Файл: Конструкция летательных аппаратов учебник..pdf

Выпуск закрылков на скорости, большей расчетной (или за­ паздывание с уборкой), может привести к их деформации или поломке. Для предотвращения этого на ряде самолетов система выпуска закрылков рассчитывается на определенную макси­ мальную силу, при превышении которой закрылок начинает са­ мопроизвольно убираться.

Отклонение закрылка производится путем его поворота от­ носительно оси, проходящей через узлы подвески и располо­ женной в носке закрылка. Более сложной является кинематика отклонения сдвижных закрылков, у которых мгновенная ось вращения располагается вне закрылка и ее положение может меняться. На стреловидных крыльях отклонение сдвижных за­ крылков может производиться в направлении хорд крыла или по потоку. Отклонение закрылка в направлении хорд крыла мо­ жет быть получено путем движения каретки, связанной с за­ крылком, по направляющим рельсам, выполненным по дуге ок­ ружности и размещенным в плоскостях хорд крыла (перпенди­ кулярно оси вращения) (фиг. 9А,а). Такое же отклонение за­

крылка может быть достигнуто путем постановки двух направ­ ляющих (прямолинейных или криволинейных), по каждой из которых движется узел, шарнирно связанный с закрылком

(фиг. 9.4,6).

При отклонении закрылка по потоку, помимо вращения за­ крылка относительно мгновенной оси, должно быть и движе­ ние закрылка вдоль оси вращения. Направляющие рельсы в

210

этом случае располагаются по потоку и выполняются по вин­ товой линии. В случае двух направляющих они также должны располагаться по потоку, а узлы скольжения закрылков иметь двойные шарниры.

205. Система управления пограничным слоем крыла. Уже к началу шестидесятых годов возможности аэродинамической ме­ ханизации крыла практически были исчерпаны, и она оказалась не в состоянии обеспечить нужное снижение взлетно-посадочных скоростей самолета. Поэтому ее пришлось использовать совме­ стно с управлением пограничным слоем (УПС). Наиболее рас­ пространенной является система сдува потока с закрылков

(СПС).

Как известно из курса аэродинамики, получаемый при сду­ ве с закрылка прирост \су зависит от угла отклонения закрыл­ ка, его хорды и коэффициента сдува

/-* QceK ^0*

11 pV2 •

где QceK — секундная масса воздуха, подаваемого на сдув; Vj — скорость выхода струи воздуха;

pV2 — скоростной напор в момент сдува;

5СД— площадь крыла, оборудованная системой сдува.

Наиболее выгодно производить сдув со значением С^ = С£аив (фиг. 9.5), при котором практически срыв потока с закрылка от­ сутствует. В этом случае можно

хорде крыла и направления скорости Vj. Наименьшее значение С"аив получается тогда, когда сдув производится с передней

кромки закрылка строго по касательной к его поверхности. При углах отклонения закрылка о3=50-к60° и обычных его размерах

С“аив = 0,03 0,04.

Изменение направления скорости Vj может значительно по­ высить значение С|1аив (или при фиксированном значении снизить получаемый прирост Дс^дув).

Для более значительного снижения взлетно-посадочных ско­ ростей на некоторых самолетах закрылок при наличии сдува раз­ мещают по всей задней кромке крыла, а элероны располагают на закрылке. При сдуве существенно снижается коэффициент сх

крыла с отклоненным закрылком, что дает возможность исполь­ зовать систему сдува и при взлете.

Воздух для сдува с закрылка на большинстве самолетов бе­ рут от компрессора двигателя. Но, как известно, у ГТРД можно отобрать максимум 5—10°/о воздуха, проходящего через комп­ рессор, и даже при таком отборе наблюдается повышение темпе­ ратуры за турбиной и уменьшение тяги двигателя. Особенно ма­ ло воздуха можно отобрать при работе двигателя на оборотах малого газа, что заставляет при посадке самолета для обеспече­ ния сдува давать двигателю повышенные обороты, а для умень­ шения тяги применять на двигателе расширяющееся сопло или реверсирование тяги.

Проблема получения нужного количества воздуха для сдува значительно упрощается на самолетах с двухконтурными двига­ телями.

В ряде случаев, особенно для тяжелых самолетов, оказыва­ ется более выгодной установка автономного источника воздуха для сдува. При этом не происходит снижения тяговооруженности (при взлете самолета) и значительного дополнительного расхо­ да топлива (при взлете и посадке самолета).

206. На фиг. 9.6 показана наиболее простая принципиальная схема системы сдува с закрылков, применяемая на фронтовых самолетах. В задней части крыла устанавливаются камеры сду­ ва, имеющие щелевые сопла, через которые выдувается воздух. Сопла располагаются так, чтобы скорость выдуваемого воздуха была направлена по касательной к поверхности закрылка (Каме­ ры сдува могут располагаться и в самом закрылке. Конструкция системы подвода воздуха в этом случае получается более слож­ ной, но зато обеспечивается наивыгоднейшее направление ско­ рости струи воздуха Vj при любом положении закрылка.)

Площадь сечения трубопроводов FTp, подводящих воздух к

Рр.т V ,

212

между собой и с другими элементами системы должны быть аб­ солютно герметичны, так как прорыв воздуха из системы сдува может вызвать прогар прилегающей дюралюминиевой конструк­ ции планера.

Системы сдува рассчитываются на работу с избыточными дав­ лениями порядка рлзЪ ~ 1,2 и- 1,5 дан/см2 (кг/см2), что обеспечи­ вает получение скоростей истечения Vjt близких к звуковой. Боль­ шие рабочие давления в системе сдува р 1р выбирать нерацио­ нально, так как это приведет к утяжелению системы и не даст увеличения скорости Vj (сопла сдува делаются спрофилиро­ ванными). Постоянство давления в системе, независимо от ре­ жима работы двигателя, обеспечивается специальным редукто­ ром. При малых оборотах двигателя давление воздуха за комп­ рессором может оказаться столь малым, что не сможет обеспе­ чить расчетного значения /?тр. В этом случае уменьшатся -ско­ рость истечения воздуха Vj и прирост Дс£дув.

Для облегчения пилотирования самолета желательно, чтобы подача воздуха на сдув нарастала при включении системы по­ степенно (в течение нескольких секунд), что требует установки специального регулятора. В системе сдува устанавливаются: кран подачи воздуха, заборники воздуха от компрессора и фильт­ ры.

В эксплуатации необходимо очень внимательно следить за состоянием сопел сдува, так как их деформация может изме­ нить количество воздуха, подаваемого на сдув через данную ка­ меру, и направление скорости V}. Все это в конечном итоге при­ ведет не только к увеличению взлетно-посадочных скоростей, но и к появлению большого кренящего момента самолета.

207. Относительный вес системы сдува с закрылков, занимаю­ щих 30—40% размаха крыла, значительно больше, чем Д£аэр, и составляет (вместе с закрылком) ДСсдув =0,025 -н- 0,035, но эта система дает большие возможности снижения взлетно-поса­ дочных скоростей.

Смещение назад центра давления крыла при работе системы сдува с закрылков, а также увеличение скоса потока за крылом вызывают трудности компоновки самолета, заставляют усили­ вать заднюю часть крыла, а также оказываются на технике пило­ тирования самолета при взлете и посадке.

Использование сдува потока с небольшими значениями Ср при полете транспортных самолетов может дать заметное уве­ личение аэродинамического качества самолета и дальности по­ лета.

208. Помимо сдува с закрылков, возможны и другие способы управления пограничным слоем и увеличения су. При больших углах атаки крыла (порядка 20—30°) значительное увеличение су можно получить путем применения сдува с предкрылков.

Большой эффект увеличения су дает применение сдува од­ новременно в нескольких точках профиля крыла, а также при­

214

менение отсоса пограничного слоя. Но все эти способы из-за сво­

мых участков крыла. При уменьшении угла стреловидности кры­

грузкой р.

При изменении углов стреловидности крыла примерно с х = = 70° до х = 0 (для самолетов Нтах> (2,5 4-3,0) Л1 и повороте участков консолей, равных 25—30°/о размаха, увеличение коэф­ фициента су при взлете—посадке получается порядка 70—80%, что дает возможность на 30—35% снизить величину взлетно-по­ садочных скоростей самолета. Для менее скоростных самолетов (с меньшей исходной стреловидностью крыла) эффект снижения взлетно-посадочных скоростей получается меньшим.

Относительный вес такого устройства (учитывая систему уп­ равления поворотом и увеличение веса самой конструкции кры­ ла) составляет порядка ДСИзм.стР = 0,04 4-0,05. Данный способ уменьшения взлетно-посадочных скоростей рационально приме­ нять большей частью на многорежимных самолетах, которые рассчитываются и на полет со сверхзвуковой скоростью и на длительный полет на дозвуковой скорости. При этом изменение угла стреловидности крыла дает возможность получить выигрыш в расходе топлива. Конструктивное выполнение системы поворо­ та крыла рассмотрено в гл. IV, § 4.

§ 9.3. УСТРОЙСТВА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЕ ВЗЛЕТНО ПОСАДОЧНЫЕ СКОРОСТИ ЗА СЧЕТ СОЗДАНИЯ ВЕРТИКАЛЬНОЙ СОСТАВЛЯЮЩЕЙ ТЯГИ*

210. Уменьшить посадочную (взлетную) скорость возможно также путем увеличения вертикальной тяговооруженности само­ лета рв.

Как видно из выражения (9.1), значения рв порядка 0,10 ч- ч-0,15 практически почти не уменьшают посадочные (взлетные) скорости. Для снижения посадочных скоростей на 50—60% не­ обходимо иметь при взлете и посадке вертикальную тяговооруженность самолета порядка рв =0,75 4- 0,80.

Вертикальная тяга позволяет не только получить самолет с укороченной длиной разбега и пробега, но и самолет вертикаль­ ного взлета и посадки (СВВП).

* Ш , [52].

215

Практически для этого надо иметь расчетную вертикальную тяговооруженность самолета рв = 1,2-^- 1,3. Некоторый избыток тяги необходим для создания вертикального ускорения и обеспе­ чения достаточно энергичного подъема самолета в период взлета, а также на случай уменьшения тяги двигателя при изменении ме­ теорологических условий и высоты расположения аэродрома.

211. Вертикальную составляющую тяги можно получить пу­ тем поворота маршевых двигателей: за счет поворота крыла, на котором они установлены, или поворота двигателей относитель­ но крыла (фиг. 9.7). Первый способ лучше для вертикально взлетающих самолетов; второй — для самолетов с укороченной длиной разбега, так как дает возможность взлетать и садиться по-самолетному.

'//;'АНХ//У/

Фиг. 9.7

В обоих случаях поворот двигателей должен осуществляться таким образом, чтобы тяга проходила вблизи центра тяжести са­ молета (не создавала больших моментов). Для балансировки и управления самолетом на малых скоростях необходимо иметь реактивные органы управления.

Конструктивно такой способ создания вертикальной тяги сложен, особенно для сверхзвуковых самолетов.

212. Поворот тяги двигателя. В этом случае вертикальная тя­ га получается за счет отклонения струи газов, выходящих из двигателя. Такое конструктивное решение в большинстве слу­ чаев требует меньшей затраты веса по сравнению с предыдущим и делает более легкой компоновку самолета. Преимущества та­ кого решения особенно проявились после создания реактивных двигателей с поворотными соплами, дающими возможность по­ ворота тяги на большие углы @дв без значительных потерь. Уве­ личение удельного веса и удельного расхода двигателя получа­ ется у таких двигателей незначительным, и относительный вес взлетно-посадочного устройства определяется в основном потреб­ ным увеличением веса двигательной установки ДСд.у = ^д.уТдв X

, где Ро — тяговооруженность самолета, необ

ходимая для обеспечения его летных данных.

При наличии верхнего забора воздуха вертикальная тяга, приложенная к самолету, может быть несколько увеличена по сравнению с исходной тягой двигателя за счет эжекции и от­

216

броса вниз дополнительной массы воздуха, не проходящей через двигатель.

Существенным недостатком всех рассмотренных систем соз­ дания вертикальной тяги является большая эрозия почвы, вы­ зываемая струей газов двигателя, что, помимо усложнения взле­ та и посадки, приводит к разрушению нижней обшивки планера

ипреждевременному выходу двигателя из строя.

213.Постановка на самолете турбовентиляторов дает воз­ можность получить вертикальную тягу в 2—3 раза больше тяги реактивного двигателя, расходуемой на приведение вентилято­ ров в движение. Привод вентиляторов от основных двигателей может осуществляться либо при помощи механической связи — трансмиссии, либо газодинамической — посредством подачи на

них газов. Первый способ получается несколько более выгодным в весовом отношении.

Применение вентиляторов дает возможность получить верти­ кальный взлет у самолетов с относительно небольшой тягово-

С квадратного метра площади вентилятора удается получить не более 2 тонн тяги. Поэтому потребная площадь вентиляторов:

^*вент P'1 SK?, при большой нагрузке на крыло становится

столь велика, что оказывает значительное влияние на работу его силовой схемьг.

Вес ВПУ в основном определяется весом турбовентиляторов: Л:8еНТ==Тве„тРв-

214. Вертикальную тягу можно получить также при помощи

специальных подъемных двигателей. Общая продолжительность работы подъемных двигателей составляет максимум 1—2% вре­ мени работы основных двигателей, поэтому их можно делать с малым ресурсом и повышенным удельным расходом топлива и за счет этого с меньшим удельным весом. Малый удельный вес подъемных двигателей (тпод.дв =0,045 -ь 0,060) позволяет полу­

чить и относительно небольшой вес всей установки: дгП0Д-яв =

= Ад.°ул Тпод.дв рвИспользование подъемных двигателей для созда­ ния рв особенно выгодно на транспортных самолетах (на само­ летах с малой тяговооруженностью и большими объемами).

Для увеличения надежности системы и использования подъ­ емных двигателей для управления самолетом при V < Vmin чис­ ло подъемных двигателей желательно иметь достаточно боль­ шим. В ряде случаев подъемные двигатели делаются легкосъем­ ными (фиг. 9.8), что позволяет по мере необходимости менять величину вертикальной тяговооруженности самолета. Преиму­ ществом рассматриваемого устройства является также его авто­ номность, что облегчает аварийные посадки.

217