аэродинамическая схема

Рис. 1. Аэродинамические схемы самолёта.

аэродинами́ческая схе́ма самолёта. А. с. характеризует геометрические и конструктивные особенности самолёта. Известно большое число признаков, по которым характеризуют А. с., но в основном их принято различать: по взаимному расположению крыла и горизонтального оперения (ГО); числу крыльев — основных несущих поверхностей; расположению крыла относительно фюзеляжа; типу и расположению двигателей; диапазону Маха чисел полёта М_∞; способу и методу взлёта и посадки.

В зависимости от взаимного расположения крыла и ГО выделяют следующие основные аэродинамические схемы.

Нормальная (обычная, рис. 1, а) А. с. — ГО (стабилизатор) расположено сзади (по полёту) крыла. Эта схема получила наибольшее распространение вследствие простого решения вопросов продольной устойчивости и продольной управляемости на всех режимах полёта. Наличие скоса потока за крылом уменьшает истинный угол атаки α ГО и тем самым обеспечивает высокую эффективность продольного управления на всех режимах полёта, включая и большие α. Только для нестреловидных крыльев большого удлинения может возникнуть опасность появления срыва потока на ГО при больших углах атаки. В обычных случаях при такой схеме может быть легко обеспечена потребная эффективность продольного управления. Характеристики продольной устойчивости летательных аппаратов нормальной А. с. для крыльев некоторых форм в плане при увеличении ее могут изменяться в неблагоприятную сторону — нелинейное нарастание скоса потока, которое наблюдается, например, у стреловидных крыльев, может привести к образованию статической неустойчивости. Эти особенности в значительной степени зависят от расположения ГО по высоте относительно плоскости крыла. Для обеспечения статической устойчивости самолёта нормальной А. с. положение его центра тяжести выбирается впереди фокуса аэродинамического всего самолёта, чему способствует само ГО, поскольку, как правило, оно значительно сдвигает аэродинамический фокус летательного аппарата назад.

«Бесхвостка» («Б», летающее крыло, если у самолёта нет фюзеляжа, рис. 1, б, в). У самолётов этой схемы ГО отсутствует, а в качестве органов продольного управления используют элевоны, элероны, закрылки, флапероны, которыми в этом случае осуществляется и поперечное (по крену) управление. Запас продольной статической устойчивости (см. Степень устойчивости) самолётов А. с. «Б» определяется взаимным положением его центра тяжести и аэродинамического фокуса крыла.

Главный недостаток «Б» заключается в малом плече органов продольного управления, расположенных на крыле. Вследствие этого для продольного управления (например, создания момента на кабрирование для выхода на большие углы атаки) необходимо прикладывать вертикальную силу, направленную вниз, в 1,5—2 раза большую, чем при нормальной схеме. Это приводит к неприятной для лётчика реакции самолёта, так называемой просадке (в первый момент после отклонения элевонов возникает отрицательное вертикальное ускорение), что в итоге приводит к увеличению времени переходного процесса при управлении. Кроме того, наличие статической устойчивости «Б» требует для обеспечения продольной балансировки самолёта значительных отклонений элевонов вверх, что уменьшает подъёмную силу и ухудшает аэродинамическое качество с ростом углов атаки. Наконец, взлёт и посадка самолёта этой А. с. осуществляется без использования механизации крыла, поскольку возникающий при её отклонении продольный момент практически нечем уравновесить. Это приводит к тому, что на «Б» необходимо устанавливать крыло большей площади, то есть с уменьшенной удельной нагрузкой на крыло. В последние годы появилась возможность в некоторой степени уменьшить этот недостаток путём применения автоматических систем управления летательным аппаратом с продольной статической неустойчивостью, так как в этом случае для продольной балансировки летательного аппарата элевоны отклоняют вниз, что увеличивает подъёмную силу. Необходимость обеспечения возможно большего плеча продольного управления на «Б» ограничивает использование благоприятных с точки зрения аэродинамического качества форм крыльев в плане. Вследствие указанного на «Б» приходится использовать крыло практически треугольной формы в плане и большой стреловидности, малое удлинение крыла (λ = 2—2,2).

Несколько типов сверхзвуковых самолётов А. с. «Б» были созданы фирмой «Конвэр» (F-102, F-106 и В-58). Эти самолёты обладали указанными выше недостатками. В течение многих лет фирма «Дассо» (см. также «Дассо-Бреге») выпускает истребители и бомбардировщики серии «Мираж» по А. с. «Б». В последних моделях самолётов «Мираж» используется продольная статическая неустойчивость и соответствующая автоматика в канале управления продольным движением. Для сверхзвуковых однорежимных самолётов, когда главным режимом является сверхзвуковой крейсерский полёт, можно «настроить» геометрию «Б» на этот режим и создать самолёт с высоким аэродинамическим качеством. Однако и в этом случае трудно обеспечить хорошие характеристики на взлёте и посадке. Удачными примерами решений для такого типа самолётов являются Ту-144 и «Конкорд».

«Утка» (рис. 1, г) — в этой схеме ГО (дестабилизатор) расположено впереди крыла и впереди центра тяжести самолёта. Главное достоинство схемы «утка» — осуществление продольной балансировки при помощи положительной подъёмной силы, приложенной к впереди расположенному ГО. Образование на самолёте моментов на пикирование (например, от отклонённой механизации крыла, отклонённого сопла двигателя и т. п.) должно быть уравновешено в этой схеме положительной подъёмной силой на оперении. Указанное свойство схемы позволяет рассчитывать на получение более высоких несущих свойств и более высокого аэродинамического качества самолёта. Однако при наличии продольной статической устойчивости эффективность продольного управления самолётом А. с. «утка» быстро теряется с увеличением угла атаки и этим самым ограничивается использование больших α. Введение статической неустойчивости позволяет, комбинируя отклонение органов продольного управления с отклонением закрылков и сопел, обеспечить продольное управление и на больших углах атаки с приростом подъёмной силы. «Утка» имеет и ряд компоновочных преимуществ с точки зрения размещения реактивных двигателей, вооружения и т. п.

Использование А. с. «утка» в практике самолётостроения пока имеет ограниченный опыт, хотя фирма «СААБ-Скания» использует эту схему при создании истребителей. Применение этой А. с. связано с необходимостью решения ряда сложных задач обеспечения боковой устойчивости и управляемости, особенно на больших углах атаки.

В некоторых случаях переднее оперение было применено для ограниченного использования с целью обеспечения продольной балансировки самолёта на взлёте и посадке (например, ХВ-70 фирмы «Норт Американ», Ту-144).

«Тандем» (рис. 1, д) — крайне редко используемая для самолётов А. с., представляющая сочетание двух крыльев, расположенных одно за другим. В зависимости от расположения органов продольного управления она может рассматриваться либо близкой к «утке» (ОУ на переднем крыле), либо близкой к нормальной схеме (ОУ на заднем крыле). Однако во всех случаях с точки зрения аэродинамического качества и общих лётных данных схема нерациональна, так как заднее крыло, будучи расположено в скосе потока переднего, имеет меньшие несущие свойства. Большая суммарная площадь крыльев предопределяет большое аэродинамическое сопротивление, что приводит к значительному снижению аэродинамического качества.

В ряде случаев по эксплуатационным особенностям оказались целесообразным устанавливать оперение не на фюзеляже, а на двух крепящихся к крылу балках (рис. 2). См. Двухбалочный самолёт.

По числу несущих поверхностей А. с. разделяют на монопланы, бипланы (рис. 3), полипланы. С 40-х гг. в основном применяются монопланы, так как эта схема наилучшим образом удовлетворяет требованиям достижения больших скоростей полёта. Примером удачного применения А. с. биплана для самолёта малых скоростей является самолёт Ан-2.

В зависимости от расположения крыла по высоте фюзеляжа различают А. с.: низкоплан, среднеплан, высокоплан, парасоль. Выбор расположения крыла по высоте часто диктуется рядом эксплуатационных требований (например, для транспортных самолётов высокоплан удобнее — проще обеспечивается загрузка и выгрузка самолёта; для магистральных пассажирских самолётов чаще используются низкопланы — безопасность, комфорт и т. п.), однако с точки зрения аэродинамики эти схемы очень существенно отличаются, главным образом по характеристикам боковой устойчивости и управляемости, а также по лобовому сопротивлению. Наименьшее сопротивление, особенно при переходе на сверхзвуковые скорости, имеет среднеплан, который чаще применяется для сверхзвуковых самолётов.

В зависимости от расположения двигателей на самолёте можно ввести следующее разделение А. с. Для самолётов с винтомоторной группой — схема с тянущими винтами и схема с толкающими винтами (рис. 4). Для самолётов с реактивными двигателями, помимо разграничения по числу двигателей, можно выделить А. с. с расположением двигателей на крыле; на фюзеляже; на крыле и фюзеляже (рис. 5). Различное расположение двигателей также часто диктуется эксплуатационными требованиями (уменьшение шума в кабине, уменьшение массы конструкции, безопасность при отказе двигателя и т. п.), но оно, безусловно, существенно сказывается на аэродинамических и весовых характеристиках самолёта и, следовательно, должно анализироваться с точки зрения летно-технических характеристик и общей эффективности самолёта.

А. с. в значительной степени определяется и диапазоном скоростей полёта; здесь классификацию можно провести достаточно чётко. А. с. дозвуковых самолётов рассчитывается на полёт в диапазоне чисел Маха M_∞ = 0,8—0,9. Для неё характерны крылья и оперения малой стреловидности, достаточно больших удлинений и большой относительной толщины профиля, воздухозаборник с большими радиусами закруглений кромок. А. с. трансзвуковых самолётов (M_∞ = 1,3—1,5). В этой области значений M_∞ используются умеренные стреловидность и относительная толщина крыльев и оперения, нерегулируемый воздухозаборник с более острыми кромками. А. с. сверхзвуковых самолётов (М_∞ до 3—3,5). Для уменьшения волнового сопротивления в этих схемах применяются малые относительные толщины, большая стреловидность крыльев (в том числе треугольные крылья) и оперений и крылья изменяемой в полёте стреловидности. Для самолётов с крылом изменяемой в полёте стреловидности характерна многорежимность полёта: за счёт использования малой стреловидности обеспечиваются приемлемые аэродинамические и летно-технические характеристики на малых и околозвуковых скоростях полёта. Для увеличения коэффициента восстановления полного давления на входе в двигатель используются регулируемые воздухозаборники. А. с. гиперзвуковых самолётов. Для самолётов со значениями M_∞ = 4,5 и более А. с. в значительной степени определяется диапазоном значений M_∞, назначением самолёта и типом применяемого двигателя. Для этой схемы характерна так называемая интеграция двигательной установки и самолёта. Главным требованием к такой схеме является необходимость обеспечения восприятия больших температур и тепловых потоков на поверхности самолёта.

По способам взлёта и посадки можно выделить следующие А. с. самолёта. А. с., обеспечивающая нормальный взлёт и посадку с разбегом и пробегом. Здесь заданные дистанции взлёта и посадки в основном обеспечиваются аэродинамикой самолёта и выбором умеренной тяговооружённости. А. с. самолёта короткого взлёта и посадки. В этом случае применяются специальные меры для увеличения подъёмной силы (например, за счёт использования энергетической механизации крыла, поворота сопел двигателей). А. с. самолётов вертикального взлёта и посадки. В этом случае должно быть обеспечено превышение вертикальной составляющей тяги силовой установки над весом самолёта либо за счёт подъёмных двигателей (см. также Подъёмно-маршевый двигатель), либо за счёт поворотных воздушных винтов. На таком самолёте, поскольку есть режим, когда скорость равна нулю, должна быть система газодинамического управления и стабилизации по всем трём осям координат с постепенным подключением обычных органов аэродинамического управления. Для самолёта короткого взлёта и посадки и самолёт вертикального взлёта и посадки возникают трудности с обеспечением устойчивости и управляемости самолёта и работоспособности двигателей на режимах взлёта и посадки из-за взаимодействия струй от работающих двигателей с землёй и самолётом.

Вместо термина «А. с.» часто пользуются терминами «аэродинамическая компоновка», «компоновка», «схема» самолёта.

Г. С. Бюшгенс.

Рис. 2. Двухбалочный самолёт.

Рис. 3. Бипланы и монопланы.

Рис. 4. Компоновка винто-моторных силовых установок.

Рис. 5. Установка турбореактивного двигателя на самолёте.