Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 13 (всего у книги 42 страниц)

Согласно опубликованным данным, этот самолет имеет следующие преимущества: -схема «утка» с крылом и горизонтальным оперением, снабженными эжекторами, позволяет развивать во время вертикального взлета и посадки большую подъемную силу;

– наличие общей системы управления подъемной силой, тягой двигателя и самолетом обеспечивает простоту перехода из режима висения в горизонтальный полет с М-2;

– габариты двигателя составляют менее 2/3 габаритов использованных ранее подъемных двигателей;

– большое значение коэффициента подъемной силы в области задней кромки крыла и оперения, благоприятный характер обтекания (от действия эжекторов) на верхней поверхности крыла на переходных режимах полета;

– очень короткий разбег, что позволяет повысить грузоподъемность;

– использование щитков эжекторов как управляющих поверхностей и аэродинамических тормозов, что способствует уменьшению массы самолета и упрощает продольное управление;

– путевая устойчивость и управляемость благодаря большой поверхности тормозных щитков и стабилизаторов близка к аналогичным параметрам современных самолетов классической схемы.

Кроме специфической системы двигательной установки самолеты ВВП характеризует еще одна отличительная черта, а именно необходимость дополнять схему аэродинамического управления другими устройствами, обеспечивающими управляемость самолета при полете с малой поступательной скоростью. В самолетах «Мираж», например, применена струйная система управления с 10 соплами, через которые под давлением выпускается воздух, создавая реактивную силу регулируемой величины. Воздух забирается из компрессоров подъемных двигателей и направляется по специальным каналам в сопла, которые находятся в передней и задней частях фюзеляжа (управление по тангажу), на концах крыла (управление креном) и с двух сторон киля (управление рысканием).

В самолете YJ-101C тяга двигателей регулируется. Ручка управления соединена непосредственно с рычагом газа двигателей, поэтому при зависании высота регулируется изменением тяги всех двигателей. Необходимые углы крена или атаки достигаются дифференциальным изменением тяги двигателей при отклонении ручки управления в соответствующую сторону. Продольное управление осуществляется увеличением тяги двигателей в гондолах и одновременно уменьшением тяги фюзеляжных двигателей или наоборот. Поперечное управление производится путем дифференциального изменения тяги двигателей в гондолах (при этом изменение тяги фюзеляжных двигателей не имеет значения). Путевое управление обеспечивается с помощью педалей, осуществляющих поворот гондол для создания необходимого момента. С целью уменьшить влияние величины тяги на устойчивость самолета применяется система механизмов, изменяющих угловую скорость поворота гондол по закону косинуса; для уменьшения продольного момента от фюзеляжных двигателей (при переходе гондол в горизонтальное положение) производится уменьшение их тяги по синусу угла поворота гондол.

Принятая схема обеспечивает автоматический переход самолета из режима висения в горизонтальный полет. При достижении высоты 25-30 м нажатие кнопки на рычаге газа приводит в движение систему поворота гондол (вначале со скоростью 2°/с, а через 35-40 с пилот может увеличить ее до 4°/с), что вызывает уменьшение вертикальной и увеличение горизонтальной составляющих тяги. Переход к горизонтальному полету обычно занимает ~ 55 с, самолет за это время пролетает около 1600 м и достигает скорости 70 м/с. При посадке пилот выпускает сначала тормозные щитки, затем шасси и включает оба подъемных (фюзеляжных) двигателя. При переходе гондол в вертикальное положение увеличиваются тяга фюзеляжных двигателей и вертикальная составляющая тяги двигателей в гондолах. Окончательное торможение до нулевой скорости производится путем увеличения угла атаки. Обычно процесс посадки длится ~ 60 с, при этом самолет пролетает расстояние – 2300 м.

Из представленной по необходимости кратко проблемы вертикального взлета и посадки видно, что самолеты ВВП имеют очень сложные двигательную установку и систему управления. Следует при этом напомнить, что максимальная тяга двигателей необходима только во время взлета и посадки, а не на основных этапах полета, для которых предназначается большая часть топлива. Применяемые двигательные и управляющие системы, а также особенности техники пилотирования не только усложняют обслуживание и эксплуатацию, но и требуют повышения уровня обучения летно-технического состава. Несмотря на эти недостатки, самолеты ВВП могут служить важным дополнением к обычным самолетам, так как их появление и развитие являются следствием поисков оптимальных решений задач, продиктованных увеличением диапазона применения авиации. Возобновление исследований сверхзвуковых самолетов ВВП свидетельствует о том, что современный технический уровень достаточно высок для создания надежного, малоуязвимого самолета такого типа с высокими эксплуатационными качествами. Несмотря на высокую стоимость, в некоторых случаях использования самолет ВВП может оказаться наиболее экономичным и универсальным транспортным средством или оружием, нежели обычный самолет или вертолет.

9. Пассажирские самолеты

Проведенные в первой половине 50-х годов летные испытания десятков экспериментальных и военных сверхзвуковых самолетов и двух первых опытных реактивных пассажирских самолетов («Комета» фирмы «Де Хэвилленд» и Ту-104 конструкции А. Н. Туполева), а затем переход к серийному производству некоторых из них свидетельствовали о приближении эры сверхзвуковой пассажирской авиации. Ввод в эксплуатацию в 1956-1959 гг. пяти типов пассажирских самолетов (кроме указанных выше, «Боинг» 707, «Каравелла» фирмы «Сюд авиасьон» и DC-8 фирмы «Дуглас») с крейсерской скоростью около 800 км/ч, а особенно организация регулярных пассажирских трансатлантических рейсов привели не только к заинтересованности проблемой со стороны потенциальных пользователей, но и склонили многих специалистов к мнению о возможности создания к середине 60-х годов сверхзвуковой пассажирской авиации со скоростями полета, соответствующими М = 2.

Эти взгляды основывались на всесторонней (как тогда казалось) оценке технических и финансовых возможностей промы– шленно развитых стран и на анализе тенденций развития пассажирской авиации за период послевоенных 15 лет. Проведенный в конце 50-х-начале 60-х годов анализ показал, что в среднем каждые 5 лет в авиации происходила замена оборудования на новое с более высокими техническими и экономическими показателями, лучшего качества, повышенными комфортом и безопасностью эксплуатации. Однако практика последующих лет существенно скорректировала эти прогнозы, так как и сейчас, после ввода в эксплуатацию самолетов Ту-144 (с декабря 1975 г. грузовые рейсы на линии Москва-Алма– Ата) и «Конкорда» (с января 1976 г. пассажирские рейсы на линиях Париж – Рио-де– Жанейро и Лондон-Бахрейн), гораздо большее внимание уделяется техническому развитию околозвуковых пассажирских самолетов, чем сверхзвуковых. Это вызвано двумя причинами:

1) Из того факта, что создано несколько десятков типов экспериментальных и военных сверхзвуковых самолетов, еще не следует, что все проблемы авиации, связанные с преодолением очередных «барьеров», уже решены. Эксплуатация пассажирского самолета должна удовлетворять совсем другим требованиям по сравнению с исследовательским или рекордным полетом, которому предшествует длительная подготовка, тем более она отличается от полета военного самолета, на борту которого находится лишь специально подготовленный, обученный и натренированный летчик, снабженный на случай аварии катапультируемым сиденьем и парашютом. Рейсовый пассажирский самолет появляется лишь после решения комплекса дополнительных сложных проблем. Такой самолет должен перевозить пассажиров с определенной скоростью, регулярно и на большие расстояния, без перегрузок, шума, тряски и т. п., т. е. в условиях привычного в обычной жизни комфорта и практически полной безопасности. Это касается также экипажа. Поскольку самолет совершает регулярные полеты, он становится местом повседневной работы экипажа, что требует обеспечения соответствующих условий работы, оказывающих, между прочим, определенное влияние и на безопасность полета. Наконец, пассажирский самолет должен быть экономичным в эксплуатации. С одной стороны, это означает пригодность к эксплуатации на существующих взлетных полосах аэропортов, что требует наличия взлетно-посадочных характеристик, аналогичных характеристикам эксплуатируемых в настоящее время околозвуковых самолетов, а с другой стороны,– необходимость обеспечения длительного срока службы машины (ресурс современных военных сверхзвуковых истребителей составляет порядка 4000-6000 ч полета, а пассажирских самолетов-около 40000 ч) в условиях периодического действия аэродинамических и тепловых нагрузок, связанных с преодолением звукового и теплового барьеров.

Рис. 1.58. Ту-144 (а) конструкции А. Н. Туполева (прототип) и «Конкорд» (б) фирм «Аэроспасьяль» и ВАС.

2) Почти одновременно со сверхзвуковыми самолетами в пассажирской авиации появилось новое поколение широкофюзеляжных самолетов, так называемых аэробусов, с большим количеством пассажирских мест (в настоящее время эксплуатируются самолеты с числом пассажиров 350-500). Поэтому в авиационном транспорте произошла определенная переоценка ценностей, в результате чего на первый план вышли проблемы массовой перевозки пассажиров в комфортных и безопасных условиях, посадки и высадки, размещения багажа, использования возможностей попутной транспортировки грузов, повышения эффективности служб аэропорта и т.п. Все это несколько уменьшило интерес к сверхзвуковым самолетам.

Как следует из опыта проведения сверхзвуковых грузовых и пассажирских рейсов, ввод в эксплуатацию Ту-144 (рис. 1.58,а) и «Конкорда» (рис. 1.586) не потребовал ни существенных изменений в работе наземных служб, ни перестройки аэродромов (единственной трудностью, появляющейся практически всегда при введении в эксплуатацию нового самолета, была необходимость создания соответствующей технической базы, включая подготовку летного и технического персонала).

Однако, в соответствии с прогнозами, стоимость эксплуатации таких самолетов оказалась высокой, что, с учетом значительной стоимости самолета, привело к увеличению цены билета. Из этого можно сделать вывод, что с экономической точки зрения в современных условиях преимущества сверхзвуковой пассажирской авиации минимальны (многие наблюдатели считают, что в отношении «Конкорда» не менее важную роль сыграла, кроме прочего, конкурентная борьба, замаскированная компанией за охрану окружающей среды). Тем не менее сверхзвуковая пассажирская авиация стала реальностью, как естественное проявление закономерностей технического прогресса, в частности, стремления ко все большим скоростям.

История развития

Успешное завершение в 1954 г. в Великобритании работ над сверхзвуковым экспериментальным самолетом F.D.2 утвердило английских специалистов в мнении о целесообразности создания сверхзвукового пассажирского самолета. Учитывая большой объем работ и неизбежно возникающие при этом трудности, правительство Великобритании создало специальный комитет (Super Sonic Transport Aircraft Committee), объединяющий 9 крупнейших авиационных организаций, который должен был провести необходимые исследования. Комитет начал работу в конце 1955 г. и спустя четыре года опубликовал первые рекомендации относительно строительства пассажирского самолета большой дальности и скорости М = 2. В авиационной литературе обсуждались проекты, которые удивляли необычностью и разнообразием форм. Однако, опираясь на исследования самолета F.D.2, англичане выяснили, что наиболее выгодной для сверхзвукового пассажирского самолета SST (Super Sonic Transport) является схема без горизонтального оперения с треугольным крылом. Разработкой проекта такого самолета занялся Бристольский филиал Британской авиационной корпорации ВАС; предварительный проект под названием ВАС 223 был разработан в 1960 г.

Во Франции первые работы над самолетом ATS (Avion de Transport Supersonique) начались в 1956 г.; в 1959 г. три фирмы («Сюд авиасьон», «Нор авиасьон» и «Дассо») начали разработку проекта, который в 1961 г. получил название «Сюпер-Каравелла». Модель этого самолета, разрабатываемого главным образом фирмой «Сюд авиасьон», впервые была показана на Авиационном салоне в Париже в июне 1961 г. Положение дел в СССР по этому вопросу было выяснено только в 1965 г., когда на Авиационном салоне в Париже была выставлена модель самолета Ту-144. Это была сенсация, тем более что официальные представители сообщили о планировании первого полета на 1968 г. Как известно, этот срок был выдержан (полет совершен 31 декабря 1968 г.), благодаря чему Ту-144 стал первым сверхзвуковым пассажирским самолетом.

В США во второй половине 50-х годов несколько фирм независимо начали конструкторские работы, которыми с 1959 г. руководила созданная для этого специальная группа экспертов.

Проведенный в 1960-1961 гг. технико– экономический анализ показал, что стоимость разработки и создания будущего самолета настолько велика, а диапазон на– учно-технических исследований так широк, что они превышают индивидуальные возможности даже таких стран, как Франция или Великобритания. В такой ситуации стало ясно, что необходимо объединение усилий в работе над общим проектом, и 5 октября 1962 г. было подписано соглашение между ВАС и «Сюд авиасьон», к которому 28 ноября присоединились двигательные фирмы «Бристоль-Сиддли» (филиал корпорации «Роллс-Ройс») и SNECMA. На следующий день было подписано соглашение между правительствами Великобритании и Франции, при этом за основу для разработки нового самолета под названием «Конкорд» («Согласие») был принят французский проект «Сюпер-Каравелла» с английскими двигателями «Олимпус».

Для европейских наблюдателей подписание этого соглашения не было неожиданностью, однако в США оно не только встревожило общественное мнение (соображения престижа), но также и (что еще важнее) застало врасплох авиационные фирмы, у которых не было собственной конкретной программы разработки самолета. Реакция правительства США была незамедлительной, и уже в январе 1963 г. начал работать комитет (во главе с вице– президентом США), координирующий программу создания пассажирского самолета с крейсерской скоростью, соответствующей ? = 2,7^3,0, и дальностью не менее 6400 км.

К январю 1964 г. три организации представили эскизные проекты, два из которых были допущены к дальнейшим разработкам (сенсацией оказалось отклонение проекта фирмы «Норт Америкен», разрабатывавшей в то время первый тяжелый сверхзвуковой бомбардировщик ХВ-70А с примерно такой же максимальной скоростью). Впоследствии был отклонен и проект фирмы «Локхид», а разработка поручена фирме «Боинг», которая вначале рассматривала возможность создания самолета изменяемой геометрии (были проведены даже лабораторные испытания некоторых агрегатов самолетов, например соединения подвижных частей крыла с центропланом), а затем самолета классической схемы с треугольным крылом (рис. 1.59). Работы над самолетом были прекращены в 1971 г. на этапе предварительных исследований после постановления сената США о прекращении дальнейших государственных ассигнований (стоимость программы достигла уже 700 млн. долл.).

Проблема разработки американского сверхзвукового пассажирского самолета снова была рассмотрена в 1975 г. фирмой «Макдоннел-Дуглас» (рис. 1.59). Этот факт оказался знаменательным, так как он предшествовал отправке в музей одного из опытных образцов самолета «Конкорд», которому был закрыт доступ в американское (и не только американское) небо («Конкорд» 002 стал экспонатом музея авиации ВМС Великобритании в Эвилтоне в 1976 г.).

Рис. 1.59. Сравнение форм в плане самолетов «Конкорд», SST («Боинг») и AST («Макдоннел– Дуглас»).

В настоящее время «Конкорд» не имеет тех оптимистичных перспектив, которые предвиделись в начале разработки. Рост инфляции и углубление экономического кризиса не позволяют говорить об обширном рынке сбыта таких самолетов, по крайней мере в ближайшее время. Поэтому произведенные огромные затраты окупятся только частично (в 1962-1975 гг. Франция и Великобритания истратили вместе 1200 млн. фунтов стерлингов, т.е. в 7 раз больше, чем предполагалось ранее). Несмотря на это, в обеих странах создание «Конкорда» считается полезной программой, особенно с технической точки зрения. В рамках этой программы созданы новые материалы и технологические процессы, приборы и оборудование, методы производства и производственные мощности.

Конструктивная идея самолета

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

– его летные данные должны обеспечивать высокую безопасность полета;

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Рис. 1.61. Аэродинамическое парирование продольного момента.

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

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

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

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

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

Внизу слева показана поверхность средних линий профилей крыла.

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

Эти меры применимы независимо от выбранной аэродинамической схемы.

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