная с педалями руля направления. Для амортизации используется одиночный усиленный эластичный жгут (bungee). STOL CH 801 перенял конструкцию носового шасси у ZENITH CH 2000, моей серийной модели учебного самолёта, имеющей сертификат типа. Колеса основного шасси оснащены индивидуальными гидравлическими дисковыми тормозами, активируемыми нажатием конца ступни (toe brakes), обеспечивающими исключительную наземную управляемость. Практика показала хорошую пригодность такого устройства шасси для травяных полей, как и пригодность для пилотов с ограниченным временным ресурсом. (Износ носовой стойки и колеса минимизирован путём уменьшения давления на носовое колесо под действием момента от горизонтального оперения, что является особенностью моих конструкций самолётов STOL.

Прямоугольная кабина обеспечивает максимум удобного пространства для пассажиров и груза. Кабина четырёхместного STOL CH 801 достаточно длинная, чтобы в ней можно было установить носилки вдоль правого борта на сложенное сидение второго пилота и оставить при этом адекватное пространство для пилота и одного пассажира. Два ящика объёмом до 50 галлонов (0,2 куб м*) можно перевозить в хвостовой части. Естественно, STOL CH 801 является практичным спортивным самолётом, имеющим достаточно внутреннего пространства для ночёвки двух человек и более чем достаточно места для багажа во время продолжительного внеаэродромного путешествия. Двухместный STOL CH 701 на удивление просторен для самолёта такого размера и веса.

Возможно, не являясь самым эстетически привлекательным, прямоугольный фюзеляж очень прост в постройке и улучшает курсовую устойчивость, а также дополнительно противодействует штопору из-за плоских поверхностей и прямых углов.

КАБИНА/ОБЗОР

Удобство обзора для пилота и пассажира является важной характеристикой самолёта, но она часто игнорируется разработчиками. Хороший обзор особенно необходим в самолётах STOL, когда пилоту необходимо видеть препятствия при полёте над дикой местностью. Пассажирам также нужен хороший обзор, чтобы наслаждаться низким и медленным полётом. Они не хотят довольствоваться маленьким иллюминатором, как в коммерческом лайнере.

Хотя открытая кабина предоставляет беспрепятственный обзор, но наличие насекомых, ветра, холодного воздуха обуславливают необходимость закрытой кабины для современного самолёта, чтобы обеспечить минимальный привычный для человека уровень комфорта. Закрытая кабина также делает возможной хорошую вентиляцию и отопление, защищает электронное оборудование и багаж. Большие двери делают возможным лёгкий доступ в кабину для пассажиров и громоздкого багажа. Двери можно также снять для обеспечения максимальной видимости и ощущения полёта в «открытом воздухе».

Конфигурация с высокорасположенным крылом обеспечивает лучший обзор вниз, что позволяет наслаждаться видами при медленном и низком полёте и предоставляет пилоту возможность видеть и уклоняться от препятствий, что необходимо при полётах в дикой местности. В моих конструкциях STOL консоли крыла также дополнительно приподняты над кабиной. При этом также расширяется горизонтальная видимость. Также уменьшение толщины крыла в районе центроплана позволяет сделать эту часть стеклянной и создать обзор вверх. Застеклённая крыша кабины желательна для обзора пилота в высокоманёвренном самолёте.

Сужающееся к корневой части крыло в сочетании со стеклянным потолком обеспечивают хороший обзор. Дизайн крыла минимизирует встречную поверхность в воздушном потоке за винтом, улучшает лётные качества, обеспечивает прямой поток воздуха от пропеллера к оперению, способствует превосходной управляемости при медленном полёте.

Дополнительным преимуществом этой конфигурации с сужающимися консолями крыла над кабиной, помимо обзора, является меньшая встречная поверхность, что означает меньшее лобовое сопротивление (большую скорость при той же мощности), и отличная управляемость на низких скоростях, так как воздух беспрепятственно направляется от пропеллера к хвосту.

Сидения экипажа рядом: передний обзор

Как в большинстве современных самолётов, я использовал расположение сидений рядом, чтобы обеспечить пилоту и пассажиру максимальный комфорт. Кроме того, кабина обладает достаточной эргономичностью для обеспечения максимального удобства и эффективности действий пилота. Внутренне кабина STOL CH 801 выполнена так, чтобы обеспечить комфорт для четырёх крупных взрослых человек. При этом она может быть легко переоборудована для перевозки груза. Большие двери на каждой стороне обеспечивают лёгкий доступ в кабину с обеих сторон. Регулируемые передние сиденья складываются вперёд и обеспечивают лёгкий доступ к задним сиденьям /грузовому отсеку. Если предполагается такое назначение, задний отсек может быть преобразован для размещения груза, включая ящики объёмом до 50 галлонов (0,2 куб м*), или кабина может быть переделана под лежачее место (пациент на носилках) на месте переднего и заднего сидения с правой стороны, с пилотом на левом переднем сиденье и врачом или сопровождающим на левом заднем сиденье. Пилоты-путешественники могут в буквальном смысле слова разбить лагерь в STOL CH 801.

ПРОЧНОСТЬ ЦЕЛЬНОМЕТАЛЛИЧЕСКОЙ КОНСТРУКЦИИ

Самолёты, используемые в диких местностях, должны быть прочными, надёжными и иметь простое техническое обслуживание. Термин “полевое обслуживание” приобретает новое значение, когда пилоту в буквальном смысле слова необходимо осуществить базовое техническое обслуживание и ремонт, что называется, в чистом поле.

Основываясь на своём более чем 30-летнем опыте проектирования и постройки цельнометаллических самолётов, а также более чем 60-летнем опыте работы в промышленности с несущей обшивкой и конструкциями типа полумонокок, я выбрал для обоих самолётов STOL CH 701 и STOL CH 801 цельнометаллическую конструкцию. Несмотря на всё увеличивающееся количество новых современных материалов, вполне традиционные конструкции из алюминиевых сплавов не собираются устаревать и являются отличным выбором для конструктора.

Алюминиевые сплавы имеют следующие преимущества:

• хорошие прочностные характеристики при небольшом весе
• устойчивость к коррозии, особенно при использовании новейших сплавов и современных покрытий
• низкую стоимость и широкую доступность
• проверенную надёжность и устойчивость к воздействию солнца и влаги
• наличие обширных эмпирических данных о свойствах
• лёгкость обращения: инструменты и процессы достаточно просты, не требуют специальных температурных режимов, обеспыленной среды, как в случае композитных материалов. Современные вытяжные заклёпки значительно упростили сборку цельнометаллической конструкции самолёта из кита
• пластичность: возможность лёгкого придания различной формы, практически без ограничения
• большую экологическую безопасность: нет опасности для здоровья при работе с листовым металлом, пригодным также и для переработки
• лёгкость проведения осмотра: дефекты и повреждения материала или конструкции хорошо заметны
• лёгкость ремонта: заклёпки можно легко удалить, чтобы заменить поврежденные части или узлы; отдельные части можно заменить без полной замены целой секции корпуса летательного аппарата

Таким образом, конструкции из алюминиевых сплавов отлично подходят для самолётов, используемых в диких местностях: 1) допускают продолжительное хранение на открытом воздухе, 2) прочны и надёжны, 3) их легко осматривать, осуществлять техническое обслуживание и ремонт в полевых условиях. Например, простая заплатка из листового металла может быть приклёпана на повреждённый участок, и самолёт может долететь до аэропорта базирования.

Хорошо сконструированный самолёт из листового металла обладает повышенной безопасностью при столкновениях с препятствиями, так как энергия столкновения поглощается последовательной деформацией металлической конструкции, в отличие от раскалывания или раздробления от удара. Шасси моего STOL поглощает много энергии. Поэтому требуется гораздо больше энергии, чтобы «вырвать » их. И даже после этого алюминиевый каркас с несущей обшивкой нуждаются в гораздо большей энергии, чтобы начать гнуться, коробиться и скручиваться. Прочная рама кабины защитит пассажиров даже при маловероятном капотировании самолёта с трехколёсным шасси, а консоли крыла, расположенные гораздо выше, чем головы пассажиров, дополнительно поглотят энергию удара. Ещё одно важное преимущество, часто игнорируемое, это хорошая защита от грозовых разрядов, которая обеспечивается металлической конструкцией.

Для меня, как для авиационного инженера, очень легко сконструировать сложный летательный аппарат и более сложно создать простой. Чтобы кит воздушного судна был успешен, от должен быть относительно простым в плане конструкции, сборки и оборудования. Простая конструкция не только легка и доступна для постройки, она также более пригодна для постройки самодельщиком, поскольку уменьшает вероятность ошибок и последствия плохого качества работы. Для простой конструкции время постройки будет меньше, потребуется меньше инструментов и практических навыков, чем для сложных проектов. После окончания постройки такой самолёт будет легче эксплуатировать и обслуживать. Простое оборудование максимизирует надёжность, при этом минимизируя объём работы пилота. В течение 24 лет опыта разработки и производства китов для самодельщиков, мы научились конструировать самолёты именно для самодельщиков и спортивных пилотов, предлагая им полностью укомплектованные киты, которые собираются легко, с минимумом инструментов и практических навыков.

В соответствии с принципом, в силу которого форма обуславливается функцией, мои две разработки самолётов STOL имеют свою специфическую красоту, которая больше, чем просто внешняя красота, для того, кто разбирается в аэродинамических и конструктивных особенностях, которыми обладают эти разработки, и которые делают их высокоэффективными самолётами с коротким взлётом и посадкой, которые при этом легко строить и обслуживать и которые обладаают высокой надёжностью и универсальностью.

Первоначальный STOL CH 701 и новый STOL CH 750 обладают отличными эксплуатационными данными, возможностью внеаэродромной эксплуатации, лёгким весом и очень экономичным двухместным дизайном. На них легко и приятно летать. В то время как новый STOL CH 801 действительно практичный спортивный самолёт с полезной нагрузкой в 1000 фунтов (около 450 кг*).

Фотография реального короткого взлёта

Для меня как разработчика - действительно награда, видеть, как мои разработки применяются по всему миру для выполнения гуманитарных миссий на удалённых территориях, а также читать в письмах пилотов, что самолёт «стартует как пробка из бутылки шампанского» !

*Примечание/адаптация переводчика

0

Конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой сопряжено с большими трудностями, связанными с необходимостью создания легких двигателей, управляемостью на околонулевых скоростях и др.

В настоящее время известно много проектов схем самолетов вертикального взлета и посадки, многие из которых уже воплощены в реальные аппараты.

Самолеты с воздушными винтами

Одним из решений проблемы вертикального взлета и посадки является создание самолета, у которого подъемная сила при взлете и посадке создается поворотом оси вращения винтов, а в горизонтальном полете - крылом. Поворот оси вращения винтов может быть достигнут поворотом двигателя или крыла. Крыло такого самолета (рис. 160) выполняется по многолонжеронной схеме (минимум два лонжерона) и крепится к фюзеляжу на шарнирах. Механизм поворота крыла чаще всего представляет винтовой домкрат с синхронизированным вращением, обеспечивающий изменение угла установки крыла на угол больше 90°.

Крыло снабжается по всему размаху многощелевыми закрылками. На участках, где крыло не обдувается воздушным потоком от винта, или там, где скорости обдувания невелики (в центральной части крыла), устанавливаются предкрылки, способствующие устранению срыва потока при больших углах атаки. Вертикальное оперение отличается относительно большими размерами (для повышения путевой устойчивости при малых скоростях полета) и оснащается рулем направления. Стабилизатор такого самолета обычно управляемый. Углы установки стабилизатора могут изменяться в больших пределах, обеспечивая переход самолета от вертикального взлета к горизонтальному полету и обратно. Основание киля переходит в вынесенную назад хвостовую балку, на которой в горизонтальной плоскости крепится хвостовой винт небольшого диаметра, изменяемого шага, обеспечивающий продольное управление на режиме висения и переходных режимах полета.

Силовая установка состоит из нескольких мощных турбовинтовых двигателей, отличающихся небольшими размерами и малым удельным весом порядка 0,114 кГ/л. с., что очень важно для летательного аппарата вертикального взлета и посадки любой схемы, так как у таких аппаратов при вертикальном взлете тяга должна быть больше веса. Кроме преодоления веса, тяга должна преодолевать аэродинамическое сопротивление и создавать ускорение для разгона самолета до такой скорости, при которой подъемная сила крыла будет полностью компенсировать вес самолета, а рулевые аэродинамические поверхности будут достаточно эффективны.

Серьезный конструктивный недостаток самолетов вертикального взлета и посадки с воздушными винтами заключается в том, что обеспечение безопасности полета и надежной управляемости самолета при вертикальном взлете и на переходных режимах полета достигается ценой утяжеления и усложнения конструкции за счет применения механизма поворота крыла и трансмиссии, синхронизирующей вращение воздушных винтов.

Сложной является также система управления самолетом. Управление во время взлета и посадки и в крейсерском полете по трем осям осуществляется с помощью обычных аэродинамических поверхностей управления, но на режиме висения и. переходных режимах до и после крейсерского полета применяются иные методы управления.

Во время вертикального набора высоты продольное управление осуществляется с помощью горизонтального рулевого винта (с изменяемым шагом), расположенного за килем (рис. 160, б), путевое управление - дифференциальным отклонением концевых секций закрылков, обдуваемых струей от воздушных винтов, а поперечное управление - дифференциальным изменением шага крайних воздушных винтов.

На переходном режиме осуществляется постепенный переход к управлению с помощью обычных поверхностей; для этого используется смеситель команд, работа которого программируется в зависимости от угла поворота крыла. В систему управления включен механизм стабилизации.

Улучшение характеристик самолетов вертикального взлета и посадки с воздушными винтами в настоящее время возможен за счет того, что воздушный винт заключают в кольцевой канал (короткую трубу соответствующего диаметра). Такой винт развивает тягу на 15-20% больше, чем тяга винта без «ограждения». Объясняется это тем, что стенки канала препятствуют перетеканию сжатого воздуха с нижних поверхностей винта на верхние, где давление понижено, и исключают рассеивание потока от винта в стороны. Кроме того, при подсасывании воздуха винтом над кольцевым каналом создается область пониженного давления, а так как винт отбрасывает вниз поток сжатого воздуха, разность давлений на верхнем и нижнем срезе кольца канала приводит к образованию дополнительной подъемной силы. На рис. 161, а представлена схема самолета вертикального взлета и посадки с воздушными винтами, установленными в кольцевых каналах. Самолет выполнен по схеме тандем с четырьмя винтами, приводимыми в движение общей трансмиссией.

Управление по трем осям в крейсерском и вертикальном полете (рис. 161, б, в, г) производится в основном путем дифференциального изменения шага воздушных винтов и отклонения закрылков, расположенных горизонтально в струях, отбрасываемых винтами за каналами.

Следует отметить, что самолеты вертикального взлета и посадки с воздушными винтами способны развивать скорость 600- 800 км/ч. Достижение более высоких дозвуковых, а тем более сверхзвуковых скоростей полета возможно лишь при использовании реактивных двигателей.

Самолеты с реактивной тягой

Известно много схем самолетов вертикального взлета и посадки с реактивной тягой, однако их можно достаточно строго разделить на три основные группы по типу силовой установки: самолеты с единой силовой установкой, с составной силовой установкой и с силовой установкой с агрегатами усиления тяги.

Самолеты с единой силовой установкой, у которой один и тот же двигатель создает вертикальную и горизонтальную тягу (рис. 162), теоретически могут летать со скоростями, превышающими скорость звука в несколько раз. Серьезным недостатком такого самолета является то, что отказ двигателя на взлете или при посадке грозит катастрофой.

Самолет с составной силовой установкой может совершать полет также со сверхзвуковыми скоростями. Его силовая установка состоит из двигателей, предназначенных для вертикального взлета и посадки (подъемные), и двигателей для горизонтального полета (маршевые), рис. 163.

Подъемные двигатели имеют вертикально расположенную ось, а маршевые - горизонтально расположенную. Отказ одного или двух подъемных двигателей на взлете позволяет продолжать вертикальный взлет и посадку. В качестве маршевых двигателей могут использоваться ТРД, ДТРД. Маршевые двигатели на взлете могут также участвовать в создании вертикальной тяги. Отклонение вектора тяги производится или поворотными соплами, или поворотом двигателя вместе с гондолой.

На самолетах ВВП с реактивными двигателями устойчивость и управляемость на режимах взлета, посадки, висения и переходных режимах, когда аэродинамические силы отсутствуют или малы по величине, обеспечивается управляющими устройствами газодинамического типа. По принципу работы они разделяются на три класса: с отбором сжатого воздуха или горячих газов от силовой установки, с использованием величины тяги движителей и с применением устройств отклонения вектора тяги.

Управляющие устройства с отбором сжатого воздуха или газов наиболее просты и надежны. Пример компоновки управляющего устройства с отбором сжатого воздуха от подъемных двигателей представлен на рис. 164.

Самолеты ВВП, оснащенные силовой установкой с агрегатами усиления тяги, могут иметь турбовентиляторные агрегаты (рис. 165) или газовые эжекторы (рис. 166), которые и создают необходимую вертикальную тягу на взлете. Силовые установки этих самолетов могут быть созданы на базе ТРД и ДТРД.

Силовая установка самолета с агрегатами усиления тяги, представленная на рис. 165, состоит из двух ТРД, установленных в фюзеляже и создающих горизонтальную тягу. При вертикальном взлете и посадке ТРД используются в качестве газогенераторов для привода во вращение двух турбин с вентиляторами, размещенных в крыле, и одной турбины с вентилятором в носовой части фюзеляжа. Передний вентилятор используется только для продольного управления.

Управление самолетом на вертикальных режимах обеспечивается вентиляторами, а в горизонтальном полете - аэродинамическими рулями. Самолет с эжекторной силовой установкой, представленный на рис. 166, имеет силовую установку из двух ТРД. Для создания вертикальной тяги поток газов направляется в эжекторное устройство, расположенное в центральной части фюзеляжа. Устройство имеет два центральных воздушных канала, из которых воздух направляется в поперечные каналы с щелевыми соплами на концах.

Каждый ТРД соединен с одним центральным каналом и половиной поперечных каналов с соплами, чтобы при выключении или выходе из строя одного ТРД эжекторное устройство продолжало работать. Сопла выходят в эжекторные камеры, которые закрываются створками на верхней и нижней поверхностях фюзеляжа. При работе эжекторной установки вытекающие из сопла газы эжектируют воздух, объем которого в 5,5-6 раз больше объема газов, что на 30% превышает тягу ТРД.

Вытекающие из эжекторных камер газы имеют небольшую скорость и температуру. Это позволяет эксплуатировать самолет с взлетно-посадочных площадок без специального покрытия, кроме того, эжекторное устройство понижает уровень шума ТРД. Управление самолетом на крейсерском режиме осуществляется обычными аэродинамическими поверхностями, а на режиме взлета, посадки и переходных режимах - системой струйных рулей, обеспечивающих устойчивость и управляемость самолету.

Силовые установки с усилением вектора тяги обладают несколькими очень серьезными недостатками. Так, силовая установка с турбовентиляторным агрегатом требует больших объемов для размещения вентиляторов, что затрудняет создание крыла с тонким профилем, нормально работающего в сверхзвуковом потоке. Еще больших объемов требует эжекторная силовая установка.

Обычно при таких схемах возникают трудности с размещением топлива, что ограничивает дальность полета самолета.

При рассмотрении схем самолетов ВВП может сложиться ошибочное мнение о том, что возможность вертикального взлета должна окупаться уменьшением поднимаемого самолетом полезного груза. Даже приближенные расчеты подтверждают вывод о том, что вертикально взлетающий самолет, обладающий большой скоростью полета, может быть создан без значительных потерь в полезной нагрузке или дальности, если с самого начала проектирования самолета в основу его положить требования вертикального взлета и посадки.

На рис. 167 представлены результаты анализа весов самолетов обычной схемы (нормального взлета) и ВВП. Сравниваются самолеты равного взлетного веса, имеющие одинаковую скорость крейсерского полета, высоту, дальность и поднимающие одинаковую полезную нагрузку. Из диаграммы рис. 167 видно, но самолет ВВП (с 12 подъемными двигателями) имеет силовую установку тяжелее обычного самолета примерно на 6% взлетного веса самолета нормального взлета.

Кроме того, гондолы подъемных двигателей еще на 3% от взлетного веса увеличивают вес конструкции самолета ВВП. Расход топлива на взлет и посадку, включая движение по земле, больше, чем у обычного самолета, на 1,5%, а вес дополнительного оборудования самолета ВВП на 1%.

Этот неизбежный для вертикально взлетающего самолета дополнительный вес, равный примерно 11,5% взлетного веса, может быть скомпенсирован уменьшением веса других элементов его конструкции.

Так, для самолета ВВП крыло выполняется меньшего размера по сравнению с самолетом обычной схемы. К тому же отпадает необходимость в применении механизации крыла, и это уменьшает вес примерно на 4,4%.

Дальнейшей экономии веса самолета ВВП можно ожидать от уменьшения веса шасси и хвостового оперения. Вес шасси самолета ВВП, рассчитанного на максимальную скорость снижения 3 м/сек, может быть уменьшен на 2% взлетного веса по сравнению с самолетом обычной схемы.

Таким образом, весовой баланс самолета ВВП показывает, что вес конструкции самолета ВВП больше веса обычного самолета приблизительно на 4,5% максимального взлетного веса самолета обычной схемы.

Однако обычный самолет должен иметь значительный резерв топлива для полетов в зоне ожидания и для поиска запасного аэродрома в плохую погоду. Этот резерв топлива для вертикально взлетающего самолета может быть значительно уменьшен, так как он не нуждается во взлетно-посадочной полосе и может приземляться практически па любой площадке, размеры которой могут быть незначительны.

Из вышесказанного следует, что самолет ВВП, имеющий взлетный вес такой же, как и у самолета обычной схемы, может нести ту же полезную нагрузку и совершать полет с той же скоростью и на ту же дальность.

Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.

Владельцы патента RU 2604951:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов короткого взлета и посадки. Самолет содержит крыло (1), выполненное в совокупности с фюзеляжем по аэродинамической схеме «летающее крыло». Крыло (1) в носовой части оснащено опорой (2), на которой над верхней поверхностью крыла (1) установлена силовая установка, включающая двигатель (3) с воздушным винтом (4). На опоре (2) также установлены переднее горизонтальное оперение (5) и переднее вертикальное оперение (6), являющиеся органами управления. Двигатель (3) с воздушным винтом (4) установлен таким образом, чтобы при обдуве воздушным потоком, создаваемым при вращении воздушного винта (4), верхняя поверхность крыла (1) максимально полно находилась в зоне обдува, а также, чтобы в зоне обдува находились органы управления - переднее горизонтальное оперение (5) и переднее вертикальное оперение (6). Достигается повышение эффективности органов управления в широком диапазоне углов атаки по тангажу, крену и рысканью, что существенно улучшает маневренность летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам схемы «летающее крыло», в том числе беспилотным, и может быть использовано в конструкциях самолетов для местных авиалиний с аэродромами 3-го или 4-го классов с искусственными или грунтовыми взлетно-посадочными полосами.

Известные самолеты, выполненные по схеме «летающее крыло», позволяют получить высокое аэродинамическое качество при большой пассажировместимости. По такой же схеме могут быть выполнены и транспортные самолеты. Однако схема «летающее крыло» характеризуется большими балансировочными потерями, в частности на этапе взлета и посадки, что значительно снижает ее аэродинамическое качество на этих режимах. Двигатели, размещенные в хвостовой части центроплана, не обеспечивают существенный обдув поверхности крыла, что не позволяет в полной мере обеспечить увеличение его несущих свойств.

Известен самолет большой грузоподъемности по патенту РФ на полезную модель №64176, включающий крыло, выполненное по технологии «крыла, совмещенного с фюзеляжем», состоящее из центроплана с увеличенной толщиной, снабженного помещениями для размещения пассажиров или груза, передние кромки которого имеют большую прямую стреловидность, стреловидных консолей крыла, установленных на переходных отсеках, примыкающих к центроплану, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, при этом он снабжен герметичным фюзеляжем с пассажирским салоном, установленным в передней части центроплана крыла по его оси и несущим переднее горизонтальное оперение, а центроплан снабжен грузовым отсеком для размещения перевозимых грузов и техники, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде турбореактивных двигателей, установленных на пилонах на верхней поверхности центроплана в районе его передних кромок, а турбореактивные двигатели снабжены реактивными соплами с поворотными устройствами вектора тяги козырькового типа, позволяющими поворачивать выхлопные газовые струи на угол до 25-30° в вертикальной плоскости.

К недостаткам данного технического решения следует отнести потребность в теплозащите центроплана от раскаленных реактивных струй и малую эффективность переднего горизонтального оперения типа «Утка» - на малых скоростях полета (взлет, посадка).

Известен беспилотный летательный аппарат по патенту РФ на полезную модель 107126, включающий фюзеляж, крыло с органами управления, двигатель и винт, в котором крыло выполнено из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло», при этом фюзеляж расположен в носовой части летательного аппарата в контакте с передней кромкой крыла, а двигатель - в хвостовой части летательного аппарата в контакте с задней кромкой крыла.

К недостаткам этого летательного аппарата следует отнести наличие фюзеляжа, который не создает подъемной силы, а также использование толкающего винта, что требует искусной балансировки аппарата, особенно при сбросе целевой нагрузки.

В качестве технического решения, наиболее близкого к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков, выбран самолет короткого взлета и посадки по патенту РФ №2165867, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку и органы управления, в котором двигатели размещены в передней части самолета так, что ось исходящих газов и эжектируемого при этом воздуха расположена по касательной к верхней поверхности крыла, выполненного М-образным и прикрепленного к фюзеляжу в нижней его задней части.

Известный самолет характеризуется повышенной подъемной силой, но в нем не в полной мере используются потенциальные возможности конструкции, а именно большие потери на трение от фюзеляжа и не обдуваемой части крыла, малой эффективностью органов управления при маневрировании на малых скоростях.

Задачей настоящего изобретения является создание конструкции самолета, в т.ч. беспилотного, с коротким взлетом и посадкой, высокой маневренностью, с более высокими летными характеристиками.

Согласно изобретению самолет короткого взлета и посадки, содержащий фюзеляж, крыло, силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, а также органы управления и взлетно-посадочные опоры, характеризуется тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающее крыло», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла.

Кроме того, заявленное техническое решение характеризуется наличием ряда дополнительных факультативных признаков, а именно:

Силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором;

Силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями;

Силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

Реализация заявленной совокупности существенных признаков обеспечивает получение технического результата, который заключается в участии всей верхней поверхности крыла в создании подъемной силы. Выполнение корпуса в виде крыла, совмещенного с фюзеляжем, позволяет уменьшить лобовое сопротивление. Предлагаемое конструктивное выполнение самолета обеспечивает нахождение переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения в зоне обдува воздушным винтом в широком диапазоне углов атаки, благодаря чему обеспечивается создание дополнительной подъемной силы в широком диапазоне углов атаки без срыва потока с крыла, в т.ч. и на малых скоростях полета, что обеспечивает возможность выполнения короткого взлета и посадки. Кроме того, наличие в качестве органов управления переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и их размещение в носовой части крыла в зоне обдува обеспечивает повышение эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканию, а следовательно, повышение маневренности самолета в широком диапазоне углов атаки.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлен общий вид заявленного самолета, на фиг. 2 - вид сбоку.

Самолет короткого взлета и посадки содержит крыло 1, выполненное в совокупности с фюзеляжем по аэродинамической схеме «летающее крыло». Крыло 1 в носовой части оснащено опорой 2, на которой над верхней поверхностью крыла 1 установлена силовая установка, включающая двигатель 3 с воздушным винтом 4. На опоре 2 также установлены переднее горизонтальное оперение 5 и переднее вертикальное оперение 6, являющиеся органами управления. Двигатель 3 с воздушным винтом 4 установлен таким образом, чтобы при обдуве воздушным потоком, создаваемым при вращении воздушного винта 4, верхняя поверхность крыла 1 максимально полно находилась в зоне обдува, а также, чтобы в зоне обдува находились органы управления - переднее горизонтальное оперение 5 и переднее вертикальное оперение 6. При этом в зоне обдува находятся также и органы управления, размещенные в хвостовой части летательного аппарата. Оптимальная форма крыла в плане определяется геометрией воздушного потока, создаваемого при обдуве. Самолет может быть оборудован взлетно-посадочными опорами для посадки на землю, а при необходимости на воду и взлета с воды.

Заявленное устройство работает следующим образом.

Взлет самолета осуществляется при его коротком разбеге, на взлетном режиме двигателя, за счет создания дополнительной подъемной силы от обдува воздушным винтом - винтовентилятором 4 верхней поверхности крыла 1 и органов управления - переднего горизонтального оперения 5 и переднего вертикального оперения 6. При взлете переднее горизонтальное оперение 5 отклоняет вниз поток воздуха от воздушного винта на верхнюю поверхность крыла 1, что создает дополнительную подъемную силу как от перепада давлений на верхней и нижней поверхности крыла, так и дополнительную подъемную силу от переднего горизонтального оперения 5. При этом благодаря осуществлению обдува, обеспечивающего дополнительную подъемную силу, предотвращается срыв потока с крыла на любых углах атаки.

В режиме крейсерского полета обдув верхней поверхности крыла и органов управления позволяет существенно улучшить маневренность летательного аппарата за счет повышения эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканью в широком диапазоне углов атаки.

Посадка с коротким пробегом осуществляется на малых оборотах двигателя путем отклонения вниз переднего горизонтального оперения 5. Выполнение посадки с коротким пробегом также требует увеличения угла атаки и дополнительной подъемной силы, создание которой обеспечивается за счет обдува верхней поверхности крыла 1 воздушным потоком, создаваемым при вращении винтовентилятора 4, установленного над верхней поверхностью носовой части крыла, позволяющего исключить при этом срыв потока с крыла.

Таким образом, выполнение самолета заявленным образом обеспечивает дополнительное использование воздушного потока в части создания дополнительной подъемной силы без срыва потока с крыла при высоких углах атаки (в широком диапазоне углов атаки), что, в свою очередь, обеспечивает возможность короткого взлета и посадки самолета. Размещение органов управления в зоне обдува обеспечивает повышение эффективности органов управления в широком диапазоне углов атаки по тангажу, крену и рысканью, что существенно улучшает маневренность летательного аппарата.

Также следует отметить, что при эксплуатации заявленного самолета шум от винта силовой установки, как главный источник звука, отражается крылом вверх, не доходя до земли. Кроме того, заявленное техническое решение позволяет установить более экономичные двигатели, а перенос двигателя наверх снижает вероятность попадания посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы в воздухозаборники, что повышает безопасность полетов, а также возможность уменьшить длину стоек шасси и тем самым уменьшить массу конструкции.

По оценке специалистов, см. http://aviation.gb7.ru/Wings.htm, «полное минимальное профильное сопротивление самолета типа "летающее крыло" будет 40…59% от сопротивления традиционного самолета. Мощность, создаваемая самолетом типа "летающее крыло", чтобы сохранить ту же самую крейсерскую скорость как у обычной машины, в пределах 70…80% процентов, и, наоборот, дальность летающего крыла, относительно крейсерской скорости обычного самолета, будет от 125 до 143%. Дальность самолета типа "летающее крыло" ЛК на собственной крейсерской скорости от 130 до 158% от традиционного, и одновременно сама эта скорость будет на 115…125% выше.

Создание самолета короткого взлета и посадки заявленной конструкции на 70 мест для местных авиалиний, с двигателем Д-27, позволит загрузить более 800 аэродромов РФ с длиной взлетно-посадочной полосы до 600 м.

1. Самолет короткого взлета и посадки, содержащий фюзеляж, крыло, силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, а также органы управления и взлетно-посадочные опоры, отличающийся тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающее крыло», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором.

3. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями.

4. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

Похожие патенты:

Летательный аппарат (10) с малой радиолокационной сигнатурой включает двигательную установку (18) для приведения в движение летательного аппарата (10), имеющего воздухозаборник (16) и сопловое отверстие (14), нишу (20, 24, 26), через которую предусмотрена возможность ввода других компонентов летательного аппарата (10) вовнутрь.

Изобретение относится к авиации, а именно к конструкции крыла летательного аппарата, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло». На верхней поверхности крыла летательного аппарата, выполненного по схеме «летающее крыло» малого размаха, от передней кромки аэродинамического профиля до задней располагаются два вертикальных продольных киля, симметрично относительно продольной оси ЛА.

Изобретение относится к летальным аппаратам тяжелее воздуха и касается аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат выполнен по схеме «летающее крыло» и содержит силовые агрегаты, шасси, кабину, механизм управления, расположенный по всей задней кромке крыла, три винта, вал, через который осуществляется привод и обеспечивается синхронная работа винтов от силовых агрегатов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный универсальный самолет включает фюзеляж и крыло, выполненные по схеме «летающее крыло» (1), а также силовую установку, установленную на опоре (2) и выполненную в виде двигателя (3) и воздушного винта (4).

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат включает несущую раму пространственной конструкции, сиденье, органы управления, мотоустановки, систему управления, систему дистанционного управления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный преобразуемый скоростной вертолет (БПСВ) снабжен системой распределенной тяги разновеликих винтов по схеме X2+1, имеющей разновеликие перекрещивающиеся несущие винты, установленные на вертикальном пилоне в центральной части фюзеляжа на удлиненных V-образных выходных валах промежуточного редуктора, наклоненных соответственно на углы 12,5° от вертикали вперед и назад по оси симметрии, и один толкающий задний поворотный винт.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов тяжелее воздуха. Летательный аппарат содержит два лопастных устройства, установленных на общем валу по разные стороны и на необходимом расстоянии от фюзеляжа, двигатель для привода лопастных устройств, фюзеляж для крепления и установки узлов, составляющих летательный аппарат с лопастными устройствами.

Изобретение относится к области авиастроения. Концевая часть крыла самолета содержит концевой участок каркаса с прикрепленным к нему держателем напорного сопла, соединенного с расположенным между верхней и плоской нижней аэродинамическими поверхностями крыла газоходом, по обе стороны от которого выполнен расположенный вертикально/наклонно сквозной канал для прохода воздуха.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Устройство энергоприводной системы реактивного летательного аппарата для реализации автономного перманентного полета с получением энергии из окружающей среды содержит в вершине первого купола открывающиеся эжекторы-воздухозаборники.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА) вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит два лопастных движителя, нижний из которых выполнен тарелкообразной формы, а верхний - плоской или тарелкообразной формы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Самолет вертикального взлета и посадки включает фюзеляж, подъемно-маршевый двигатель и механизм изменения его вектора тяги. Фюзеляж выполнен в виде дискообразного летающего крыла, а подъемно-маршевый двигатель установлен под углом 30-60° к продольной оси самолета и выполнен с возможностью отсоса потока воздуха с верхней поверхности крыла и выброса потока воздуха от подъемно-маршевого двигателя в нижнюю часть крыла. Механизм изменения вектора тяги выполнен в виде совокупности поворотных направляющих лопаток, установленных в нижней части крыла в потоке воздуха от подъемно-маршевого двигателя с возможностью изменения вектора тяги от 0° до 105° к продольной оси самолета. Крыло выполнено с продольным S-образным самобалансирующимся профилем. Достигается упрощение конструкции силовой установки летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов короткого взлета и посадки. Самолет содержит крыло, выполненное в совокупности с фюзеляжем по аэродинамической схеме «летающее крыло». Крыло в носовой части оснащено опорой, на которой над верхней поверхностью крыла установлена силовая установка, включающая двигатель с воздушным винтом. На опоре также установлены переднее горизонтальное оперение и переднее вертикальное оперение, являющиеся органами управления. Двигатель с воздушным винтом установлен таким образом, чтобы при обдуве воздушным потоком, создаваемым при вращении воздушного винта, верхняя поверхность крыла максимально полно находилась в зоне обдува, а также, чтобы в зоне обдува находились органы управления - переднее горизонтальное оперение и переднее вертикальное оперение. Достигается повышение эффективности органов управления в широком диапазоне углов атаки по тангажу, крену и рысканью, что существенно улучшает маневренность летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.