Самолеты с коротким взлетом и посадкой. Основные части самолета

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.

Изобретение самолета позволило не только осуществить древнейшую мечту человечества - покорить небо, но и создать самый быстрый вид транспорта. В отличие от воздушных шаров и дирижаблей, самолеты мало зависят от капризов погоды, способны преодолевать большие расстояния на высокой скорости. Составные части самолета состоят из следующих конструктивных групп: крыла, фюзеляжа, оперения, взлетно-посадочных устройств, силовой установки, управляющих систем, различного оборудования.

Принцип действия

Самолет - летательный аппарат (ЛА) тяжелее воздуха, оборудованный силовой установкой. При помощи этой важнейшей части самолета создается необходимая для осуществления полета тяга - действующая (движущая) сила, которую развивает на земле или в полете мотор (воздушный винт или реактивный двигатель). Если винт расположен перед двигателем, он называется тянущим, а если сзади - толкающим. Таким образом, двигатель создает поступательное движение самолета относительно окружающей среды (воздуха). Соответственно, относительно воздуха движется и крыло, которое создает подъемную силу в результате этого поступательного движения. Поэтому аппарат может держаться в воздухе только при наличии определенной скорости полета.

Как называются части самолета

Корпус состоит из следующих основных частей:

• Фюзеляж - это главный корпус самолета, связывающий в единое целое крылья (крыло), оперения, силовую систему, шасси и другие составляющие. В фюзеляже размещаются экипаж, пассажиры (в гражданской авиации), оборудование, полезная нагрузка. Также может размещаться (не всегда) топливо, шасси, моторы и т. д.
• Двигатели используются для приведения в движение ЛА.
• Крыло - рабочая поверхность, призванная создавать подъемную силу.
• Вертикальное оперение предназначено для управляемости, балансировки и путевой устойчивости самолета относительно вертикальной оси.
• Горизонтальное оперение предназначено для управляемости, балансировки и путевой устойчивости самолета относительно горизонтальной оси.

Крылья и фюзеляж

Основная часть конструкции самолета - крыло. Оно создает условия для выполнения главного требования для возможности полета - наличие подъемной силы. Крыло крепится к корпусу (фюзеляжу), который может иметь ту или иную форму, но по возможности с минимальным аэродинамическим сопротивлением. Для этого ему предоставляют удобно обтекаемую каплеобразную форму.

Передняя часть самолета служит для размещения кабины пилотов и радиолокационных систем. В задней части находится так называемое хвостовое оперение. Оно служит для обеспечения управляемости во время полета.

Конструкция оперения

Рассмотрим среднестатистический самолет, хвостовая часть которого выполнена по классической схеме, характерной для большинства военных и гражданских моделей. В этом случае горизонтальное оперение будет включать неподвижную часть - стабилизатор (от латинского Stabilis, устойчивый) и подвижную - руль высоты.

Стабилизатор служит для придания устойчивости ЛА относительно поперечной оси. Если нос летательного аппарата опустится, то, соответственно, хвостовая часть фюзеляжа вместе с оперением поднимется вверх. В этом случае давление воздуха на верхней поверхности стабилизатора увеличится. Создаваемое давление вернет стабилизатор (соответственно, и фюзеляж) в исходное положение. При подъеме носа фюзеляжа вверх давление потока воздуха увеличится на нижней поверхности стабилизатора, и он снова вернется в исходное положение. Таким образом, обеспечивается автоматическая (без вмешательства пилота) устойчивость ЛА в его продольной плоскости относительно поперечной оси.

Задняя часть самолета также включает вертикальное оперение. Аналогично горизонтальному, оно состоит из неподвижной части - киля, и подвижной - руля направления. Киль придает устойчивость движения самолету относительно его вертикальной оси в горизонтальной плоскости. Принцип действия киля подобен действию стабилизатора - при отклонении носа влево киль отклоняется вправо, давление на его правой плоскости увеличивается и возвращает киль (и весь фюзеляж) в прежнее положение.

Таким образом, относительно двух осей устойчивость полета обеспечивается оперением. Но осталась еще одна ось - продольная. Для предоставления автоматической устойчивости движения относительно этой оси (в поперечной плоскости) консоли крыла планера размещают не горизонтально, а под некоторым углом относительно друг друга так, что концы консолей отклонены вверх. Такое размещение напоминает букву «V».

Системы управления

Рулевые поверхности - важные части самолета, предназначенные для управления К ним относятся элероны, рули направления и высоты. Управление обеспечивается относительно тех же трех осей в тех же трех плоскостях.

Руль высоты - это подвижная задняя часть стабилизатора. Если стабилизатор состоит из двух консолей, то соответственно есть и два руля высоты, которые отклоняются вниз или вверх, оба синхронно. С его помощью пилот может менять высоту полета летательного аппарата.

Руль направления - это подвижная задняя часть киля. При его отклонены в ту или иную сторону на нем возникает аэродинамическая сила, которая вращает самолет относительно вертикальной оси, проходящей через центр масс, в противоположную сторону от направления отклонения руля. Вращение происходит до тех пор, пока пилот не вернет руль в нейтральное (не отклоненное положение), и ЛА будет осуществлять движение уже в новом направлении.

Элероны (от франц. Aile, крыло) - основные части самолета, представляющие собой подвижные части консолей крыла. Служат для управления самолетом относительно продольной оси (в поперечной плоскости). Так как консолей крыла две, то и элеронов также два. Они работают синхронно, но, в отличие от рулей высоты, отклоняются не в одну сторону, а в разные. Если один элерон отклоняется вверх, то другой вниз. На консоли крыла, где элерон отклонен вверх, подъемная сила уменьшается, а где вниз - увеличивается. И фюзеляж ЛА вращается в сторону поднятого элерона.

Двигатели

Все самолеты оснащаются силовой установкой, позволяющей развить скорость, и, следовательно, обеспечить возникновение подъемной силы. Двигатели могут размещаться в задней части самолета (характерно для реактивных ЛА), спереди (легкомоторные аппараты) и на крыльях (гражданские самолеты, транспортники, бомбардировщики).

Они подразделяются на:

• Реактивные - турбореактивные, пульсирующие, двухконтурные, прямоточные.
• Винтовые - поршневые (винтомоторные), турбовинтовые.
• Ракетные - жидкостные, твердотопливные.

Прочие системы

Безусловно, другие части самолета также важны. Шасси позволяют взлетать и садиться с оборудованных аэродромов. Существуют самолеты-амфибии, где вместо шасси используются специальные поплавки - они позволяют осуществлять взлет и посадку в любом месте, где есть водоем (море, река, озеро). Известны модели легкомоторных самолетов, оснащенных лыжами, для эксплуатации в районах с устойчивым снежным покровом.

Напичканы электронным оборудованием, устройствами связи и передачи информации. В военной авиации используются сложные системы вооружения, обнаружения целей и подавления сигналов.

Классификация

По назначению самолеты делятся на две большие группы: гражданские и военные. Основные части пассажирского самолета отличаются наличием оборудованного салона для пассажиров, занимающего большую часть фюзеляжа. Отличительной чертой являются иллюминаторы по бокам корпуса.

Гражданские самолеты подразделяются на:

• Пассажирские - местных авиалиний, магистральные ближние (дальность меньше 2000 км), средние (дальность меньше 4000 км), дальние (дальность меньше 9000 км) и межконтинентальные (дальность более 11 000 км).
• Грузовые - легкие (масса груза до 10 т), средние (масса груза до 40 т) и тяжелые (масса груза более 40 т).
• Специального назначения - санитарные, сельскохозяйственные, разведывательные (ледовая разведка, рыборазведка), противопожарные, для аэрофотосъемки.
• Учебные.

В отличие от гражданских моделей, части военного самолета не имеют комфортабельного салона с иллюминаторами. Основную часть фюзеляжа занимают системы вооружения, оборудование для разведки, связи, двигатели и другие агрегаты.

По назначению современные военные самолеты (учитывая боевые задачи, которые они выполняют), можно разделить на следующие типы: истребители, штурмовики, бомбардировщики (ракетоносцы), разведчики, военно-транспортные, специальные и вспомогательного назначения.

Устройство самолетов

Устройство летательных аппаратов зависит от аэродинамической схемы, по которой они выполнены. Аэродинамическая схема характеризуется количеством основных элементов и расположением несущих поверхностей. Если носовая часть самолета у большинства моделей похожа, то расположение и геометрия крыльев и хвостовой части могут сильно разниться.

Различают следующие схемы устройства ЛА:

• «Классическая».
• «Летающее крыло».
• «Утка».
• «Бесхвостка».
• «Тандем».
• Конвертируемая схема.
• Комбинированная схема.

Самолеты, выполненные по классической схеме

Рассмотрим основные части самолета и их назначение. Классическая (нормальная) компоновка узлов и агрегатов характерна для большинства аппаратов мира, будь-то военных либо гражданских. Главный элемент - крыло - работает в чистом невозмущенном потоке, который плавно обтекает крыло и создает определенную подъемную силу.

Носовая часть самолета является сокращенной, что приводит к уменьшению требуемой площади (а следовательно, и массы) вертикального оперения. Это потому, что носовая часть фюзеляжа вызывает дестабилизирующий путевой момент относительно вертикальной оси самолета. Сокращение носовой части фюзеляжа улучшает обзор передней полусферы.

Недостатками нормальной схемы являются:

• Работа горизонтального оперения (ГО) в скошенном и возмущенном крылом потоке значительно снижает его эффективность, что вызывает необходимость применения оперения большей площади (а, следовательно, и массы).
• Для обеспечения устойчивости полета вертикальное оперение (ВО) должно создавать негативную подъемную силу, то есть направленную вниз. Это снижает суммарный КПД самолета: из величины подъемной силы, которую создает крыло, надо отнять силу, которая создается на ГО. Для нейтрализации этого явления следует применять крыло увеличенной площади (а, следовательно, и массы).

Устройство самолета по схеме «утка»

При данной конструкции основные части самолета размещаются иначе, чем в «классических» моделях. Прежде всего, изменения коснулись компановки горизонтального оперения. Оно располагается перед крылом. По этой схеме построили свой ​​первый самолет братья Райт.

Преимущества:

• Вертикальное оперение работает в невозмущенном потоке, что повышает его эффективность.
• Для обеспечения устойчивости полета оперение создает положительную подъемную силу, то есть она добавляется к подъемной силе крыла. Это позволяет уменьшить его площадь и, соответственно, массу.
• Естественная «противоштопорная» защита: возможность перевода крыльев на закритические углы атаки для «уток» исключена. Стабилизатор устанавливается так, что он получает больший угол атаки по сравнению с крылом.
• Перемещение фокуса самолета назад при увеличении скорости при схеме «утка» происходит в меньшей степени, чем при классической компоновке. Это приводит к меньшим изменениям степени продольной статической устойчивости самолета, в свою очередь, упрощает характеристики его управления.

Недостатки схемы «утка»:

• При срыве потока на оперениях происходит не только выход самолета на меньшие углы атаки, но и его «проседания» вследствие уменьшения его общей подъемной силы. Это особенно опасно в режимах взлета и посадки из-за близости земли.
• Наличие в носовой части фюзеляжа механизмов оперения ухудшает обзор нижней полусферы.
• Для уменьшения площади переднего ГО длина носовой части фюзеляжа делается значительной. Это приводит к увеличению дестабилизирующего момента относительно вертикальной оси, и, соответственно, к увеличению площади и массы конструкции.

Самолеты, выполненные по схеме «бесхвостка»

В моделях данного типа нет важной, привычной части самолета. Фото летательных аппаратов «бесхвосток» («Конкорд», «Мираж», «Вулкан») показывает, что у них отсутствует горизонтальное оперение. Основными преимуществами такой схемы являются:

• Уменьшение лобового аэродинамического сопротивления, что особенно важно для самолетов с большой скоростью, в частности, крейсерской. При этом уменьшаются затраты топлива.
• Большая жесткость крыла на кручение, что улучшает его характеристики аэроупругости, достигаются высокие характеристики маневренности.

Недостатки:

• Для балансировки на некоторых режимах полета часть средств механизации задней кромки и рулевых поверхностей надо отклонять вверх, что уменьшает общую подъемную силу самолета.
• Совмещение органов управления ЛА относительно горизонтальной и продольной осей (вследствие отсутствия руля высоты) ухудшает характеристики его управляемости. Отсутствие специализированного оперения заставляет рулевые поверхности находятся на задней кромке крыла, выполнять (при необходимости) обязанности и элеронов, и рулей высоты. Эти рулевые поверхности называются элевоны.
• Использование части средств механизации для балансировки самолета ухудшает его взлетно-посадочные характеристики.

«Летающее крыло»

При данной схеме фактически нет такой части самолета, как фюзеляж. Все объемы, необходимые для размещения экипажа, полезной нагрузки, двигателей, топлива, оборудования находятся в середине крыла. Такая схема имеет следующие преимущества:

• Наименьшее аэродинамическое сопротивление.
• Наименьшая масса конструкции. В этом случае вся масса приходится на крыло.
• Так как продольные размеры самолета небольшие (из-за отсутствия фюзеляжа), дестабилизирующий момент относительно его вертикальной оси является незначительным. Это позволяет конструкторам либо существенно уменьшить площадь ВО, либо вообще отказаться от него (у птиц, как известно, вертикальное оперение отсутствует).

К недостаткам относится сложность обеспечения устойчивости полета ЛА.

«Тандем»

Схема «тандем», когда два крыла располагаются один за другим, применяется нечасто. Такое решение используется для увеличения площади крыла при тех же значениях его размаха и длины фюзеляжа. Это уменьшает удельную нагрузку на крыло. Недостатками такой схемы является большое увеличение момента инерции, особенно в отношении поперечной оси самолета. Кроме того, при увеличении скорости полета изменяются характеристики продольной балансировки самолета. Рулевые поверхности на таких самолетах могут располагаться как непосредственно на крыльях, так и на оперении.

Комбинированная схема

В этом случае составные части самолета могут комбинироваться с использованием различных конструкционных схем. Например, горизонтальное оперение предусмотрено и в носовой, и в хвостовой части фюзеляжа. На них может быть использовано так называемое непосредственное управление подъемной силой.

При этом носовое горизонтальное оперение совместно с закрылками создают дополнительную подъемную силу. Момент тангажа, который возникает в этом случае, будет направлен на увеличение угла атаки (нос самолета поднимается). Для парирования этого момента хвостовое оперение должно создать момент на уменьшение угла атаки (нос самолета опускается). Для этого сила на хвостовую часть должна быть направлена ​​также вверх. То есть происходит приращение подъемной силы на носовом ГО, на крыле и на хвостовом ГО (а следовательно, и на всем самолете) без поворота его в продольной плоскости. В этом случае самолет просто поднимается без всякой эволюции относительно своего центра масс. И наоборот, при такой аэродинамической компоновке самолета он может осуществлять эволюции относительно центра масс в продольной плоскости без изменения траектории своего полета.

Возможность осуществлять такие маневры значительно улучшают тактико-технические характеристики маневренных самолетов. Особенно в сочетании с системой непосредственного управления боковой силой, для осуществления которой самолет должен иметь не только хвостовое, а еще и носовое продольное оперение.

Конвертируемая схема

Построенного по конвертируемой схеме, отличается наличием дестабилизатора в носовой части фюзеляжа. Функцией дестабилизаторов является уменьшение в определенных пределах, а то и полное исключение смещения назад аэродинамического фокуса самолета на сверхзвуковых режимах полета. Это увеличивает маневренные характеристики ЛА (что важно для истребителя) и увеличивает дальность или уменьшает расход топлива (это важно для сверхзвукового пассажирского самолета).

Дестабилизаторы могут также использоваться на режимах взлета/посадки для компенсации момента пикирования, который вызывается отклонением взлетно-посадочной механизации (закрылков, щитков) или носовой части фюзеляжа. На дозвуковых режимах полета дестабилизатор скрывается в середине фюзеляжа или устанавливается в режим работы флюгера (свободно ориентируется по потоку).

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.

Большинство самолётов УВП спроектированы для работы на неподготовленных площадках, хотя некоторые, как, например, De Havilland Canada Dash 7 , требуют взлётно-посадочной полосы. Также большинство из них имеют хвостовое колесо, хотя есть и исключения, напр.: Quest Kodiak en , De Havilland Twin Otter или Peterson 260SE en . Автожиры также являются летательными аппаратами с УВП-возможностями, поскольку имеют короткий разбег при взлёте, однако приземляться они способны практически без пробега.

Потребная длина ВПП для определённого типа самолёта зависит от квадрата его скорости сваливания , следовательно, все наработки по СУВП направлены на снижение этой скорости. Большая тяговооружённость и низкое лобовое сопротивление позволяют быстро достичь отрыва при взлёте. При приземлении пробег уменьшается мощными тормозами, малой посадочной скоростью; меньше распространены реверс тяги и интерцепторы . В общем, принадлежность самолёта к классу УВП определяется наибольшей дистанцией из двух: разбега и пробега.

Не меньшее значение имеет способность самолёта избегать при взлёте и приземлении столкновений с препятствиями, например, деревьями. При взлёте этому способствует тяговооружённость и низкое лобовое сопротивление. При посадке лобовое сопротивление увеличивается применением закрылков , а также особой техники пилотирования - скольжения , когда самолёт, используя руль направления , летит слегка «лагом» (при этом курс не равен направлению полёта). Увеличившееся лобовое сопротивление позволяет выполнять крутое снижение без чрезмерного набора скорости, который привёл бы к удлинению пробега.

Обычно, самолёт УВП имеет относительно большую площадь крыла для своего веса. Крыло часто оборудовано аэродинамическими устройствами: щелевыми и выдвижными предкрылками , турбулизаторами . Как правило, разработка самолёта с отличными УВП-характеристиками ведёт к снижению предельной скорости полёта, но не к снижению коммерческой загрузки. Грузоподъёмность чрезвычайно важна для таких самолётов, ведь для многих небольших, оторванных поселений они служат единственной связью с внешним миром; север Канады или Аляски может служить тому примером.

Большинство самолётов УВП способны приземляться на неподготовленную поверхность. Привычным местом посадки являются снежные или ледовые площадки (на лыжах), луга, галечные берега рек (на особых широких авиашинах низкого давления), водная поверхность (на поплавках). Подобные участки обычно крайне коротки и загорожены холмами или высокими деревьями. Часто такие самолёты оборудуются совмещённым колёсно-лыжным либо колёсно-поплавковым шасси , что предоставляет бо́льшую свободу при выборе посадочной площадки.

Наиболее распространённый советский самолёт УВП Ан-2 имеет схему расчалочного биплана с хвостовым колесом. Пилоты свидетельствуют, что он способен поддерживать управляемый полёт на скорости 50 км/ч.

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. 2.8. 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. 2.11 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