Теоретические исследования показали, что коэффициент сопротивления сверхзвукового пассажирского самолета должен быть в ~ 3 раза меньше по сравнению с типичным значением этой величины для околозвукового самолета. Это связано как с выбором соответствующей аэродинамической схемы самолета, так и с определением оптимальных для заданной крейсерской скорости форм элементов самолета и характеристик профилей. Некоторые проблемы такого рода упоминались в предыдущих главах. К пассажирским самолетам не предъявляются требования высокой маневренности; они должны иметь оптимальные характеристики в полете с постоянной скоростью, и при их проектировании основное внимание уделяется обеспечению максимального аэродинамического качества на крейсерском режиме. От аэродинамического качества самолета непосредственно зависит либо дальность полета при заданном запасе топлива, либо требуемое количество топлива и взлетная масса самолета для фиксированной дальности. Аэродинамическое качество равно отношению подъемной силы к силе сопротивления; его значение можно увеличить, например, уменьшая максимальную площадь поперечного сечения несущих поверхностей или поверхность, обтекаемую воздушным потоком, либо снижая значение так называемого балансировочного сопротивления.
Рис. 1.61. Аэродинамическое парирование продольного момента.
Первый способ связан с выбором профилей малой относительной толщины. Хотя тонкие профили и имеют пониженные несущие свойства, им одновременно присуще очень малое сопротивление. Их применение повышает аэродинамическое качество самолета и снижает требования к двигательной установке. Например, уменьшение относительной толщины профиля крыла с 4 до 2,5% дает прирост качества примерно на 5%. Для реализации преимуществ тонких профилей без увеличения массы конструкции самолета необходимо использовать треугольное крыло малого удлинения. Малый размах такого крыла способствует значительному уменьшению изгибающего момента, а большая строительная высота в корневом сечении позволяет создать значительное расстояние между силовыми элементами, что приводит к преобразованию изгибающего момента в пару осевых сил небольшой величины. Такие свойства треугольного крыла делают его редким примером удовлетворения противоположным требованиям аэродинамики больших скоростей и прочности конструкции. Второй способ, по-видимому, более прост, поскольку уменьшение поверхности, обтекаемой воздушным потоком, обеспечивается в основном выбором фюзеляжа с минимально необходимым объемом и поперечным сечением. Полная поверхность самолета зависит от аэродинамической схемы, и в частности от наличия или отсутствия горизонтального оперения. Это влияет также на величину балансировочного сопротивления.
В гл. 2 и 4 показано, что одним из самых неблагоприятных факторов перехода от дозвуковой к сверхзвуковой скорости является перемещение центра давления (ц. д.) крыла назад при практически постоянном положении центра тяжести (ц. т.) самолета. Расстояние между ними определяет плечо действия аэродинамической силы крыла Pzs .
При увеличении расстояния между ц. д. и ц. т. возникает продольный момент, переводящий самолет в пикирование (рис. 1.61). Для предотвращения этого необходимо уравновесить продольный момент силой PZH , создаваемой на управляющих поверхностях горизонтального оперения. Требуемая величина силы PZH зависит от плеча, на котором она приложена, т. е. от выбранной аэродинамической схемы самолета. В самолетах классической схемы на дозвуковой скорости отношение PZ h/Pzs обычно составляет 0,03-0,05, а на сверхзвуковой возрастает до 0,15-0,20. Это означает, что для балансировки самолета при полете на сверхзвуковых скоростях необходимо увеличение аэродинамической силы оперения в 4-5 раз. Поскольку рост этой силы обеспечивается увеличением угла отклонения оперения, такая балансировка самолета связана со значительным увеличением сопротивления. Эта часть аэродинамического сопротивления самолета, называемая балансировочным сопротивлением, непосредственно влияет на изменение аэродинамического качества. В самолетах без горизонтального оперения парирование продольного момента производится отклонением элевонов. Центр давления у такого самолета перемещается значительно меньше, однако из-за малого расстояния от центра тяжести элевоны должны отклоняться на больший угол.
Рост балансировочного сопротивления вызывает среди прочего увеличение расхода топлива, и проблема решается как ограничением перемещения центра давления, так и перемещением по мере необходимости в том же направлении центра тяжести.
Рис. 1.62. Изменение относительного положения центра давления самолетов с оживальным (готическим) и треугольным крылом в зависимости от числа Маха.
Внизу слева показана поверхность средних линий профилей крыла.
1-4-запас статической продольной устойчивости самолета, имеющего соответствующую схему. Цифра 3 характеризует изменение устойчивости самолета с готическим крылом.
Эти меры применимы независимо от выбранной аэродинамической схемы.
В европейских проектах сверхзвукового пассажирского самолета требование минимального аэродинамического сопротивления удовлетворяется наиболее рациональным образом в самолете с треугольным крылом без горизонтального оперения и с четырьмя двигателями, расположенными в двух гондолах под крылом. Наиболее характерным для этих проектов является применение готического крыла и тонкого фюзеляжа S-образной формы с отклоняемой вниз передней частью. В американских проектах самолет имеет также четыре двигателя, но каждый из них располагается в отдельной гондоле. Рассматривалась также возможность создания самолета изменяемой геометрии и самолета с неподвижным крылом. При этом рассматривалось только треугольное крыло с переменной стреловидностью по передней кромке. [В случае неподвижного крыла подвергались анализу самолет классической схемы и самолет без горизонтального оперения («бесхвостка»).] Окончательный проект фирмы «Макдоннел-Дуглас» предусматривает создание самолета по классической схеме, имеющего треугольное крыло с наплывом. В проектах самолетов Ту-144 и «Конкорд» готическое крыло способствует уменьшению перемещения центра давления при изменении скорости полета, а балансировочные топливные баки позволяют перемещать в том же направлении и центр тяжести.
В чем преимущество готических крыльев? Теоретически можно считать, что готическое крыло состоит из двух крыльев (поверхностей). При малых скоростях полета работает основная треугольная поверхность с закругленными концами. Дополнительная передняя часть (наплыв) очень малого удлинения и большой стреловидности в таких условиях практически не создает подъемной силы. Только при больших сверхзвуковых скоростях ее эффективность резко возрастает, так что возникающая на ней подъемная сила компенсирует смещение назад центра давления основной треугольной части крыла. Взаимодействие этих двух частей крыла во время полета позволяет существенно уменьшить перемещение центра давления при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости полета (рис. 1.62). Поэтому самолет с готическим крылом имеет более высокие аэродинамические характеристики по сравнению с самолетом, имеющим треугольное крыло, которое более чувствительно к перемещению центра давления и поэтому требует применения конструктивных и аэродинамических решений, приводящих к росту массы самолета и усложнению его конструкции. Это полезное свойство готических крыльев может быть увеличено с помощью изгиба средней линии поперечных сечений. Благодаря такому профилированию крыла на нем возникают силы, которые компенсируют при неотклоненных элевонах продольный момент, возникающий в некотором диапазоне скорости полета. Крылья с искривленной срединной поверхностью и переменной стреловидностью передней кромки значительно увеличивают аэродинамическое качество самолета по сравнению с крыльями, применявшимися до сих пор. Деформированное таким образом готическое крыло обеспечивает самолету на крейсерской скорости характеристики сверхзвукового самолета, а при взлете и посадке-характеристики дозвукового самолета.
