Отсутствие воздушного винта, относительно небольшая масса, сравнительно простые конструкция и обслуживание реактивных двигательных установок позволяют размещать двигатели в местах, обеспечивающих оптимальные условия их работы и оптимальные характеристики самолета. В современной реактивной авиации наблюдается большое разнообразие вариантов размещения двигателей на самолете. Правда, в сверхзвуковых самолетах эти возможности существенно ограничены, тем не менее в конструкторской практике реализованы следующие варианты размещения двигателей:

– в гондолах, расположенных непосредственно под корневыми (Ту-144, В-1) или средними («Конкорд») частями крыла, либо в гондолах, встроенных в средние части крыла (Т. 188, YF-12A); в самолетах Ту-144, «Конкорд» и В-1 применены гондолы, вмещающие по два двигателя, в остальных случаях-индивидуальные гондолы;

– в гондолах, размещенных под крылом на пилонах (В-58, М-50) либо на концах крыла («Тридан», М-50, VJ-101C); в самолете VJ-101C использованы двухдвигатель- ные, а в остальных-индивидуальные гондолы;

– в гондоле, вмещающей шесть двигателей и расположенной под хвостовой частью фюзеляжа и корневыми частями крыла;

– в индивидуальных гондолах, размещенных над хвостовой частью фюзеляжа с обеих сторон вертикального оперения.

Остальные самолеты построены по од- но- и двухдвигательной схемам с двигателями, размещенными в хвостовой части фюзеляжа.

Классической для двухдвигательных самолетов можно считать схему с двигателями, размещенными в фюзеляже рядом, хотя построены также и самолеты с двигателями, расположенными один над другим («Лайтнинг», SR.53), друг за другом (в самолете «Скайрокет» с комбинированной двигательной установкой турбореактивный двигатель размещен в средней части фюзеляжа, а ракетный – в его хвосте), а также один в другом («Гриффон» II и «Ледюк» 022, где турбореактивные двигатели установлены соосно внутри прямоточных). Пять из остальных двухдвигательных самолетов (Х-3, F-101, F-4, «Ягуар» и Т-2) имеют короткие фюзеляжи с балочными кронштейнами крепления оперения, что придает самолету специфичную форму. Можно отметить также схему размещения двигателей в самолете F-14, где двигательные гондолы объединены с фюзеляжем, что определяет как общий вид, так и поперечные сечения этой части планера самолета.

При проектировании самолета обычно прорабатываются различные варианты расположения двигателей. Каждый из вариантов, являясь результатом компромисса, имеет определенные недостатки и достоинства. Из них обычно выбирается такой, который с учетом современного состояния науки и техники, назначения самолета, располагаемых возможностей конструкторского бюро, его смежников и заводов-изготовителей представляется конструктору вариантом, обеспечивающим наилучшие показатели самолета.

Варианты конструкции самолета с двигателями, размещенными в крыле, под ним либо на его концах, имеют следующие преимущества:

– свободное пространство в фюзеляже для бомбовых отсеков, топливных баков, грузов и т.п.;

– малую длину воздушных каналов, а значит, и малые потери давления на входе в компрессор двигателя;

– разгружение крыла от массовых сил (тяжести и инерции) в полете, что позволяет уменьшить массу крыла на 10-15%;

– двигатели, размещенные в передней части крыла, выполняют роль противофлат- терного груза и гасят вибрации крыла при полете в турбулентной атмосфере;

– в двигательных гондолах могут размещаться также и люки для уборки шасси;

– в случае установки гондолы на пилоне замена двигателя одного типа на другой (с иными габаритами) может быть осуществлена путем лишь незначительного изменения конструкции (этот вариант обеспечивает также большую противопожарную безопасность);

– более легкий доступ к двигателям во время обслуживания.

Основными недостатками таких компоновок (особенно варианта с двигателями, размещенными в средних частях крыла в плоскости хорд) являются:

– ухудшение аэродинамических характеристик крыла, связанное с размещением воздухозаборника вблизи передней кромки, а выходного сопла возле задней кромки крыла, что приводит к уменьшению несущей способности крыла, увеличению полетного сопротивления самолета и уменьшению возможностей механизации крыла;

– усложнение силовой конструкции крыла;

– возникновение значительного отклоняющего момента в случае выхода из строя одного из двигателей;

– увеличение моментов инерции массы самолета относительно продольной и вертикальной осей, приводящее к уменьшению его маневренности;

– низкое расположение воздухозаборников при размещении двигателей под крылом на пилонах приводит к попаданию в двигатель пыли и других предметов вместе с воздухом во время взлета и посадки, что ускоряет износ деталей двигателя и может быть причиной аварии.

При выборе варианта установки двигателей в крыле необходимо учитывать проблему возникновения дополнительной аэродинамической интерференции между крылом и гондолами, а также проблему нагрева конструкции. Вследствие интерференции при больших скоростях полета у самолета с двигателями в крыле или под ним раньше возникает волновой кризис, что приводит к уменьшению критического числа Маха (т.е. к уменьшению эффекта стреловидности крыла) по сравнению с самолетом, двигательная установка которого размещена в фюзеляже. Интенсивность этого явления зависит от положения гондолы как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскостях, поскольку интерференционное сопротивление оказывается наименьшим, когда ось двигателя совпадает с хордой профиля, а наибольшим – при размещении гондол двигателей на пилонах.

Проблема нагрева конструкции при работе двигателя имеет наряду с фактом снижения прочности материала при повышении температуры и другие аспекты. Например, в процессе проектирования самолета В-58 с треугольным крылом потребовалось в соответствии с принципами балансировки, чтобы центры тяжести двигателей, установленных на пилонах, находились перед линией центров давления крыла. Однако при этом возникала опасность нагрева нижней поверхности крыла потоком выхлопных газов. Для самолета В-58 это было тем более опасно, поскольку внутренние объемы его крыла предполагалось использовать как емкости для топлива.

Испытания макета самолета с двухдвигательными гондолами показали, что температура обшивки крыла при работающих двигателях (особенно на земле) возрастает выше допустимого предела. Рассматривался также вариант с гондолами, размещенными над крылом и под ним, однако этот вариант оказался менее всего соответствующим правилу площадей. В конце концов была принята компоновка, удовлетворяющая обоим условиям: гондолы сдвинуты одна относительно другой в продольном направлении (правило площадей) и установлены под разными углами относительно хорды крыла. Для уменьшения интенсивности нагрева внутренние гондолы установлены под значительным положительным углом атаки, а внешние, с выхлопными соплами, находящимися уже за задней кромкой крыла,-под отрицательным углом. Такое расположение двигательных гондол позволило также уменьшить до приемлемого уровня вибрации, сопутствующие воздействию выхлопных газов на обшивку крыла.

Рис. 1.43. Схемы размещения двигателей в сверхзвуковых самолетах.

Другого рода проблемы возникают при размещении двигателей в гондолах под задними частями крыла либо под корневой частью крыла и фюзеляжем. Такое местоположение гондол позволяет использовать систему косых скачков уплотнения, возникающих под крылом, для увеличения подъемной силы самолета. Наиболее эффективным с этой точки зрения является размещение двигателей в одной общей гондоле, как это сделано в самолете ХВ-70А. Однако недостаток такого решения заключается в увеличении массы конструкции из-за большой длины воздушных каналов. Разнесение гондол, как в самолете «Конкорд», позволяет использовать более короткие воздушные каналы и приводит к разгрузке крыла. Однако при этом прирост подъемной силы по сравнению с общей подфюзеляжной гондолой уменьшается в два раза (20 и 10% соответственно). Ввиду этого в самолете Ту-144 принято промежуточное решение.

В сверхзвуковых самолетах двухмоторная двигательная установка размещается обычно внутри хвостовой части фюзеляжа. Такая компоновка имеет следующие преимущества:

– отсутствие дополнительного аэродинамического сопротивления;

– уменьшение момента инерции массы самолета относительно его продольной оси, что облегчает управление по крену.

Но эта компоновка имеет также и недостатки, а именно:

– усложнение формы и конструкции, а также удлинение воздушных каналов;

– значительный объем фюзеляжа занят двигателями, воздушными каналами и выходными устройствами;

– затрудняется доступ к двигателям, так как для этого возможно использовать лишь относительно небольшие люки конструкции фюзеляжа.

Выше упоминалось, что расположение двигателей один над другим в плоскости симметрии самолета использовалось редко. Одним из двух самолетов, построенных по такой схеме, является «Лайтнинг». При проектировании этого самолета оказалось, что проблема размещения двух двигателей при условиях наименьшей площади миде- лева сечения и минимальной асимметрии тяги может быть успешно решена путем установки двигателей (с общим лобовым воздухозаборником) друг над другом с продольным сдвигом (верхний ближе к концу фюзеляжа). Это не только упрощает задачу балансировки самолета, но также приводит к увеличению боковой поверхности фюзеляжа, а значит, к улучшению путевой устойчивости и возможности некоторого уменьшения площади вертикального оперения.

Однако эта концепция не нашла последователей, так как, помимо обычных недостатков размещения двигателей в фюзеляже, ее характеризует еще более трудный доступ к двигателям, усложнение формы воздушных каналов, а также большой демпфирующий момент хвостовой части фюзеляжа, возникающий во время выполнения маневров в горизонтальной плоскости. Таким образом, основным вариантом компоновки двух двигателей в фюзеляже можно считать их расположение рядом друг с другом.

Наиболее часто двигатели устанавливаются в фюзеляже рядом практически вплотную и только в одном случае (самолет F-14) они раздвинуты на некоторое расстояние. Для первого варианта характерны большие потери давления и большая масса конструкции воздушных каналов (что связано с их большей длиной и криволинейной формой), а также опасность последовательного отказа обоих двигателей. Второй же вариант объединяет достоинства размещения двигателей в фюзеляже и в крыле, поскольку в этом случае воздушные каналы короткие и прямые, а двигатели разделены внутрифюзеляжным пространством, значительная часть которого может быть отведена под оборудование. Этот вариант компоновки отличается также меньшим сопротивлением хвостовой части фюзеляжа, которую можно выполнить в форме клина.

Сегодня поговорим о конструктивно-техническом приеме, который помогает самолету улучшить свои скоростные возможности и стать действительно быстрым и стремительным.

Grumman F-14B Tomcat. Максимальная стреловидность.

Скорость… Традиционная стихия любого летательного аппарата и один из самых его важнейших параметров. Стремление летать быстрее существовало всегда со времени полетов первых аэропланов, и авиаторы за достаточно короткий срок добились немалых успехов в этом увлекательном деле.

Однако, не все в нем было просто. В небо поднимались аппараты тяжелее воздуха и для получения от них требуемых характеристик необходимо было обеспечить наиболее выгодное взаимодействие их с окружающей воздушной средой. В этом направлении происходило постоянное совершенствование конструкции самолетов и их силовых установок.

Достижение высоких скоростей опирается на два противоположных (по направлению воздействия на самолет) фактора: высокая тяга двигателя и низкое аэродинамическое сопротивление. На заре развития авиации ни то, ни другое не обладало уровнем, достаточным для обеспечения хотя бы относительно большой скорости.

Но авиация развивалась достаточно быстро, скоростные возможности летательных аппаратов росли, и не за горами было уже достижение . Внешний вид «когда-то аэропланов» довольно быстро менялся, и становилось понятно, что в скором времени он изменится кардинально.

О сопротивлении…

Как известно, аэродинамическое сопротивление в целом – это сумма нескольких составляющих, каждая из которых имеет различные причины возникновения, характер и темпы изменения в зависимости от условий взаимодействия какой-либо аэродинамической поверхности или элемента конструкции с воздушным потоком.

Главенствующей (не иначе) поверхностью такого типа в период расцвета поршневой авиации было прямое крыло , как классическое, так и с некоторыми изменениями. Для такого крыла актуальными тогда составляющими аэродинамического сопротивления были:

— профильное , включающее в себя помимо сопротивления давления (или собственно профильного), зависящего от формы поверхности, ее толщины и кривизны также и сопротивление трения, являющееся следствием определенной вязкости воздушной среды.

— сопротивление, возникающее в результате интерференции (взаимовлияния) частей конструкции самолета. Например, крыла и фюзеляжа ().

— индуктивное сопротивление , являющееся следствием процессов образования подъемной силы при обтекании профиля крыла воздушным потоком и формирования за ним вихревого жгута. Наиболее ощутимо на малых скоростях полета. Подробнее об этом я писал .

Учет силы сопротивления в описанном объеме был вполне достаточным для успешной эксплуатации поршневых самолетов в традиционном скоростном диапазоне тогдашней авиации, то есть где-то примерно до 500 км/ч максимум. Но положение дел не могло долго оставаться на таком уровне.

Прямокрылые поршневые истребители конца войны уже подбирались к 700-километровому рубежу. Росла интенсивность освоения реактивной авиации. Достижение скорости звука казалось вполне реальной задачей. Но не все было так просто на самом деле…

Главным препятствием здесь стал так называемый . Почему так называемый? Потому что на самом деле в реальном физическом смысле его нет. О нем и о сути сверхзвукового обтекания крыла я более подробно уже писал в . Барьера нет, но есть явления, формирующие представления о нем. Главное среди них – это волновой кризис, а также его предпосылки и последствия, проявляющиеся в росте волнового сопротивления.

Волновое сопротивление — это четвертая составляющая сопротивления аэродинамического, (следствие сжимаемости воздуха) которая на малых, традиционных для поршневой авиации скоростях не проявляется, а на трансзвуковых , то есть скоростях, близких к скорости звука (в районе М=1) испытывает бурный рост с увеличением числа М и значительно увеличивает общее сопротивление летательного аппарата.

Изменение аэродинамического сопротивления (коэффициент Сd) в трансзвуковом диапазоне и на сверхзвуке.

Происходит это из-за возникновения скачков уплотнения , часто многочисленных, (или ударных волн – отсюда и название «волновое сопротивление») на крыле и элементах конструкции с ростом скорости летательного аппарата. На образование этих скачков тратится энергия, забираемая от кинетической энергии движения самолета. Также турбулизируется поток в районе их образования. Все в месте это называется .

В результате резкого роста сопротивления и увеличения опасности разрушения конструкции из-за тряски при турбулизации сложилось представление о некоем непреодолимом барьере , препятствующем достижению звуковых и сверхзвуковых скоростей.

Первые признаки возникновения волнового сопротивления могут появляться уже на скоростях полета более 500 км/ч. Это именно только первые признаки, ведь фактическая скорость звука (М=1) значительно выше (около 1220 км/ч у земли). Но из-за различной конфигурации и кривизны элементов конструкции (в частности профиля крыла) местная скорость обтекания может меняться и на определенных участках поверхности достигать значения близкой к звуковой со всеми вытекающими отсюда последствиями.

Стреловидность в помощь…

Для «затягивания» возникновения волнового кризиса и смещения его в сторону больших скоростей, уменьшения волнового сопротивления на трансзвуковых скоростях и обеспечения облегченного перехода на сверхзвук прорабатывались различные технические варианты как для крыла, так и для других элементов конструкции самолетов (фюзеляж, подвески, оперение), которые могли бы использовать околозвуковые и сверхзвуковые скорости для своего полета.

Стреловидность крыла – основной из таких вариантов, применяемый практически на всех самолетах, летающих на скоростях выше 600 км/ч, в том числе на всем огромном парке современной реактивной коммерческой авиации.

Это важно для таких самолетов, потому что в отличии от другого технического решения для больших скоростей, крыла из тонких и острых профилей с минимальным изменением кривизны поверхности, стреловидность не является препятствием для полезного использования внутреннего пространства крыла.

Углы прямой стреловидности: 1 - по передней кромке, 2 - по линии 1/4 хорд.

Тонкопрофильное крыло обычно применяется в военной авиации в сочетании со стреловидностью.

Итак, определение стреловидности крыла… Стреловидностью называют отклонение крыла в плане от перпендикуляра к продольной оси самолета. Иначе говоря, стреловидность присутствует, если концевой профиль отведен вперед или назад по отношению к корневому профилю.

Если назад – стреловидность прямая (или положительная). Если вперед – обратная (или отрицательная). Угол стреловидности χ измеряется либо по передней кромке – между ней и перпендикуляром к продольной оси самолета, либо по линии одной четверти хорд – между тем же перпендикуляром и линией проведенной через точки хорд профилей, расположенные на расстоянии четверти длины каждой хорды от носка профиля.

Стреловидность крыла.

Стреловидность по передней кромке используется при расчетах параметров сверхзвукового полета, стреловидность по линии ¼ хорд – для оценки устойчивости и управляемости самолета.

Скоростные дозвуковые самолеты (в т.ч. пассажирские лайнеры) обычно имеют прямую стреловидность от 20° до 35° (Ту-95 – стреловидность 35° по линии 1/4 хорд). Сверхзвуковые от 20° до 70° и более (МиГ-25 – стреловидность по передней кромке 41°, МиГ-23 – максимальная стреловидность по передней кромке 72°).

В расчетах также рассматривается стреловидность по задней кромке крыла. Оперение скоростного самолета (стабилизатор, киль) также имеет некоторую стреловидность, для того, чтобы процессы трансзвукового и сверхзвукового обтекания развивались на них одновременно с крылом. Принципы здесь те же.

Ту-95МС. Турбовинтовой бомбардировщик со стреловидным крылом. Единственный в своем роде.

Как это начиналось….

Началось использование стреловидного крыла еще на заре развития авиации даже до Первой Мировой войны. При этом цели его применения были совершенно другие, нежели возможность полетов на околозвуковых скоростях.

Тогда в процессе освоения (как теоретического, так и практического) находились различные конструкции и схемы летательных аппаратов. Одной из таких схем была так называемая «бесхвостка» или летающее крыло . У такого типа ЛА отсутствует стабилизатор и для обеспечения его продольной статической устойчивости использовалось «отведение» крыла назад, то есть придание ему определенной стреловидности в сочетании с некоторой отрицательной круткой концевых сечений (носики профилей вниз).

При увеличении угла атаки прирост подъемной силы в этих сечениях больше, чем в корневых и расположен за центром тяжести, что позволяет обеспечить продольную балансировку летательного аппарата. Примером такого самолета могут служить аппараты ирландского авиационного инженера Джона Данна (John William Dunne) Dunne D.8/D.5 и другие.

Стреловидное летающее крыло Dunne D8. Видна крутка крыла.

Пилот в самолете Dunne D8. Видна крутка крыла.

Забегая вперед, стоит сказать, что обеспечение балансировки самолета в продольном отношении путем корректировки взаимного расположения центра масс самолета и точки приложения аэродинамических сил – это и сейчас одна из областей применения стреловидности крыла уже на более традиционных летательных аппаратах, не столь, правда, впечатляющая, как обеспечение высокоскоростных возможностей и нечасто используемая (об этом ниже).

Кроме того стреловидность на таких «летающих этажерках» использовалось для элементарного обеспечения хорошего бокового обзора пилоту. Ведь он в этом случае сидел практически «на острие» 🙂 …

Однако, уже в период Второй Мировой войны в воздух поднялись самолеты нормальной схемы, у которых стреловидность крыла была именно средством предотвращения роста аэродинамического сопротивления. Причем интересно, что разрабатывались проекты как с обычной (прямой) стреловидностью, так и с обратной.

Messerschmitt Me 262 Schwable.

Примером одного из первых массовых самолетов со стреловидным крылом может служить Ме-262 , имевший стреловидность по передней кромке 18°35̒ и начавший летать на реактивной тяге со второй половины 1942 года. Высокоскоростные проекты Ме-262 получили увеличенную стреловидность: Ме-262 HG II — 35° по 1/4 хорд, Ме-262 HG III — 42° по передней кромке. Крыло обратной стреловидности имел бомбардировщик с реактивными двигателями Ju-287 (о нем ниже).

Экспериментальный самолет DH 108 Swallow.

Реактивный пассажирский самолет de Havilland DH 106 Comet со стреловидным крылом.

В 1945 году был построен и в 1946-ом полетел британский экспериментальный самолет de Havilland DH 108 «Swallow». На основе полученных результатов был разработан и уже в в 1949 году поднялся в воздух первый пассажирский реактивный самолет (британский) со стреловидным крылом de Havilland DH 106 Comet.

В 1947 году совершили первые полеты советский МиГ-15 и американские North American F-86 Sabre и Boeing B-47 Stratojet. Процесс пошел….

Истребитель МиГ-15.

Истребитель North American F86 Sabre.

Бомбардировщик со стреловидным крылом (первый полет 1947 г.) Boeing B-47 Stratijet.

Как можно объяснить? Главный плюс стреловидности крыла…

В чем же положительная суть стреловидного крыла, то есть за счет чего оно позволяет отодвинуть момент наступления волнового кризиса и уменьшить величину волнового сопротивления? Для объяснения может быть рассмотрена картина скольжения прямого крыла большого (теоретически бесконечного) размаха.

Подъемная сила прямого крыла при его скольжении падает. Причина этого в том, что максимальное значение силы создается при обтекании такого крыла потоком, перпендикулярным передней кромке. Однако при возникновении скольжения появляется некий угол скольжения β и скорость потока V эту перпендикулярность теряет.

При этом ее в векторном смысле можно разложить на две составляющие: касательную передней кромке V τ , которая не влияет на изменение сил аэродинамического давления на крыле (а всего лишь влияет на силы трения) и перпендикулярную передней кромке V n . Вторая составляющая по абсолютному значению ниже общей скорости V потока. Крыло как бы обтекает более медленный поток, а значит величины давления (разрежения) на нем ниже и, следовательно, меньше подъемная сила.

Принцип полезного действия стреловидного крыла.

Описанный эффект скольжения можно с успехом применить к стреловидному крылу (бесконечного размаха). Только теперь самолет летит фактически прямолинейно, то есть без скольжения. А угол стреловидности χ равен упомянутому выше углу β. Получается в первом приближении картина, аналогичная обтеканию прямого крыла.

Здесь скорость V – это скорость полета самолета, которая может быть достаточно большой и, приближаясь к скорости звука, может способствовать созданию условий для проявления сжимаемости воздуха , то есть возникновения местных скачков уплотнения и далее волнового кризиса со всеми последующими неприятными эффектами (рост волнового сопротивления).

Однако, ее составляющая, перпендикулярная передней кромке V n , которая как раз и определяет изменение сил давления на крыле, а значит и вероятное проявление эффекта сжимаемости воздуха в потоке, ощутимо меньше.

То есть самолет фактически летит на большой скорости (в т.ч. и близкой к звуковой), а картина обтекания со всеми ее особенностями (величины давлений, скачки уплотнения и т.д.) формируется под действием воздушного потока с меньшей скоростью. И чем больше угол стреловидности , тем сильнее проявляется этот эффект. Таким образом, самолет на околозвуковых скоростях избегает неприятностей, связанных с сильным ростом волнового сопротивления.

Еще плюсы (и минус)….

По аналогичной причине наличие стреловидности крыла до некоторой степени положительно влияет на сохранение устойчивости и управляемости самолета на скоростях, близких к скорости звука. Ведь, как известно, одним из негативных проявлений является сдвиг точки приложения аэродинамических сил (центра давления) назад, что влияет на устойчивость в продольном отношении.

Если же негативные волновые явления затянуты и ослаблены наличием стреловидности, то этот сдвиг меньше и балансировка до некоторой степени улучшается. К тому же из-за значительного ослабления процесса образования местных сверхзвуковых зон и, как следствие, скачков уплотнения на крыле сохраняется управление из-за повышения качества работы управляющих поверхностей (в частности по крену).

Прямая стреловидность крыла может быть также использована для повышения поперечной устойчивости самолетов, в том числе и нескоростных (в этом случае угол χ небольшой). При возникновении крена самолет начинает скользить на опущенное крыло, в результате чего меняется угол набегания потока на переднюю кромку крыла или, говорят, меняется эффективная стреловидность .

Схема влияния стреловидности на поперечную устойчивость самолета.

Следовательно увеличивается размер перпендикулярной составляющей (V n) скорости потока на нем по сравнению с отстающим (поднятым) крылом. Подъемная сила опущенной консоли возрастает, и крен уменьшается.

Интересно, что при этом устойчивость может стать чрезмерной (то есть это уже недостаток ). Для самолета со стреловидным крылом это особенно чувствуется на малых скоростях, когда разница величин подъемной силы между консолями возрастает.

Рост устойчивости самолета со стреловидным крылом с уменьшением скорости.

Это вероятно ухудшит поперечную управляемость и даже иногда может вызвать так называемую колебательную неустойчивость самолета. Поэтому нередко во избежание «излишеств» крылу с большой прямой стреловидностью придают отрицательный угол поперечного V (крыло вниз). У крыла обратной стреловидности весь этот процесс противоположный.

Кроме того, стреловидность может положительно влиять и на уменьшение общего аэродинамического сопротивления на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях не только посредством уменьшения волнового сопротивления, но, также, и профильного. Ведь если одно и то же крыло расположить под разными углами стреловидности, то по отношению к воздушному потоку V обтекаемый профиль на ее больших углах будет иметь более длинную хорду (расстояние между максимально удаленными точками профиля). Ее еще называют эффективной.

Различия в размерах эффективной хорды прямого и стреловидного крыла

А это значит, что относительная толщина профиля, равная отношению его максимальной толщины к хорде уменьшится (при неизменной фактической толщине), уменьшится также и его кривизна, то есть он по параметрам как бы приближается к тонкому сверхзвуковому профилю.

Все это напрямую влияет на вышеупомянутое сопротивление давления (составляющая профильного) в сторону его уменьшения. В результате за счет уменьшения профильного понизится общее лобовое аэродинамическое сопротивление, что конечно же является положительной стороной использования стреловидного крыла.

Фактически стреловидное крыло получает преимущества тонкого крыла, но при этом не теряет в прочности и имеет достаточный внутренний объем для полезного использования.

Еще одно свойство стреловидного крыла, которое можно назвать положительным. Но при этом оно, однако, является следствием его серьезного недостатка♣ , о котором будет сказано ниже. Этот плюс заключается в устойчивости такого крыла к турбулентностям атмосферы.

Из-за пониженной несущей способности прирост (градиент) подъемной силы стреловидного крыла меньше, чем у прямого. Это значит, что в случае возникновения вертикального воздействия ветра, такой прирост будет небольшим. Небольшой будет, следовательно, и перегрузка. Самолет останется стабильным.

Изменение подъемной силы с ростом угла атаки на прямом и стреловидном крыльях (разный градиент).

Это были плюсы, которые на этом, пожалуй, заканчиваются. Их, как видно, не так уж и много и, кроме них, имеются еще и серьезные минусы.

О серьезных минусах….

Теоретическое существование тангенциальной составляющей набегающего воздушного потока (той самой V τ , которая направлена вдоль передней кромки) практически выражается в существовании некоторого перемещения слоя воздуха вдоль крыла (на его верхней поверхности) от корня к законцовке (так называемый «эффект скольжения» ), причем чем ближе к ней, тем больше.

Схема течения воздушного потока по размаху стреловидного крыла.

Однако, реальное стреловидное крыло на самом деле отличается от того теоретического (изолированного), о котором говорилось выше. Не зря в скобках я писал о бесконечном размахе. На самом деле размах конечен, само крыло состоит из двух половин, зеркально расположенных друг относительно друга и, в определенном смысле, влияющих друг на друга, плюс фюзеляж, а в районе законцовок присутствует перетекание воздуха иного рода, связанное с разницей давлений над и под крылом (то, которое влияет на возникновение индуктивного сопротивления . Об этом я писал ).

В результате «эффект скольжения» по размаху стреловидного крыла (достаточного удлинения) не везде проявляется одинаково. Обычно выделяют три специфических зоны. Первая – корневая зона обтекания . Здесь здесь имеет место так называемый срединный эффект (или корневой), в котором происходит практически распрямление потока через крыло. При этом он расширяется (поток на правой консоли отклонен по скольжению вправо, на левой – влево), из-за чего тормозится, давление на верхней поверхности крыла растет, и подъемная сила падает.

Зоны обтекания стреловидного крыла. I - корневая зона, II - средняя зона, III - концевая зона.

Изменение аэродинамической нагрузки по размаху: а) - прямое крыло, б) - стреловидное крыло.

Во второй зоне (срединная часть крыла ) скольжение потока примерно соответствует теоретическому. А в третьей проявляется концевой эффект . Здесь перетекание воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю так же искажает эффект скольжения. Потоки двигаются навстречу друг другу, как бы поджимая и распрямляя воздушные струи пересекающие крыло. Скорость течения в них растет, давление падает и увеличивается подъемная сила.

Изменение картины распределения давления (разрежения) по зонам стреловидного крыла. III – концевая зона, I – корневая зона, II – средняя зона.

В результате, если у стреловидного крыла бесконечного размаха (или прямого крыла) давление на профиле по сечениям примерно одинаково, то у реального крыла оно меняется от сечения к сечению. При этом наиболее нагруженным в аэродинамическом плане оказываются именно концевые сечения. Это показано на рисунке.

То есть в этих сечениях коэффициент подъемной силы увеличен (близок к максимальным значениям), и, соответственно, действительные углы атаки здесь также увеличены по сравнению со средней частью крыла, например.

Получается, что в случае увеличения общего угла атаки крыла его значения в концевых сечениях будут выше и могут достичь критических величин, провоцируя тем самым срыв потока .

Это один из основных недостатков, характерных для стреловидных крыльев – склонность к так называемому концевому срыву .

Зоны первоначального возникновения срыва на прямом и стреловидном крыльях.

Эту склонность увеличивает также вышеупомянутый эффект скольжения. В результате наличия касательного по передней кромке движения пограничного слоя (V τ) в сторону концевых сечений, ближе к этим сечениям происходит в некотором роде «накопление» этого слоя. Он «вспухает» и становится неустойчивым, повышая, тем самым возможность срыва.

Срыв потока и падение подъемной силы, соответственно, у стреловидного крыла начинается раньше, чем у прямого, то есть на меньших углах атаки, правда с их ростом распространяется медленней, чем на прямом крыле (из-за эффекта скольжения).

Концевой же срыв сам по себе еще и ухудшает характеристики устойчивости самолета в продольном отношении. Это проявляется в возникновении так называемого «подхвата» , который имел место на некоторых типах первых скоростных реактивных самолетов со стреловидным крылом.

В случае возникновения на повышенных углах атаки концевого срыва законцовки крыла (отодвинутые, соответственно, назад) теряют подъемную силу, и точка приложения общей подъемной силы крыла сдвигается вперед.

В зависимости от расположения центра тяжести самолета эта сила может оказаться перед ним, и тогда возникает кабрирующий момент , поднимающий нос самолета и еще больше увеличивающий угол атаки. Самолет, обладающий запасом устойчивости, при увеличении угла атаки будет «стараться» самостоятельно восстановить равновесие.

Если же этого запаса нет, то может не хватить и управляющего воздействия летчика для исправления положения. Возникает неустойчивость по перегрузке (или по углу атаки). Результатом может стать выход самолета на закритические углы и срыв в штопор.

К тому же, если срыв распространяется по крылу, то может ухудшиться поперечная управляемость , так как элероны расположены близко к зонам концевого срыва, и он может легко накрыть их, лишая тем самым эффективности.

Особенно опасны такие явления на взлетно-посадочных режимах, когда углы атаки велики, а скорости полета малы. Если из штопора самолет еще можно вывести, то глобальный срыв потока на высоте нескольких метров над землей, кардинально нарушая устойчивость и управляемость, практически не оставляет шансов на благополучный исход. По этой причине в мировой авиации случилось немало тяжелых летных происшествий.

Самолет North American F-100C.

В американских ВВС в свое время явление концевого срыва с потерей устойчивости называли Sabre dance (танец Сэйбра) из-за ряда происшествий такого рода с самолетом F-100 Super Sabre. На ролике показано одно из таких происшествий, завершившееся катастрофой. Летчик отчаянно боролся со срывом и возникшей неустойчивостью (самолет задрал нос), но глобальный срыв на правом крыле все же привел к катастрофе (10 января 1956 года, авиабаза Edwards).

Технические решения…..

Для борьбы с этим явлением тогда предпринимались различного рода технические решения. Самыми известными из них стали аэродинамические гребни на верхней поверхности крыла. Они варьировались по размерам и количеству в зависимости от конструкции и характеристик летательного аппарата. Их назначением было препятствование перетеканию к концевым сечениям и перенаправление потолка к задней кромке крыла, а также воспрепятствование распространению все же возникшего срыва по крылу.

Из советских самолетов того времени характерным примером использования таких гребней могут служить истребители МиГ-15/17/19. Первый советский реактивный пассажирский лайнер Ту-104 (его предшественник Ту-16), а также последовавшие за ним Ту-134/154 также были ими оборудованы.

Истребитель МиГ-19. Аэродинамический гребень хорошо виден.

Истребитель МиГ-17. Хорошо видны аэродинамические гребни на крыле.

Аэродинамический гребень на крыле Су-24М (первых серий).

Аэродинамические гребени на крыле самолета Су-22М4.

Самолет Ту-16Р. Хорошо видны а/д гребни на стреловидном крыле.

Пассажирский самолет Ту-104. Хорошо видны а/д гребни на стреловидном крыле.

Пассажирский лайнер Ту-154. А/д гребни на стреловидном крыле.

Аналогично гребням работали устанавливавшиеся на некоторых самолетах специальные аэродинамические «клыки» (другое название — генераторы вихрей). Они располагались обычно в средней части передней стреловидной кромки и во время полета генерировали вихревой жгут , ложившийся на поверхность крыла (поперек) и выполнявший роль гребня, останавливая перетекание.

Примером использования такого клыка могут служить самолеты: советский МиГ-23 (при большой стреловидности), канадский Avro Canada CF-105 Arrow, американский Ling-Temco-Vought A-7 Corsair II, Vought F-8 Crusader и др.

Истребитель МиГ-23. Хорошо видны аэродинамические клыки (генераторы вихрей).

Самолет Avro Canada CF-105 Arrow с треугольным крылом (памятник). Хорошо виден аэродинамический клык.

Самолет A-7E Corsair II. Виден аэродинамический клык (генератор вихря).

Достаточно экзотичной внешне попыткой решить проблему подхвата (или точнее проблему Sabre dance) стали законцовки крыла экспериментального самолета Republic XF-91 Thunderceptor. Они имели хорду, превышающую по размерам хорду корневого сечения крыла. Это было сделано с целью увеличения несущей способности этих сечений и затягивания концевого срыва.

Экспериментальный самолет Republic XF-91 Thunderceptor.

Геометрическая крутка крыла.

Одним из способов борьбы с концевыми срывами является также отрицательная геометрическая крутка крыла. При ее использовании носок крыла в его концевых сечениях как бы опущен вниз, уменьшая тем самым действительные углы атаки и вероятность преждевременного срыва.

Еще один существенный…

Еще один существенный недостаток♣ стреловидного крыла – это его заниженная несущая способность по сравнению с прямым крылом. Как уже было сказано, на подъемную силу в таком крыле работает составляющая скорости V n , которая по величине меньше, чем действительная скорость полета самолета, что заставляет увеличивать угол атаки для сохранения необходимой величины подъемной силы.

Если на околозвуковых скоростях стреловидность помогает справиться с бурным ростом сопротивления и поэтому выгодна, то на малых скоростях (значит больших углах атаки), которые соответствуют взлетно-посадочным режимам полета или режимам маневрирования в воздухе, крыло со стреловидностью обычно создает большее сопротивление, чем прямое крыло при той же подъемной силе.

Стреловидное крыло той же площади, что и прямое, но имеющее, соответственно, меньший размах, будет обладать меньшим удлинением . Напомню, что удлинение равно отношению квадрата размаха к площади крыла в плане.

А удлинение, как известно, обратно пропорционально индуктивному сопротивлению. В итоге имеем большее сопротивление (за счет индуктивного), а значит меньшее аэродинамическое качество для стреловидного крыла (аэродинамическое качество крыла равно отношению его подъемной силы к силе лобового сопротивления, им создаваемой при заданном угле атаки и характеризует несущие свойства). Это отрицательно влияет на дальность и маневренность самолета.

Увеличенное индуктивное сопротивление проявляется в наличии интенсивного концевого вихря на таком стреловидном крыле. Его образованию способствует все тот же перетекающий по крылу со скоростью V τ слой воздуха.

Таким образом, специализированный скоростной самолет с относительно коротким стреловидным крылом на посадке, например, должен для сохранения достаточной подъемной силы увеличивать угол атаки. Однако, это не всегда возможно.

Во-первых, из соображений обеспечения отсутствия срывных явлений на крыле, а во-вторых просто чтобы не зацепить хвостовой частью за покрытие ВПП. Поэтому приходится увеличивать посадочную скорость. То есть взлетно-посадочные характеристики такого самолета чаще всего не на высоте, хоть это и вынужденно.

В такой ситуации взлетать и садиться было бы лучше с прямым и удлиненным крылом (у планеров качество вообще достигает 50-ти единиц), а на околозвуковые скорости выходить со стреловидным. То есть, как очень часто это бывает в авиации, надо совместить несовместимое.

Совместить несовместимое….

И все же до некоторой степени решить проблему такого «совмещения» удается. Для этого применяются специальные технические решения. Это, например, развитая взлетно-посадочная механизация крыла (предкрылки и закрылки). Широко известна также изменяемая стреловидность крыла (иначе – изменяемая геометрия), которая начала активно внедряться в самолетостроение с середины 60-х годов.

Истребитель с изменяемой стреловидностью крыла МиГ-23.

При ее использовании каждая консоль крыла состоит из двух частей, неподвижной и поворотной. Поворотные части крыла (ПЧК) синхронно приводятся в движение специальной системой и крыло занимает положение, определенное при проектировании самолета, как наиболее выгодное в аэродинамическом и техническом плане.

Самолеты с изменяемой стреловидностью крыла имеют достаточно хорошие взлетно-посадочные характеристики в сочетании с необходимыми скоростными свойствами. В СССР первыми такими самолетами стали Су-17 и МиГ-23, позже – Су-24. Последней разработкой стал бомбардировщик Ту-160. Зарубежные примеры — Grumman F-14 Tomcat и Panavia Tornado. Все летавшие и летающие самолеты с изменяемой стреловидностью – военные, так как получаемая всережимность применения требуется именно для армии.

Полет самолета Су-24М на минимальной стреловидности крыла.

Су-24М - полет с максимальной стреловидностью крыла.

Panavia Tornado. Полет с крылом на минимальной стреловидности и выпущенной механизацией.

Рanavia Тornado. Полет с максимальной стреловидностью крыла.

Однако, такого рода конструкции обладали одним существенным недостатком. Это большая сложность и масса систем поворота крыла . Кроме того сложность неизбежно влекла за собой определенное сокращение надежности (в особенности на начальном периоде эксплуатации таких систем).

Приходилось также решать вопросы, связанные с изменением положения аэродинамического фокуса крыла и центра масс самолета при изменении стреловидности . С первой половины 80-х годов новые модели самолетов с изменяемой стреловидностью крыла больше не проектировались. Особенно после возникновения концепции статически неустойчивого самолета и разработки электронной системы управления для него (типа Су-27).

Ту-160 - сверхзвуковой бомбардировщик с изменяемой стреловидностью крыла.

Хотя стоит сказать, что сама по себе изменяемая геометрия крыла не осталась без внимания и позже это техническое направление опять экспериментально исследовалась, правда уже несколько в ином качестве. Но об это ниже…

Менее известный (и применяемый) в авиационной практике технический способ улучшения несущих свойств стреловидного крыла на малых скоростях связан именно с увеличением угла атаки крыла. Однако, реализуется он не изменением ориентации всего фюзеляжа в пространстве, что, как было сказано выше, не всегда целесообразно из-за вероятности повреждения его хвостовой части (касание ВПП из-за малой высоты шасси).

В данном случае меняется установочный угол всего крыла относительно фюзеляжа (следовательно и угол набегающего потока). На самолет устанавливается специальная силовая система, приподнимающая, либо опускающая консоли в соответствии с заданным режимом (обычно на взлете и посадке).

Применение такого рода устройств достаточно спорно, так как влечет за собой усложнение и удорожание конструкции, снижение надежности и увеличение массы самолета. Однако, бывает, что получаемые преимущества перевешивают приобретаемые недостатки.

Экспериментальный самолет с изменяемым углом установки крыла Martin XB-51.

Самолет F-8E с поднятым крылом (Вьетнам, Дананг, 1966 год).

F-8E с поднятым крылом на палубе USS_Eisenhower (1983 год).

Примером тому служат находившиеся в длительной эксплуатации самолеты. Их немного, но они есть: не пошедший в большую серию американский штурмовик Martin XB-51 и главный пример — массовый американский сверхзвуковой палубный истребитель Vought F-8 Crusader, у которого крыло могло менять установочный угол до 7°.

Серповидное крыло.

На некоторых стреловидных крыльях с фиксированной геометрией также применялись мероприятия по расширению скоростного диапазона их использования. Они касались специфической формы самого крыла в плане и формы профиля. Примером могут служить так называемое серповидное крыло , а также крыло с изломом по передней кромке.

Серповидное крыло (бомбардировщик Handley Page Victor) имеет наибольший угол стреловидности в корневой части (ближе к фюзеляжу, где выше вероятность возникновения волнового кризиса на околозвуковых скоростях). Толщина крыла здесь тоже больше для возможности размещения полезной нагрузки (шасси, топливо…).

Бомбардировщик с серповидным крылом Handley Page Victor.

Бомбардировщик Handley Page Victor. Серповидное крыло.

По мере удаления от фюзеляжа по размаху крыла стреловидность плавно (или почти плавно) уменьшается до минимальной на законцовках, что позволяет поддерживать взлетно-посадочные характеристики на должном уровне. также меньше и по толщине.

Крыло с изломом (яркие представители: Saab 35 Draken, Су-15 (с самолета 11-31)) имеет примерно тот же принцип построения формы передней кромки, как и серповидное крыло, но с более резким изменением угла стреловидности. Такое крыло как бы состоит из двух частей – с большими и меньшими стреловидностью и относительной толщиной профиля. При этом само по себе оно является развитием (или разновидностью) еще одной, достаточно широко используемой формы стреловидного крыла – дельтавидной или треугольной .

О треугольном крыле…

Его использование связано еще с одним недостатком обычного стреловидного крыла. Он заключается в его меньшей (по сравнению с прямым крылом) жесткости . Главный силовой элемент такого крыла (лонжерон) соединяется с силовыми элементами фюзеляжа под углом, что усложняет восприятие и передачу нагрузок по сравнению с прямым крылом.

Большая часть подъемной силы такого крыла приложена сзади точки присоединения его к фюзеляжу, поэтому помимо обычных изгибающих нагрузок, как в прямом крыле, возникает дополнительный крутящий момент от подъемной силы (тоже недостаток ).

Из-за недостаточной жесткости крыла на больших скоростях возможны такие явления, как реверс элеронов (обратная реакция самолета на отклонение элеронов) или так называемая «валежка» (непроизвольное кренение самолета из-за неравенства углов атаки на консолях). Мероприятия по упрочнению конструкции чаще всего приводят к увеличению ее массы.

И вот как раз стремление получить более легкое и жесткое стреловидное скоростное крыло приводит к возможности использования крыла треугольного. Его длинная хорда и относительно малый размах (то есть малое удлинение и большое сужение) достаточно удобны для этих целей. Дельтавидное крыло прочнее, жестче и в то же время легче обычного стреловидного с теми же несущими свойствами.

Благодаря большой корневой хорде относительная толщина профиля может быть невелика (меньше профильное сопротивление), но при этом достаточные размеры (в т.ч. строительная высота крыла) упрощают передачу усилий на силовую конструкцию фюзеляжа и позволяют при необходимости целесообразно использовать внутренние объемы крыла для полезных нагрузок, в частности для запасов топлива и расположения шасси в убранном состоянии.

На момент широкого внедрения такого типа крыла в эксплуатацию «топливный вопрос» был достаточно важен, так как имеющиеся двигатели еще не отличались достаточной экономичностью.

Именно прочностные и конструктивные соображения часто являются решающими при принятии решения об использовании треугольного крыла. Его легкость, высокая жесткость и прочность, простота и относительная дешевизна изготовления стали одним из многих факторов успеха таких самолетов, как МиГ-21 и Mirage разных моделей.

Истребитель МиГ-21 (треугольное крыло).

Истребитель с треугольным крылом Мirage 2000.

Истребитель F-106 Delta Dart с треугольным крылом.

В аэродинамическом плане такое крыло похоже на обычное стреловидное (в том числе и по возможностям развития волнового кризиса) и в этом же, собственно, заключаются его недостатки, проявляющиеся, в основном, на малых скоростях (больших углах атаки), то есть на взлетно-посадочных режимах .

Из-за его еще меньшего удлинения для него характерно большее лобовое сопротивление и меньшее аэродинамическое качество при увеличении угла атаки.

Из-за малого размаха треугольного крыла возможности взлетно-посадочной механизации в повышении его несущих свойств невелики. Поэтому для достижения достаточной подъемной силы на посадочном режиме остается либо увеличивать угол атаки, что часто невозможно из-за высоты шасси, либо увеличивать посадочную скорость. Так и есть на самом деле – посадочная скорость самолетов с простым треугольным крылом достаточно высока.

Эти недостатки растут с ростом угла стреловидности , поэтому он ограничен обычно до 60-65°.

Наилучшим образом достоинства треугольного крыла, как крыла малого удлинения и малой относительной толщины, проявляются на больших сверхзвуковых скоростях (до М=2 и более), когда у них значительно ниже коэффициент лобового сопротивления.

Таким образом треугольное крыло наиболее выгодно для применения на сверхзвуковых самолетах и с успехом там используется. А для того, чтобы смягчить его недостатки используются различные конструктивные дополнения и изменения, в результате которых имеют место несколько разновидностей такого крыла. Они относительно близки по аэродинамике, но различаются по форме и особенностям конструкции.

Один из этих способов – вышеупомянутый излом передней кромки . Он позволяет эффективно использовать внутренние полости корневой части и при этом увеличить угол ее стреловидности более 65° для полетов на сверхзвуке с малым сопротивлением и хорошей балансировкой. Концевые же части с меньшим углом стреловидности делают ВПХ самолета более приемлемыми.

Истребитель Saab 35 Draken.

Характерным примером в этом плане может служить шведский истребитель Saab 35 Draken с крылом double delta (корневая часть 80° стреловидность, концевая 60°). Максимальная скорость его полета до 2,2М, что не мешает ему иметь посадочную скорость около 215 км/ч при практически полном отсутствии взлетно-посадочной механизации.

Истребитель Су-15. Крыло с изломом по передней кромке (или с наплывом).

Крыло самолета Су-15 (наплыв).

По теме:
Если рассматривать расположение двигателей с исторической точки зрения, то первыми додумались поставить их в хвост французы на своей Карвелле. Кстати, Аэрофлот чуть было не купил таких самолётов, но выходило как то несолидно (страна-создатель Ту-104 покупает самоли у буржуев!), и нифига французам не выгорело. Зато (по рассказам многих представителей КБ Туполева) Хрущёв, прокатившись на этом лайнере, был просто поражён тишиной в салоне. И по прилёту домой вдарил кулаком по столу - учитесь, лентяи! Так появился Ту-124А, названный позже Ту-134...
В целом же тенденция ставить двигатель в корне крыла была заслужено признана неправильной, и после первого поколения (Комета, Ту-104 и Ту-124) к ней не возвращались. Американцы пошли своим путём (моторы на пилоне), оказавшимся исторически верным и всяко правильным. Упомянутыя Е-152 (кстати, не совсем немецкий. Он был сделан на основании эксперементального бомбардировщика "150", построенного при активном участии немецких авиаконструкторов в СССР после их возвращения на историческую родину) не совсем показателен, ибо был высокопланом, что существенно упрощало подвеску мотора на пилоне (за землю не скребли). Но шумоизоляции, ИМХО, почти не было бы.(Кто летал на Ил-76 рядом с иллюминатором, расположенным напротив мотора, поймёт).
Французы после гениальной Карвеллы сели в лужу до самого ренессанса под флагом Эрбаса, который пошёл по мурлюканскому пути, признанному верным. В СССР же и Англии продолжали лепить моторы в хвост, пачками по 3 - 4 штуки (и пусть весь мир отдохнёт. Оне нам не указ!) VC-10, Трайдент, Ту-154, Ил-62... Причём у нас КБ туполева так и не смогло реализовать все прелести этой компоновки, продолжая портить крыло обтекателем шасси - ну привычней нам так!
Английское самолётостроение так и не смогло пережить застой в мозгах (рыночная экономика, знаете ли. Ну и местные политиканы помогли). Теперь у них есть производство компонентов, включая обалденные моторы, но самолётостроения нет.
А вот у нас всё не так просто. Появились самолёты "модной схемы" - Ил-86 и 96 (76 не в счёт, не для того построен), Ту-204. Барахтаемся по чуть-чуть, авось выплывем.
Были и любопытные исключения. Так у мурлюканцев использовалась "комбинированная" схема - один мотор в хвосте, 2 на пилонах. Но не смотря на ряд преимуществ таких самолётов больше не строят. А далбше всех пошли экспериментаторы-немцы. На аппарате VFW-Fokker VFW-614 они установили 2 ТРД на пилонах над крылом! Пилоны были скошены назад, ак что проблема шума была не столь актуальной. И летать бы этому аппарату по небу тыщами, каб не аховая экономика. Построили всего несколько штук. Сейчас японцы мудрят с той схемой на каком-то бизнес-джете. Вообще бизнес-джеты особая тема, я в ней не особо силён. Но там такие компоновки встретить можно, мама не горюй!
И ещё в довесок, про клюв на нкрыле Ил-62. Слышал от бортинженера такую историю. Снижаются они, значит, мостятся на полосу. А перед ними туполь. У туполя механизация помощнее, скорость на глиссаде пониже. И лдиспетчер Илу подсказывает: помедленние, помедленние. А КВС матом: кокой, на... помедленнее, у меня из механизации только запилы на крыле!
А вообще Илы, ИМХО, получше тушек. Во всех отношениях.

ПД и ТВД могут размещаться в передней части фюзеляжа (один двигатель) или передней части крыла (два и более двигателей). Возможно применение толкающих винтов при размещении ПД или ТВД в хвостовой части фюзеляжа или крыла. ТРД, ДТРД, ПВРД в зависимости от назначения самолета, требований безопасности полета, условий эксплуатации могут размещаться в фюзеляже, корнях крыла и киля, на пилонах под крылом и над ним с непосредственным креплением гондол двигателей к крылу, на концах крыла, на хвостовой части фюзеляжа. Каждая схема крепления имеет свои преимущества и недостатки, анализируя которые конструктор располагает двигатели так, чтобы обеспечить экономичность эксплуатации самолета и удовлетворить разработанным ТТТ.

2.2.4.5 Выбор числа двигателей на самолете

Число двигателей на самолете (п дв) обусловлено его назначением, безопасностью полета, экономичностью эксплуатации.

На легких самолетах устанавливается один или два двигателя.

На пассажирских магистральных самолетах согласно НЛГС-2 должно быть не менее двух двигателей, что диктуется условиями взлета и полета с одним отказавшим двигателем. Большое количество двигателей снижает потребную тяговооруженность самолета, но увеличивает расходы на эксплуатацию.

Для ближних магистральных самолетов используют обычно два двигателя, для средних магистральных - два или три, для дальних магистральных с дальностью полета свыше 5000 км - четыре двигателя.

На тяжелых военно-транспортных, грузовых, специальных самолетах устанавливается четыре и более двигателей.

В некоторых случаях, когда высокая тяговооруженность самолета требуется только на режиме взлета, экономически выгодно использовать силовую установку (СУ) с дополнительным двигателем уменьшенной тяги - СУ типа 2,5 или 3,5. Этот дополнительный двигатель работает только на взлете, а в крейсерском полете он выключается.

2.2.5 Определение относительного запаса топлива

Относительная масса топлива может быть определена приближенно в зависимости от расчетной дальности полетаL и выбранной по статистическим данным или заданной в ТТТ скорости крейсерского полетаV к p:

а + bL / V кр,

где а = 0,04...0,05 для легких неманевренных самолетов (m 0 < 6000 кг); а = 0,06...0,07 для всех других самолетов; b = 0,05...0,06 для дозвуковых самолетов; b = 0,14...0,15 для сверхзвуковых самолетов. Для ориентировки и контроля правильности расчетов можно пользоваться средними статистическими значениями
в работе .

2.2.6 Выбор тяговооруженности самолета

Стартовая тяговооруженность самолета любого назначения

= 10P 0 / m 0 g ,

где Р 0 - суммарная стартовая тяга всех двигателей, даН; g - ускорение свободного падения.

Потребная величина определяется из условий обеспечения основных летных характеристик и режима полета, заданных ТТТ и требованиями НЛГС-2.

2.2.6.1 Тяговооруженность гражданского самолета

В соответствии с НЛГС-2 для гражданского самолета взлетная тяговооруженность выбирается наибольшей из следующих условий.

Полет на крейсерской скорости V кр на высоте Н кр определяет по формуле:

,

где К кр = (0,85...0,9)К max - аэродинамическое качество на крейсерском режиме;
- максимальное аэродинамическое качество;
- аэродинамический параметр;k 1 = 1,02 для трапециевидных крыльев ( > 3); k 1 = 1,6 дли треугольных крыльев (  2);

 учитывает изменение тяги двигателей по скорости и высоте полета;

 =
;

 руд учитывает изменение тяги двигателей при дросселировании;

 руд = 1 для номинального режима;  руд = 1Д..2 для форсажного режима.

Коэффициент  можно определить по работе .

Полет на потолке Н п определяет следующим образом:

где  определяется для Н п и скорости в числах М полета М = (0,7...0,8)М кр.

Полет при обеспечении заданной длины разбега l разб определяет по формуле:

где К разб - аэродинамическое качество при разбеге самолета;

К разб = 8...10 для дозвуковых самолетов;

К разб = 5...6 для сверхзвуковых самолетов;

 разб - коэффициент трения колес шасси на разбеге;

 разб = 0,02 - бетон, укатанный снег и лед (0,03 - мокрый бетон);

 разб = 0,06 - мокрый травяной покров;

 разб = 0,07 - твердый грунт;

 разб = 0,08 - травяной покров.

Взлет с одним отказавшим двигателем определяет по формуле

,

где К наб = 1,2 К разб - аэродинамическое качество при наборе высоты; tg = 0,024 при п дв = 2; tg = 0,03 при п дв = 3; tg = 0,05 при п дв  4.

Тяговооруженность самолетов, взлетающих с грунтовых аэродромов , должна удовлетворять условию проходимости по грунту

,

где  кач = 0,4 - мокрый грунт;  кач = 0,25 - грунт в период просыхания;  кач = 0,12 - сухой и плотный грунт.

Коэффициенты даны для давления в пневматиках 0,3...0,5 МПа.

ПД, необходим воздушный винт.

В противоположность ПД в газотурбинном двигателе кон­струкция каждой отдельной его части оптимизирована в соответ­ствии с режимом ее работы и назначением. Такое разделение обеспечивает газотурбинному двигателю и большую гибкость при практическом применении. Добавив ступени турбины к про­стому реактивному двигателю и уменьшив ускорение выхлопных газов в сопле, можно снизить скорость реактивной струи и полу­чить дополнительную мощность на валу. Эта мощность может быть использована как для приведения в действие обычного воздуш­ного винта, так и.для сжатия дополнительной массы воздуха и получения большей реактивной тяги, как это делается, например, в турбовентиляторном двигателе.

Тяга

Тяга авиационного двигателя - это не что иное, как реакция на силу, потребную для ускорения массы воздуха, проходящего через двигатель. Тяга проявляется как давление, действующее на лопасти винта (если двигатель винтовой) или на все внутрен­ние поверхности (если двигатель реактивный). Основное различие между винтовыми и реактивными двигателями заключается в со­отношении между величинами массы и ускорения в уравнении: сила = масса X ускорение.

Ускорение, придаваемое массе воздуха обычным воздушным винтом, сравнительно невелико и его можно увеличивать лишь в небольших пределах. Следовательно, и тягу воздушного винта можно увеличивать лишь путем увеличения массы отбрасываемого воздуха, что связано с применением воздушных винтов очень больших диаметров и со значительными трудностями при их уста­новке на самолете и эксплуатации.

В реактивном двигателе тяга создается путем придания сравни­тельно небольшой массе воздуха весьма значительного ускорения. Массовый расход воздуха через двигатель, естественно, зависит от его размеров, и это является единственным, что может вызвать затруднения при установке на самолете реактивного двигателя с чрезвычайно большой степенью двухконтурности.

Влияние скорости реактивной струи на тяговый к. п. д. рас­сматривается ниже.

Влияние скорости полета и размеров двигателя на экономичность эксплуатации самолета

Теперь можно более подробно рассмотреть вопрос о различиях между поршневым и реактивным двигателями с точки зрения удовлетворения требований по летным и экономическим харак­теристикам транспортного самолета. Для этого лучше всего еще раз обратиться к важнейшим свойствам, которыми должна обла­дать авиационная силовая установка. О них уже кратко говори­лось в гл. 1. Еще раз перечислим эти свойства: высокая выход­ная мощность силовой установки, высокая выходная мощность каждого двигателя, малый вес, малый мидель, малый расход топлива, высокий общий к. п. д., эффективное охлаждение и надежность. Рассмотрим каждое из этих свойств в отдельности.

1. 
   Высокая выходная мощность силовой
   установки. Типичное лобовое сопротивление транспортного
   самолета весом 109 тс (1070 кН) в полете на крейсерской высоте
   12 000 м со скоростью, соответствующей истинному числу М =
   = 0,85, равно 9,1 тс (89 кН). Для четырехдвигательного самолета
   это означает, что каждый двигатель должен развивать тягу 2,28 тс
   (22,2 кН), которая в приведенных выше условиях эквивалентна
   тяговой мощности порядка 7500 л. с. (5500 кВт). Такая мощность
   находится явно за пределами возможностей даже наиболее совер­
   шенных ПД, которые на уровне моря имеют мощность на валу
   около 3400 л. с. (2500 кВт), а на высоте 12 000 м - только около
   1000 л. с. (735 кВт). Тяговая мощность ПД еще меньше, поскольку
   крейсерский полет на скорости, соответствующей истинному
   числу М = 0,85, приводит к значительному снижению к. п. д.
   воздушного винта из-за влияния сжимаемости воздуха.
2. 
   Высокая выходная мощность на один
   двигатель. Оптимальное количество двигателей, устанав­
   ливаемых на самолете, зависит от назначения самолета и опре­
   деляется следующими факторами: величиной тяги, потребной
   для взлета с учетом возможного отказа одного двигателя или для
   полета с учетом возможного отказа одного или двух двигателей,
   протяженностью маршрута и временем полета над водной поверх­
   ностью. Конечно, имеется и много других факторов, определяющих
   степень безопасности полета при отказе двигателя и устанавли­
   вающих соответствие характеристик такого полета требованиям
   норм летной годности, но, как правило, окончательный анализ
   приводит к выводу, что короткорейсовый самолет должен иметь
   не менее двух двигателей, самолет для воздушных линий средней
   протяженности - не менее трех и дальний самолет - не менее
   четырех.

Важным параметром, характеризующим мощность двигателя, является массовый расход воздуха в единицу времени. Количе­ство воздуха, с которым может «справиться» ПД, ограничено. Это обусловлено, во-первых, ограничениями, накладываемыми

На размеры камер сгорания и давление наддува (что связано с проблемой обеспечения устойчивости пламени), и, во-вторых, трудностью увеличения количества цилиндров из-за самой гео­метрии двигателя, конструкции коленчатого вала и системы охла­ждения. В то же время усложнение кинематики блоков цилиндров, расположенных радиально или в ряд, путем использования более одного основного коленчатого вала, в конечном счете уменьшает механический к. п. д. и увеличивает вес двигателя до недопусти­мой величин.

Что касается воздушного винта, то установка винтов большого диаметра представляет собой известную трудность - возникают чрезмерные потери, вызванные влиянием сжимаемости воздуха из-за очень высокой окружной скорости концов лопастей таких воздушных винтов при скоростях прямолинейного горизонталь­ного полета, соответствующих числу М = 0,5 и выше. Эти ограни­чения в равной степени относятся и к турбовинтовому двигателю.

Если взять теперь цифры, приведенные в п. 1, и допустить, что можно достигнуть истинного числа М = 0,85 на высоте 12 000 м, применяя воздушный винт с к. п. д., равным 85%, то, как пока­зывает простой расчет, в этом случае понадобится силовая уста­новка из девяти ПД мощностью по 3400 л. с. 2500 кВт на уровне моря. Если же рассмотреть режим полета на малых числах М, когда воздушные винты более эффективны, и снова произвести расчет для взлета, предполагая статическую тягу винта равной 1,2 кгс (11,7 Н) на одну лошадиную силу мощности на валу, то потреб­ное число ПД в силовой установке окажется не меньше шести. Прогнозы показывают, что реактивные транспортные самолеты следующего поколения будут иметь взлетный вес около 320 тс (3140 кН) и будут оснащены четырьмя двигателями общей тягой 82 тс(804 кН), что на режиме взлета соответствует мощности на валу свыше 60 000 л. с. (44000 кВт). Для достижения такой же тяговоору-женности этих самолетов при помощи силовых установок, состоя­щих из ПД, на каждом самолете потребовалась бы установка восемнадцати двигателей, развивающих мощность на валу по 3500 л. с. (2600 кВт) каждый. Указанные количества ПД да­леки от оптимальных, не говоря уже о проблемах их уста­новки на самолете.

Следовательно, для обеспечения высокой общей мощности силовой установки и оптимального количества двигателей для самолета данного назначения необходима высокая выходная мощ­ность на один двигатель, которую ПД обеспечить не может.

С другой стороны, у реактивного двигателя нет каких-либо параметров, которые ограничивали бы дальнейший рост его мощ­ности. Реактивные самолеты первого поколения были оснащены двигателями тягой 2,28 тс (22,2 кН). Современные самолеты имеют двигатели тягой 9,1 тс (89 кН), а на проектируемых реак­тивных самолетах-гигантах будут установлены двигатели тягой 20,4 тс (200 кН), и это еще не предел.

3. Малый вес. Необходимость создания двигателей, обла­дающих минимальным весом и максимальной мощностью, не требует доказательств. Металлоемкость корпуса ПД чрезвычайно велика, так как он должен выдерживать высокие нагрузки, воз­никающие при возратно-поступательном движении больших масс элементов конструкции двигателя, и иметь необходимую для

Этого прочность.

ПД типичной конструкции весит вместе с воздушным винтом 2,05 тс (19,6 кН). Такой двигатель имеет мощность на валу 3400 л. с. (2500 кВт) и при расчетной статической тяге 1,2 кгс (11,7 кН) на одну лошадиную силу мощности на валу создает тягу примерно 2 кгс (19,6Н) на один килограмм веса двигателя. Газотур­бинный двигатель может быть легче, потому что его основные узлы представляют собой непрерывно вращающийся единый механизм, который, однако, требует, чтобы при проектировании учитывалась возможность разрушения двигателя и окружающей конструкции. Типичный большой реактивный двигатель весит 2,4 тс (23,5 кН) и создает статическую тягу 9,5 тс (93 кН), что составляет около 4 кгс (39 Н) на один килограмм веса двигателя. Данное сравнение сделано для наиболее благоприятных условий работы ПД и воздушного винта, а если учесть действительные условия крейсерского полета, то это соотношение еще более за­метно изменится в пользу реактивного двигателя. Что касается турбовинтового двигателя, то вес винта и редуктора говорит против их использования в сочетании с турбиной, если только не требуется очень высокий к. п. д. и малые удельные расходы топлива на относительно небольших скоростях прямолинейного горизонтального полета.

4. Малый мидель. Все выступающие части двигателя, конечно, очень невыгодны в отношении аэродинамического сопро­тивления. При оптимальном соотношении внутреннего диаметра цилиндра и хода поршня диаметр ПД с радиальным расположе­нием цилиндров пропорционален его мощности. То же самое можно сказать и о рядном ПД, для которого характерны проблемы, связанные с охлаждением цилиндров и конструкцией коленчатого вала. Мидель типичного ПД (воздушный винт в этом случае исклю­чается из рассмотрения, потому что при работающем двигателе он не создает сопротивления) достигает около 1,85 м 2 с учетом капота. Основываясь на приведенных выше величинах, находим, что на 1 м 2 фронтальной площади ПД приходится тяга 2,2 тс

В реактивном двигателе, мидель которого, грубо говоря, пропорционален массовому расходу воздуха, мощность можно увеличить, повысив рабочую температуру газов, при этом мас­совый расход воздуха остается постоянным. Расход топлива можно уменьшить путем повышения к. п. д. частей двигателя и увели­чения степени повышения давления. На протяжении ряда лет улучшение указанных параметров и уменьшение миделя реак-

тивного двигателя достигались также благодаря использованию и совершенствованию осевого компрессора. Усовершенствование компрессора до настоящего времени велось в основном в направ­лении увеличения его длины, а не радиуса, так как последнее связано с возрастанием миделя и соответственно - лобового сопротивления. Мидель типичного большого реактивного двига­теля, включая и гондолу, составляет около 2,7 м 2 , что значительно превышает мидель рассмотренного выше поршневого двигателя. Однако при этом реактивный двигатель способен создавать го­раздо большую тягу - на 1 м 2 его фронтальной площади при­ходится тяга 3,5 тс (344 кН). Реактивный двигатель показывает себя с еще более выгодной стороны, если проводить сравнение с учетом используемых в настоящее время высот и скоростей, при которых комбинация «ПД - воздушный винт» теряет свою эффективность.

Однако турбовентиляторный двигатель имеет больший мидель, чем простой реактивный двигатель стой же тягой, и по мере уве­личения степени двухконтурности для него все большее значение начинает приобретать специальная аэродинамическая профили­ровка обводов мотогондолы для снижения ее лобового сопро­тивления.

5. Малый расход топлива. С необходимостью повышения мощности двигателя тесно связаны и поиски способов уменьшения расхода топлива. Если говорить об удельных расхо­дах топлива реактивного двигателя и ПД в условиях крейсер­ского полета, то отношение расходов, составлявшее в недалеком прошлом 2: 1, в настоящее время все более уменьшается. Сравни­вая оба двигателя по величине удельного расхода топлива, надо иметь в виду и то, что реактивный двигатель обеспечивает боль­шую пассажировместимость самолета, позволяет ему достигнуть высоких эксплуатационных скоростей и имеет более низкую стои­мость потребляемого топлива (керосин вместо бензина). Все это вместе взятое и ряд других факторов говорит в пользу самолета с реактивным двигателем, который в целом оказывается более экономичным, чем самолет с ПД.

Известно, что истинную воздушную скорость можно значи­тельно увеличить, если совершать полет на наибольших высотах, Доступных реактивному самолету. А расход топлива пропорцио­нален тяге, равной лобовому сопротивлению самолета, которое, в свою очередь, пропорционально приборной скорости полета. Таким образом, при постоянной приборной скорости истинную скорость можно увеличить путем набора большей высоты, где плотность воздуха, а следовательно, и лобовое сопротивление самолета становятся меньше. Соответственно и часовой расход топлива для данного расстояния будет меньшим. Это самый важный и единственный фактор, который может контролироваться пилотом.

Расход топлива не является показательным, если его рассма­тривать отдельно от других действующих факторов. Нужно сов-

5 Д. Дэвис 65

Мещать экономию топлива с типичным крейсерским режимом полета, который для реактивного самолета предусматривает высокую скорость полета на большой высоте. При своих «скром­ных» скоростных и высотных характеристиках ПД неплохо спра­вился с задачей экономии топлива за пятьдесят лет своего разви­тия. Однако цели изменились. Теперь необходимо летать высоко и быстро, а ПД уже не способен обеспечивать мощность, потреб­ную для полета на большой скорости и высоте.

6. Общий к. п. д. авиационного двигателя. Это есть произведение термического и тягового к. п. д. Термиче­ский к. п. д. как ПД, так и газотурбинного двигателя можно по­высить увеличением степени повышения давления. Степень по­вышения давления у ПД ограничена устойчивостью процесса горения (например, детонацией), но в газотурбинном двигателе предел еще не достигнут.

Тяговый к. п. д. (или к. п. д. движителя) зависит от к. п. д. Фруда (созданная тяговая мощность, деленная на кинетическую энергию, сообщенную массе воздуха) и потерь, связанных с прев­ращением (в турбине, вентиляторе, винтах) энергии газа в ско­рость реактивной или завинтовой струи. К. п. д. Фруда опре­деляется по формуле

Где V - скорость самолета;

U - скорость истечения реактивной или завинтовой струи

Относительно самолета.

Этот к. п. д. низок, когда U значительно больше V , и подни­мается до 100%, когда две скорости равны, т. е. когда нет уско­рения и, следовательно, нет тяги. На рис. 3.2 дается сравнение к. п. д. движителей для различных двигателей. Винтовой движи­тель, придающий относительно малое ускорение значительной массе воздуха, имеет высокий к. п. д. Фруда, но его эффективность из-за большой окружности скорости лопастей воздушного винта и эффекта сжимаемости воздуха, обтекающего лопасти, начинает падать уже на довольно малых значениях чисел М прямолиней­ного горизонтального полета, т. е. задолго до появления пер­вых признаков сжимаемости воздуха при обтекании других элементов конструкции совре­менного самолета.

Рис. 3.2. Сравнение к. п. д. различ­ных движителей:

66

/ - воздушный винт; 2 - турбовентиля­торный реактивный двигатель; 3 - про­стой реактивный двигатель

Простой реактивный двигатель, способный придавать большое ускорение относительно небольшой массе проходящего через него воздуха, становится сравнительно экономичным только при очень больших скоростях прямолинейного горизонтального полета. В диапазоне чисел М = 0,8-^0,9 он лишь умеренно экономичен, а при увеличении скорости истечения реактивной струи, или, что то же самое, при увеличении температуры газов на входе в турбину его экономичность еще более уменьшается. В этих условиях гораздо более эффективными, имеющими повышенные значения к. п. д. Фруда и лучшую экономичность, являются тур­бовентиляторные и двухконтурные реактивные двигатели, которые при одинаковой с простыми реактивными двигателями тяге, имеют меньшие скорости истечения реактивной струи, но больший массовый расход воздуха.

В конечном счете из рис. 3.2 становится ясно, что для обеспе­чения больших скоростей полета, характерных для современных транспортных самолетов, обычный ПД совершенно непригоден и должен уступить место реактивным двигателям, причем при полетах на дозвуковых скоростях предпочтение следует от­дать турбовентиляторным и двухконтурным реактивным двига­телям.

И, наконец, сравнение по механическому к. п. д. также гово­рит в пользу газотурбинного двигателя - в нем все основные движущиеся части непрерывно вращаются; при этом механиче­ский к. п. д. приближается к 100%. В ПД механические потери сравнительно высоки из-за значительного веса элементов кон­струкции двигателя, совершающих возвратно-поступательное дви­жение.

7. Эффективность охлаждения. Лобовое аэро­динамическое сопротивление ПД зависит и от выбранного типа охлаждения его цилиндров. При воздушном охлаждении ПД со звездообразным расположением цилиндров последние непосред­ственно обдуваются набегающим воздушным потоком, уносящим их тепло, а при жидкостном охлаждении, чаще всего используе­мом в двигателе с рядным расположением цилиндров, необходим радиатор, также обдуваемый воздушным потоком. Лобовое со­противление системы охлаждения особенно увеличивается в ре­жиме работы двигателя на большой мощности, когда возникает необходимость в полном открытии створок для выпуска охлаждаю­щего воздуха. Все это требует весьма тщательного проектирования капота ПД или обтекателя радиатора, иначе часть мощности двигателя будет затрачиваться на преодоление его излишнего аэродинамического сопротивления.

В газотурбинном двигателе потери на охлаждение возникают лишь в том случае, когда для этой цели от компрессора двигателя отбирается часть воздуха, используемого в процессе сгорания и расширения. Такой отбор воздуха, безусловно, отражается на эффективности рабочего цикла двигателя.

8. Надежность. Самолету необходима такая силовая установка, которая могла бы непрерывно обеспечивать высокую мощность. В ПД из-за ограничений, обусловленных свойствами материала выхлопных клапанов и высокими внутренними напря­жениями, максимальную крейсерскую мощность ограничивают примерно до 50% максимальной располагаемой мощности, что обеспечивает приемлемый срок службы двигателя. Мощность реактивного двигателя ограничивается подобным же образом свойствами материала лопаток турбины, однако у этого двига­теля типичная максимальная крейсерская мощность составляет 75% максимальной располагаемой мощности.

Реактивный двигатель является, как правило, более простым и гораздо более надежным. Отсутствие механизма для изменения шага воздушного винта и редуктора, работающих в условиях высоких напряжений, дает газотурбинному двигателю дополни­тельные преимущества. У некоторых реактивных двигателей установленный срок службы до капитального ремонта более чем в два раза превысил срок службы самых лучших ПД.

На срок службы реактивного двигателя наиболее сильное влия­ние оказывает величина температуры газов в турбине. Ее макси­мально допустимое значение является критическим пределом, и если этот предел превышается сильно, например при запуске двигателя, то последний, несомненно, выйдет из строя. Если же этот предел превышается незначительно, но само превышение сох­раняется в течение длительного времени (например, в крейсер­ском полете), то срок службы двигателя сократится.

В заключение подчеркнем еще раз: ПД и воздушный винт превратились в препятствие на пути увеличения размеров и экс­плуатационных скоростей современных транспортных самолетов. Только газотурбинный двигатель может удовлетворить всем тре­бованиям в отношении критических параметров, рассмотренных выше.

РАЗВИТИЕ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Не вдаваясь глубоко в детали данной темы, полезно ознакомиться со схемами различных типов двигателей, пред­ставленными на рис. 3.3-3.9, и попытаться охарактеризовать причины, обусловившие их появление. Это нелегкая задача, поскольку наряду с техническим уровнем проектирования дви­гателей и самолетов в каждый данный момент на развитие газо­турбинных двигателей оказывали влияние различные экономи­ческие и политические факторы.

Реактивные двигатели в своем развитии видоизменялись много раз, начиная от простого двигателя с центробежным компрессором и кончая большими турбовентиляторными двигателями, пред­назначенными для самолетов-гигантов.

Двигатель с центробежным компрессором

Rit-«

Центробежные компрессоры вначале использовались в нагне­тателях ПД, и полученный при этом опыт способствовал их ус­пешному применению в газотурбинном двигателе, обеспечив его быстрое появление и внедрение в эксплуатацию, высокую надеж­ность и соответствие требуемым характеристикам.

Двигатель с осевым компрессором

В процессе развития двигателей центробежный компрессор был заменен осевым компрессором в связи с необходимостью повышения экономичности и получения минимального миделя двигателя. Для обеспечения надлежащей экономичности тре­буются более высокие степени повышения давления и увеличен­ные к. п. д. Осевой компрессор наиболее успешно справляется с этой задачей (его конструкция позволяет осуществлять про­дольное размещение нескольких ступеней компрессора без уве­личения миделя), но значительное улучшение характеристик такого двигателя стало возможным в результате тщательных газо-и аэродинамических исследований.

Двухвальный (или двухкаскадный) двигатель

Рис. 3.5. Двухвальный (двухкас­кадный) двигатель

С увеличением степени повышения давления появилась тен­денция к замене одновального двигателя двухвальным (с разде­лением компрессора на два каскада), ибо такое решение позволяло значительно расширить рабочий диапазон работы двигателя с высокой степенью повышения давления в компрессоре без приме­нения системы|управления лопатками компрессора, т. е. не при­бегая несложному автоматическому^изменению угла установки лопаток в зависимости от режима работы двигателя.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Двухконтурный турбореактивный двигатель был разработа!
с учетом использования более высоких температур в турбине для
получения большей тяги без соответствующего увеличения ско­
рости истечения реактивной струи и уменьшения тягового к. п. д.
двигателя, ведущих к увеличению удельного расхода топлива.
Отличительным признаком такого двигателя является наличие
дополнительного воздушного контура, по которому часть заса-:
сываемого воздуха после сжатия в компрессоре подается в обход
камер сгорания и турбины непосредственно на выхлоп, увеличи­
вая массу и снижая скорость истечения реактивной струи. Термин
«двухконтурный» обычно условно относится к схемам двигателей,
в которых предусматривается смешение горячего и холодного
потоков газов. Без этой особенности нет существенной разницы
между двухконтурным и турбовентиляторным (с передним рас­
положением вентилятора) двигателями, которые рассматриваются"
ниже. ■

Турбовентиляторный двигатель

Турбовентиляторный двигатель, созданный на основе дальней­шего развития принципа двухконтурности без смешения горячего и холодного потоков газов, можно рассматривать как промежу­точную ступень между турбореактивным и турбовинтовым двига­телем. Но в отличие от последнего он не подвержен влиянию сжимаемости воздуха благодаря специальной профилировке ка-

Нала и значительно меньшему диаметру вентилятора. Турбовен­тиляторный двигатель имеет увеличенную по сравнению с двух­контурным турбореактивным двигателем степень двухконтур­ности, т. е. отношение расхода воздуха через вентилятор к рас­ходу воздуха через газогенераторную часть двигателя, в резуль­тате чего еще больше возрастают преимущества, обеспечиваемые двухконтурным двигателем. При большой степени двухконтур­ности двигателя аэродинамическая форма мотогондолы оказывает повышенное влияние на располагаемую тягу, и могут понадобиться специальные меры для того, чтобы совместить противоречивые требования, относящиеся к крейсерскому и взлетному режимам работы этого двигателя.

Новые тенденции

Как уже было сказано выше, на ход разработки нового двига­теля существенное влияние оказывает ряд факторов: существую­щий уровень развития техники, политика, экономика. Однако цели разработки остаются в основном те же, а именно: уменьшение удельного расхода топлива, уменьшение удельного веса двига­теля, повышение надежности, усовершенствование системы управ­ления, снижение уровня шума.

Для обеспечения малых удельных весов и расходов топлива потребовались более высокие к. п. д. соответствующих узлов (например, к. п. д. компрессора), а также увеличение степеней повышения давления, двухконтурности и температуры газа в тур­бине.

Что касается проблем управляемости, то надо сказать, что хорошо спроектированный двигатель не должен вызывать труд­ностей при управлении им, по какой бы конструктивной схеме он не был выполнен.

С развитием двухконтурных и турбовентиляторных двигателей от современных со степенями двухконтурности 1:1 и 2: 1 до проектируемых со степенями двухконтурности 8:1, 12: 1 и выше потребуются другие компоновочные схемы. Уже предложен например, трехвальный турбовентиляторный двигатель с трехкас-кадным компрессором. Большая гибкость в управлении и возмож­ность изменения скорости вентилятора для снижения уровня шума в режимах захода на посадку и посадки - таковы основные пре­имущества, обеспечиваемые двигателями данного типа.

Имеются и другие направления развития двигателей с многокас­кадными компрессорами, которые также представляют интерес и могут быть весьма полезными в определенных случаях. Такие Двигатели могут быть более «гибкими» в работе на различных режимах благодаря лучшей аэродинамической «подгонке» при неполной нагрузке и меньшей инерции вращающихся элементов. Двигатели с многокаскадными компрессорами легче запустить, поскольку стартером нужно повернуть лишь один каскад.

ЗАВИСИМОСТЬ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЯ ОТ ПОЛОЖЕНИЯ РЫЧАГА ГАЗА

Тяга ПД пропорциональна числу оборотов, давлению наддува и углу установки лопастей воздушного винта. Из этих величин самой важной является величина давления наддува. При постоянных оборотах можно путем изменения давления над­дува и угла установки лопастей воздушного винта обеспечить более значительное изменение тяги, чем то, которого можно до­стичь при постоянном давлении наддува путем изменения числа оборотов. Поскольку число оборотов в минуту выбирается в соот­ветствии с давлением наддува, можно в грубом приближении счи­тать, что тяга ПД пропорциональна положению дросселя (рычага управления оборотами). Это значит, что при постоянных оборо­тах, характерных, например, для режима захода на посадку, тяга ПД пропорциональна положению рычага управления дви­гателем на пульте кабины экипажа.

У реактивного двигателя тяга пропорциональна числу обо­ротов (массовому расходу воздуха) и температуре (коэффициенту избытка воздуха). Эти параметры взаимосвязаны - их изменение зависит от к. п. д. компрессора при изменении числа оборотов. Весь рабочий цикл и газодинамический тракт двигателя рассчи­таны на наибольшую отдачу при больших оборотах, в режиме кото­рых двигатель должен работать наибольшую часть времени. С дальнейшим увеличением чис­ла оборотов увеличивается мас­совый расход воздуха, возра­стает температура газов в тур­бине, увеличивается к. п. д. и в результате создается значи­тельно большая тяга. Наиболь­шая тяга может быть получена на предельно допустимых обо­ротах, например на взлетном режиме работы двигателя.

На рис. 3.10 показаны по­ложения рычага газа для со­ответствующих величин тяги - от «Полного вперед» до «Пол­ного назад», как для ПД, так

Рис. 3.10. Зависимость между поло­ жением рычага газа и тягой для реак­тивного двигателя (а) и ПД (б):

72

/ - «Полный вперед»; 2 - режим малого газа в полете; 3 - реверсивная тяга в ре­жиме малого газа; 4 - максимальная реверсивная тяга

И для реактивного двигателя. Эти схемы не соответствуют каким-то конкретным двигателям, и представленные характеристики на­меренно увеличены для того, чтобы подчеркнуть их разницу. Для обеспечения надлежащих характеристик при управлении двигателем важно учесть следующее:

1. 
   У ПД тяга более или менее пропорциональна положению
   рычага газа (на графике прямая линия), тогда как тяга реактив­
   ного двигателя не пропорциональна положению рычага газа (на
   графике линия круто загибается при больших оборотах). Для ПД
   изменение положения рычага газа на 25 мм соответствует изме­
   нению мощности, скажем, на 700 л. с, независимо от местополо­
   жения рычага в зоне большой или малой мощности. Для реактив­
   ного двигателя смещение рычага газа на 25 мм при малых оборо­
   тах соответствует изменению тяги лишь на 0,45 тс (4,4 кН), а при
   больших оборотах будет соответствовать изменению тяги на 4,5 тс
   (44 кН). Вот.почему на самолете с реактивным двигателем для
   получения большого приращения тяги при положении рычага
   газа в зоне малой тяги необходимо рычаг значительно подвинуть
   вперед. Это, однако, не означает, что следует все время резко
   оперировать рычагами - например, в случае, если они уста­
   новлены на тягу, типичную для стадии захода на посадку, для ее
   изменения потребуются лишь незначительные перемещения ры­
   чагов.
2. 
   При закрытом дросселе (рычаг газа находится в положе­
   нии «Полный назад») воздушный винт ПД создает аэродинамиче­
   ское сопротивление - обратите внимание на положение линии
   тяги этого двигателя ниже нулевой отметки в режиме малого
   газа. У реактивного двигателя все же сохраняется какая-то тяга,
   когда положение рычага соответствует режиму малого газа.
   Эта тяга в прямолинейном горизонтальном полете составляет
   около 0,45 тс (4,4 кН). Она создает эффект «свободного хода»
   и является одной из причин применения на современных самолетах
   реверса тяги двигателя и воздушных тормозов. Остаточная тяга
   и незначительное аэродинамическое сопротивление самолета с трех­
   колесным шасси ведут к чрезвычайно медленному снижению ско­
   рости при пробеге после посадки. В случае полного отказа тор­
   мозов (невозможного, конечно, у хорошо спроектированного
   самолета, но эквивалентного условиям их работы на обледенев­
   шей поверхности ВПП) самолет будет просто безостановочно
   двигаться вперед. Работа реактивного двигателя на малом газе
   имеет, впрочем, одно неожиданное преимущество - отсутствие
   возмущенного потока от авторотирующего воздушного винта.
   Этот поток часто снижает эффективность руля высоты и, например,
   в случае посадки со смещенным вперед ц. т. при закрытых дрос­
   селях в зоне входной кромки ВПП не дает возможности осуще­
   ствить выравнивание самолета, что может привести к грубой
   посадке. На реактивном самолете таких неблагоприятных явле­
   ний в отношении руля высоты не происходит: у него эффективность

73

Руля высоты остается неизменной, независимо от того, работают двигатели или нет.

3. У ПД разница между тягой в прямолинейном горизонталь­ном полете и реверсивной тягой на режиме малого газа очень велика (обратите внимание на крутизну линии графика). Когда лопасти воздушного винта установлены в положение обратной тяги (включен реверс), то уже на малых оборотах ПД создается около 60% максимально возможного лобового сопротивления. Остальное достигается при полном реверсировании на полной мощности двигателя. Вот почему опасно реверсировать тягу ПД прежде, чем самолет совершит уверенную посадку; это связано не только с резким ростом лобового сопротивления, но и с потерей подъемной силы на большей части крыла, а также со значитель­ным уменьшением эффективности руля высоты. У реактивного двигателя разница между прямой и реверсивной тягой в режиме малого газа очень мала. При эффективности реверса тяги 50% чистое изменение тяги будет находиться в диапазоне от 0,45 тс (4,4 кН) в прямолинейном горизонтальном полете до 0,22 тс (2,2 кН) при реверсировании. Следовательно, при чистой конфи­гурации самолета реверсирование тяги реактивного двигателя в полете вполне безопасно. Этот довод свидетельствует также и о том, что при посадке (режим малого газа) не следует задержи­ваться с включением реверса дольше, чем это необходимо. Реак­тивный самолет обладает очень малым лобовым сопротивлением и, чтобы получить полную отдачу от реверса, нужно как можно ско­рее отклонить рычаг управления двигателем до полной реверсив­ной тяги, особенно если иметь в виду то, что реверсивная тяга гораздо более эффективна на больших скоростях движения са­молета.

Вообще говоря, пилоту может показаться довольно странным, что допускается такое длительное рассогласование между поло­жением рычага управления и тягой газотурбинного двигателя. Системы управления, находящиеся в настоящее время в стадии разработки, можно спроектировать таким образом, чтобы они могли обеспечить любое соотношение между положением рычага управления двигателем и получаемой тягой. Такие системы могут управляться, например, с помощью электрических средств, что весьма облегчает решение этой задачи. Однако на современных газотурбинных двигателях то же самое можно сделать путем при­менения довольно простого передаточного механизма, который изменил бы существующую зависимость между положением ры­чага управления и открытием топливного крана в соответствии с величиной получаемой при этом тяги.

ПРИЕМИСТОСТЬ

Способность воздушного винта ПД сохранять постоян­ную скорость вращения позволяет поддерживать у двигателя такие обороты, которые являются компромиссными между мощностью

На режиме при заходе на посадку и мощностью на режиме ухода на второй круг; при этом мощность меняется путем изменения давления наддува. Чтобы быстро увеличить мощность, увеличи­вают давление наддува и изменением шага винта быстро создают потребную тягу. «Быстро» в данном случае означает примерно 3-4 секунды, что обусловлено тенденцией воздушного винта к моментальному превышению скорости (раскрутке), и это не может удовлетворить пилота, как бы одобрительно он ни отно­сился к любым механическим приспособлениям. Между прочим, тягу ПД можно уменьшить так же быстро (и до такой степени, что будет даже создаваться лобовое сопротивление), потому что регулятор постоянного числа оборотов больше не сможет умень­шать угол установки лопастей воздушного винта.

Уже объяснялось, что самый высокий к. п. д. реактивного дви­гателя имеет место на больших оборотах, когда компрессор рабо­тает на режимах, близких к оптимальным. На малых оборотах рабочий цикл двигателя обычно неэффективен. Если неожиданно потребуется увеличить тягу при работе двигателя на оборотах, эквивалентных обычным оборотам при заходе на посадку, то дви­гатель среагирует немедленно, и полная тяга может быть достиг­нута примерно через 2 секунды. Однако при работе двигателя на более низких оборотах внезапный переход на максимальную тягу может привести к переполнению двигателя топливом и выз­вать его перегрев или помпаж. Для предотвращения подобных явлений в регуляторе подачи топлива установлены различные ограничители числа оборотов двигателя, функционирующие до тех пор, пока последний не наберет таких оборотов, на которых он может реагировать на быстрый разгон без всяких осложнений. Этот критический предел оборотов особенно заметен, когда осу­ществляется резкое увеличение числа оборотов при выходе из режима малого газа. Сначала разгон идет очень медленно, но затем резко возрастает, когда число оборотов превысит эту важ­ную критическую величину. На переход с малой тяги на полную при типичной скорости захода на посадку требуется в среднем около 6 секунд. Некоторые типы двигателей справляются с этим лучше других, но и среди отдельных двигателей одного и того же типа имеется расхождение по времени. Иногда двигателю тре­буется для этого целых 8 секунд, что не превышает, однако, допу­стимых пределов.

Обратите внимание, что точка перегиба кривой, определяющей зависимость времени, потребного для достижения полной тяги, °т числа оборотов, соответствует примерно 78% максимальных оборотов (рис. 3.11). Двигатель «с трудом» набирает тягу до этой точки, но затем реагирует очень быстро. Обратите внимание также и на ограничитель, который вступает в действие как раз перед тем, Как создаются максимальные обороты (в зависимости от того, Какой параметр ограничивается в данный момент). Это небольшое 3ат РУДнение не представляет особого интереса с точки зрения

Рис. 3.11. Зависимость времени, потребного для достижения полной тяги, от числа оборотов двигателя

Летных характеристик потому, что дви­гатель уже располагает достаточной тягой, чтобы удовлетворить требова-100% ниям обеспечения набора высоты после од/мин неудачного захода на посадку в соот­ветствии с нормами летной годности.

Время приемистости играет очень важную роль для стадий захода на посадку, посадки и ухода на второй круг. Хотя не­большие изменения тяги можно осуществлять достаточно быстро, например, чтобы подкорректировать последнюю прямую захода на посадку, тем не менее всегда нужно помнить о том, каковы в это время обороты двигателя. Если обороты малы, скажем, после быстрого подъема над нижним концом глиссады (что ведет к уходу на второй круг), то может потребоваться до 8 секунд, чтобы до­стигнуть полной тяги. Следует подчеркнуть, что в первые 5 секунд после передвижения рычага газа происходит очень небольшое увеличение тяги. В условиях нормального полета эта задержка может быть терпимой, но в аварийной обстановке, когда большую тягу нужно получить мгновенно, такая задержка может оказаться роковой. На реактивном самолете внезапная потребность в быстром увеличении тяги может возникнуть по многим причинам (ниже они будут рассмотрены подробно). Поэтому, до тех пор пока необ-ходимость в быстром и значительном увеличении тяги полностью не отпала, не следует допускать снижения оборотов двигателя ниже той величины, с которой возможен быстрый разгон. Эта величина у разных двигателей различна, но в большинстве слу­чаев она лежит в пределах максимального числа оборотов при заходе на посадку минус 5%, т. е. равна 70-80% максимального числа оборотов.

ОТСУТСТВИЕ ЗАВИНТОВОЙ СТРУИ

Воздушный винт создает тягу путем ускорения большой массы воздуха, отбрасываемой назад и обтекающей сравнительно большую часть площади крыла. Подъемная сила крыла с уста­новленными на нем винтовыми двигателями создается всей по­верхностью крыла: как той ее частью, которая обтекается завин-товой спутной струей, так и той, которую завинтовая струя не обтекает. Поэтому, изменяя скорость спутной струи, можно изме­нять полную подъемную силу, действующую на крыло при по­стоянной скорости полета. В прошлом учет этого простого факта позволил предотвратить несколько потенциальных катастроф.

Опасность заходов на посадку на слишком малой высоте и ско­рости во многих случаях была устранена путем резкого увели­чения мощности двигателя. Помимо увеличения подъемной силы при постоянной воздушной скорости, скорость сваливания также снижается в случае обдува крыла струей от воздушных винтов. При мощности, типичной для режима захода на посадку, обыч­ную скорость сваливания порядка 166 км/ч можно уменьшить при неработающих двигателях примерно на 18 км/ч, а при пол­ной тяге двигателей - даже еще больше.

Реактивный двигатель также создает тягу путем ускорения большой массы воздуха, но этот воздух, как правило, не обтекает крылья. Поэтому на постоянной воздушной скорости нет никакого приращения подъемной силы при увеличенной тяге и тем более не происходит значительного уменьшения скорости сваливания при работе всех двигателей. Практически существует лишь не­большое уменьшение скорости сваливания в пределах 3,7 - 5,5 км/ч, вызванное:

А) влиянием реактивной струи двигателя на обтекание крыла и

Б) появлением вертикальной составляющей тяги на больших
положительных углах тангажа, эффективно снижающей вес
самолета.

Итак, поскольку на реактивном самолете отсутствуют воздуш­ные винты, пилот может попасть в затруднительное положение по двум причинам:

А) невозможно мгновенно увеличить подъемную силу только
путем увеличения тяги двигателей;

Б) невозможно снизить скорость сваливания простым увели­
чением тяги двигателей. При этом теряется скрытый запас, равный
примерно 18 км/ч (разница между скоростями сваливания при не­
работающих и работающих двигателях для винтового само­
лета).

Добавим еще сюда недостаточную приемистость реактивного двигателя, о чем уже говорилось выше, - и перед нами три при­чины, которые усложняют пилотирование реактивного самолета по сравнению с самолетом, оснащенным винтовыми двигателями. Все эти три причины обусловлены именно наличием на самолете реактивных двигателей и отсутствием воздушных винтов. Ниже сюда будут добавлены еще три фактора, связанные с конструк­цией планера самолета.

По этим причинам имеется заметная разница - мы затраги­ваем наиболее важную область - между методикой захода на посадку самолета с ПД и реактивного самолета. В первом случае допустимы некоторые ошибки: скорость не является слишком критическим параметром, и увеличение мощности двигателя может предотвратить увеличение скорости снижения. Во втором случае почти нельзя допускать ошибок; если увеличение скорости сни­жения все же произойдет, то нужно помнить о двух следующих моментах в их должной последовательности: во-первых, увеличе-

Ние подъемной силы возможно только путем ускорения набегаю­щего воздушного потока, обтекающего крыло (что будет освещено в одном из последующих подразделов), а этого можно добиться лишь посредством разгона самого самолета; во-вторых, разгон самолета без потери высоты можно осуществить только быстрым увеличением тяги двигателей, которые, как известно, обладают недостаточной приемистостью на малых оборотах.

Предотвращение увеличения скорости снижения при заходе на посадку может оказаться очень трудным маневром, о чем будет. сказано подробнее при рассмотрении основных вопросов, касаю­щихся самолета. А пока следует довольствоваться теми знаниями о двигателе, которые у нас имеются, и не забывать о трех упомя­нутых выше факторах. Для того чтобы не попасть в затрудни­тельную ситуацию, следует все время и особенно при заходе на посадку выдерживать скорость захода на посадку, поддерживать повышенные обороты двигателя и принимать соответствующие меры сразу же, как только любой из этих основных параметров начнет приближаться к своему пределу. Нужно не только пред­ставлять себе заданную траекторию полета, но и предвидеть пути ее корректирования с помощью средств, имеющихся в вашем распоряжении. Конечно, нужно иметь полное представление о воз­можностях этих средств и их особенностях.

ОТСУТСТВИЕ СОПРОТИВЛЕНИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА

Когда на самолете с ПД двигатели задросселированы до малого газа, воздушный винт создает лобовое сопротивление, т. е. отрицательную тягу. Нулевой тяге на скорости захода на посадку соответствовало бы примерно 1800 об/мин и дав­ление наддува 305 мм. Величина сопротивления, создавае­мого авторотирующим воздушным винтом, зависит также от ско­рости вращения и угла установки его лопастей. Если воздушный винт зафиксирован в положении малого шага, то чем выше будут обороты, тем больше будет сопротивление. Эта способность воздуш­ного винта создавать сопротивление полезна, потому что бывает необходимо не только быстро увеличить скорость при некоторых условиях полета, но и в равной степени быстро ее снизить.

Реактивный двигатель, наоборот, при задросселировании до малого газа все еще создает в прямолинейном горизонтальном полете тягу - примерно до 0,45 тс (4,4 кН), если его номинальная тяга составляет 9 тс (88 кН). Как и в других случаях, это имеет свои преимущества и недостатки. Основное преимущество состоит в том, что пилот может больше не опасаться лобового сопротивле­ния, создаваемого вышедшим из строя простым или реверсивным воздушным винтом (реверсивный винт в полете можно приравнять к сплошному диску, который при диаметре 4,3 м создает лобовое сопротивление 1,8 тс (17,6 кН). А основным недостатком является

Эффект «свободного хода», который оказывает заметное влияние на характеристики самолета. Хотя это явление можно иногда использовать как преимущество (например, при продолжитель­ном снижении), оно является препятствием, когда необходимо быстро снизить скорость, например при входе в зону аэропорта или при выравнивании перед посадкой.

Этот основной недостаток возмещается путем использования других средств создания лобового сопротивления. Почти на всех самолетах применяются воздушные тормоза, причем в этом каче­стве довольно часто используются и главные ноги шасси и сравни­тельно редко - пока только на двух типах самолетов - реверс тяги в полете. Хотя эти средства и установлены для того, чтобы ими пользоваться, применять их нужно с осторожностью. С не­большим упреждением траекторией полета самолета вполне можно управлять так, чтобы уменьшить необходимость их использования до минимума. Применение этих средств почти всегда создает шум или тряску, и более осторожный пилот станет пользоваться ими только в случае действительной необходимости. Эффект свободного, или, как его иногда называют, холостого хода, заключающийся в сохранении значительной положительной тяги на режиме малого газа, осложняет проблему инерции для большого скоростного самолета с убранными шасси и закрылками. Если ранее упоми­налось, что из-за плохой приемистости двигателя никогда не следует необдуманно задерживать перемещение рычагов газа, а теперь акцентируется внимание на эффекте свободного хода на режиме малого газа, то читателю можно простить, если он поду­мает, что контролирование траектории полета реактивного само­лета является (в отношении управления скоростью) весьма слож­ным делом. В действительности это не так уж трудно и описанное является типичным примером того, как прием, который в полете можно продемонстрировать за несколько минут, требует гораздо больше времени для изложения на бумаге.

Самолет с ПД более или менее «привязан» к своей траектории полета в продольной плоскости вследствие действия воздушного винта, подобно тому, как вагон фуникулера «привязан» к своему пути посредством зубчатой рейки и шестерен. Изменение мощно­сти двигателей самолета с ПД ускоряет или замедляет его полет заранее известным образом. У реактивного самолета нет такой «привязанности» ни к чему, и его движение в продольной пло­скости должно корректироваться путем точного контролирова­ния задержки реакции самолета на уменьшение или увеличение тяги и оценки тяги, сохраняющейся на режиме малого газа.

При выдерживании скорости во время захода на посадку не следует ждать появления прямого указания на необходимость повышения тяги. Рычаги газа должны быть мгновенно сдвинуты при появлении первого намека на снижение скорости. Подобным же образом, если при быстрой потере скорости требуется сравни­тельно большое увеличение тяги, не следует создавать большую

тягу на слишком продолжительное время, иначе самолет снова быстро наберет большую скорость. Быстро уменьшите тягу и вы увидите, что скорость хорошо стабилизировалась.

ВЫСОКИЙ РАСХОД ТОПЛИВА НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ ПОЛЕТА

Уже указывалось, что часовой расход топлива изменяется. в соответствии с приборной скоростью, следовательно, чем больше разница между приборной скоростью и истинной воздушной ско­ростью, тем большее расстояние, отнесенное к килограмму топлива, сможет пролететь самолет. Этим в основном и объясняется наз­вание данного подраздела. Остановимся на этом вопросе несколько подробнее. Продолжительность и дальность полета будут рассма­триваться отдельно.

Продолжительность полета

В том случае, если нужно продержаться в воздухе как можно дольше при данном количестве топлива, необходим минимальный часовой расход топлива. Поскольку для реактивного двигателя часовой расход топлива приблизительно пропорционален тяге, для его минимального значения необходимо наличие минималь­ной тяги и минимального лобового сопротивления.

Йа рис. 3.12 показан классический график зависимости пол­ного лобового сопротивления от приборной скорости, из которого следует, что оптимальной скоростью, обеспечивающей наиболь­шую продолжительность полета, очевидно является та скорость, при которой создается наименьшее лобовое сопротивление. Вообще говоря, эта скорость остается постоянной при изменении высоты, но в действительности: а) ее обычно несколько увеличивают, чтобы улучшить характеристики пилотирования и избежать небольших снижений скорости, вызывающих отклонение кривой лобового сопротивления в нежелательную сторону и б) на больших высотах ее слегка уменьшают во избежание чрезвычайно большого лобо­вого сопротивления, возникающего из-за влияния числа М. Расход топлива остается более или менее постоянным с изменением высоты, потому что лобовое сопротивление и тяга постоянны.

В действительности, опять-таки на большой высоте, расход топлива не­сколько уменьшается благодаря повы­шению к. п. д. двигателя, обусловлен­ному более высоким значением истинной

Рис. 3.12. К определению оптимальных скоро­стей при полете на максимальную продолжи­тельность и дальность:

/ - оптимальная скорость при полете на макси­мальную продолжительность; 2 - оптимальная ско­рость при полете на максимальную дальность

Воздушной скорости, а также благодаря и более высоким оборотам, которые требуются для поддержания потребной тяги (что свя­зано в основном с работой реактивного двигателя без «наддува» и падением его тяги при любом заданном режиме с высотой) и почти соответствуют режиму работы с наименьшим удельным расходом топлива. Этот режим с наименьшим удельным расходом топлива определяется внутренней газодинамикой двигателя и отражает стремление оптимизировать конструкцию двигателя для получения наименьшего удельного расхода топлива в условиях, в которых он будет работать большую часть своего срока службы, т. е. в условиях большой высоты и скорости полета при сравни­тельно большой тяге.

Итак, не пренебрегая другими соображениями эксплуатации, пилот должен помнить о том, что если требуется продержаться в воздухе максимальное время на оставшемся количестве топлива (например, при продолжительном ожидании посадки), то следует совершать полет на возможно большей допустимой высоте. Однако, если пилот вынужден снизиться на несколько меньшие высоты, то нет особых причин для беспокойства, потому что расход топ­лива увеличится незначительно.

Дальность

Максимальная дальность полета при заданном количестве топлива достигается из условия обеспечения минимального кило­метрового расхода топлива. На рис. 3.12 прямая, проведенная из начала координат, касается кривой, показывающей основную зависимость лобового сопротивления от приборной скорости, в точке, которая определяет наивысшую приборную скорость при наименьших лобовом сопротивлении или тяге, а следова­тельно, и минимальный километровый расход топлива. Обратите внимание на то, что эта скорость несколько выше скорости, обес­печивающей максимальную продолжительность полета.

Теоретически приборная скорость постоянна на всех высотах, но практически: а) она незначительно увеличивается на малых высотах, что достигается доведением числа оборотов двигателя до такой величины, при которой повышение лобового сопротивле­ния в значительной степени окупается наименьшим удельным расходом топлива и б) она несколько уменьшается на больших высотах во избежание возникновения повышенного лобового сопротивления при больших числах М. Теперь становится оче­видным, что чем больше высота, тем больше налет в километрах на килограмм расходуемого топлива. Действительно, приборная скорость, лобовое сопротивление и расход топлива остаются более или менее постоянными, в то время как истинная воздушная ско­рость, а следовательно, и пройденное расстояние увеличиваются. Это обстоятельство следует рассматривать.как наиболее важное. Например, типичный реактивный транспортный самолет при одном

6 Д. Дэвис 81

И том же количестве топлива имеет на высоте 12 000 м примерно на 65% большую дальность, чем на уровне моря.

Итак, правило для полета на наибольшую дальность таково: чем выше, тем лучше. Конечно, насколько именно выше, зависит от многих других факторов. Два наиболее важных из них - это наличие ветра на различных высотах и длина горизонтального участка полета. Нет нужды объяснять роль, которую играют два этих фактора.

Конечно, при современных методах управления воздушным движением, когда специальные службы тщательно планируют jj полеты реактивных транспортных самолетов с учетом плотности движения на различных эшелонах, не часто случается, чтобы пи­лоту приходилось самому заботиться об обеспечении надлежащей дальности и продолжительности полета. Но когда необходимость в этом возникает, пилот должен помнить, что он не ошибется, если продержится на большой высоте как можно дольше. Это применимо до тех пор, пока не произойдут заметные изменения! ветра на высоте полета. Полет на слишком малой высоте дорого обходится в отношении расхода топлива и пройденного расстоя­ния. Расход топлива у большого транспортного самолета с реак­тивными двигателями (например, в течение двух неудачных захо­дов на посадку в пункте назначения из-за неблагоприятных условий погоды) может оказаться совершенно потрясающим. В этом случае гораздо более разумным может оказаться решение уйти на запасной аэродром.

ПРИЕМЫ ПИЛОТИРОВАНИЯ ДЛЯ СНИЖЕНИЯ ШУМА НА МЕСТНОСТИ

Реактивные двигатели создают много шума. Шум вы­зывается эффектом перепада скоростей на границе реактивной струи. Чем больше тяга двигателя и скорость истечения реактив­ной струи, тем больше эффект перепада и тем сильнее шум. Кроме того, при заходе на посадку шум от компрессора или вентилятора некоторых двигателей распространяется вперед по направлению полета, и этот шум также может оказывать неблагоприятное воз­действие. Для снижения шума реактивной струи применяются глу­шители шума - специальные насадки, устанавливаемые на реак­тивное сопло двигателя, которые смешивают воздух погранич­ного слоя на периферии реактивной струи. Это уменьшает перепад скоростей на границе реактивной струи и, следовательно, способ­ствует снижению шума. Установка таких глушителей, конечно, приводит к небольшому ухудшению характеристик двигателя. Учитывая, что высокий уровень шума реактивных самолетов беспокоит проживающих вблизи аэродромов людей, в настоящее время авиакомпании обязаны ввести в практику такие приемы пилотирования, которые позволяют поддерживать приемлемый минимальный уровень шума на местности без ущерба для безо-

Пасности полета. Допустимые значения максимальных уровней шума для дневного и ночного времени устанавливаются нацио­нальными нормирующими органами отдельных стран. Уровни шума измеряются постами прослушивания, расположенными на некотором расстоянии от каждой ВПП.

Из многих факторов, определяющих уровень шума, только два имеют действительно преобладающее значение и могут быть ис­пользованы практически. Во-первых, уровень шума пропорцио­нален тяге, развиваемой двигателем, и во-вторых, он обратно пропорционален расстоянию между источником шума и его «при­емником». Следовательно, возможны только два пути снижения уровня шума. Необходимо уменьшить мощность и уйти как можно быстрее и как можно дальше от зоны, где нежелательно сильное воздействие шума. В то же время отсутствие в большинстве аэро­портов свободы выбора направления трассы для взлета обуслов­ливает необходимость проводить все мероприятия по снижению уровня шума только в вертикальной плоскости.

Во всем мире приняты следующие основные приемы пилоти­рования для снижения уровня шума (причем только этими прие­мами может воспользоваться пилот, других пока нет). После отрыва от ВПП эти приемы выполняются в два этапа:

На первом этапе снижения шума производится воз­можно более крутой набор высоты при полной тяге и при обеспе­чении надлежащей безопасности полета, чтобы достичь как можно большей высоты в пределах или вблизи границ аэропорта.

Второй этап наступает на подходе к постам прослуши­вания, которые сами находятся около зон сильного воздействия шума; здесь траектория полета изменяется и двигатели дроссе­лируются до тяги, необходимой для сохранения самолета в режиме плавного набора высоты. На этом режиме полет продолжается до достижения заявленной высоты или до выхода из зоны ограни­чения воздействия шума. Затем тяга двигателя восстанавливается, самолет разгоняется, убираются механизация крыла, шасси и устанавливается нормальный режим набора высоты на маршруте.

Как видим, первый этап удовлетворяет требованию достиже­ния возможно большего расстояния между источником и прием­ником шума, а второй - удовлетворяет требованию обеспечения возможно меньшей тяги. Конец первого этапа обычно опре­деляется окончанием стандартного промежутка времени, который отсчитывается с момента снятия самолета с тормозов в начале разбега при взлете.

При пилотировании по этой методике становятся очевидными Два очень важных фактора: выбор скорости на первом этапе и величина снижения тяги на втором этапе. На протяжении всего второго этапа закрылки большинства реактивных самолетов находятся во взлетном положении.

Скорость на первом этапе выбирается на основании следую­щих требований:

А) достижение угла набора высоты при всех работающих дви­
гателях должно производиться на такой скорости, которая при
отказе двигателя не скажется отрицательно на высоте прохода
над препятствием, установленной для случая отказа двигателя
при полете на скорости V z ;

Б) в случае отказа двигателя должна обеспечиваться надле­
жащая управляемость самолета;

В) необходимо обеспечить надлежащую спиральную устой­
чивость (о чем будет сказано ниже);

Г) угол тангажа должен выдерживаться в диапазоне значений,
на которые рассчитаны пилотажные приборы, включая приемле­
мый допуск на ошибки в управлении.

Скорость, удовлетворяющая этим требованиям, обычно по­стоянна для всех весов самолета вплоть до некоторого достаточно большого веса (как правило, она устанавливается исходя из тре­бования обеспечения нормального угла тангажа); в диапазоне весов от этого достаточно большого веса до максимального ско­рость равна У 2 + 28 км/ч (для удовлетворения требованию по градиенту набора высоты). Другие требования обычно не накла­дывают ограничений.

Величина снижения тяги на втором этапе выбирается таким образом, чтобы при самых неблагоприятных сочетаниях веса самолета, высоты и температуры был обеспечен градиент набора высоты 2% (или скороподъемность 120 м/мин). При более благо­приятных сочетаниях веса, высоты и температуры скороподъем­ность на втором этапе будет, конечно, значительно выше. Для мак­симального упрощения приемов пилотирования в таких условиях для некоторых самолетов устанавливается единое число оборотов на втором этапе. Для тех самолетов, которые не допускают ис­пользования единого числа оборотов в таком широком диапазоне условий, число оборотов на втором этапе постепенно изменяется в зависимости от веса и температуры. Минимальный градиент набора высоты 2% был выбран с таким расчетом, чтобы при сочетании таких переменных факторов, как обычная спо­собность пилота управлять самолетом, погодные условия и различия в летных данных самолетов, действительные харак­теристики набора высоты никогда не выходили за рамки безо­пасных.

Приемы пилотирования изменяются в зависимости от типа самолета. Например, эти изменения могут касаться использо­вания закрылков и выбора величины скорости на втором этапе, которая обычно бывает такой же, как и на первом, но может быть и немного выше. Специальные приемы пилотирования того или иного самолета оговариваются в руководствах по летной эксплуа­тации.

На рис. 3.13 показана типичная схема взлета с использова­нием приемов пилотирования для снижения шума. Последова­тельность их выполнения состоит в следующем.

Аэродром зон о. ограничения

воздействия шума

Рис. 3.13. Типичная схема взлета с использованием приемов пилотирования для снижения шума

1. Первый этап - шасси убрано, закрылки находятся
во взлетном положении, полная тяга двигателей, скорость V 2 +
+ 28 км/ч.

A. Переход на второй этап-тяга уменьшается.

2. Второй этап - закрылки во взлетном положении,
тяга уменьшена, скорость V 2 + 28 км/ч.

B. Отпадает необходимость в снижении шума. Тяга восстанав­
ливается до тяги набора высоты.

3. Третий этап - разгон самолета в полетной конфи­
гурации (закрылки убраны).

C. Тяга всех двигателей должна обеспечить скорость, необ­
ходимую для набора высоты на маршруте.

4. Четвертый этап - набор высоты на маршруте.
Выяснив необходимость применения изложенной методики

Пилотирования для снижения шума и разобрав соответствующие приемы, рассмотрим теперь последовательность их выполнения при управлении самолетом. Необходимо сразу же отметить, что вопреки прежнему мнению в выполнении этих приемов пило­тирования нет ничего исключительно сложного или трудного, и пилот средней квалификации, придерживаясь их, способен пило­тировать самолет с требуемой степенью точности и справляться с возникающими проблемами. Это, однако, не означает, что все будет проходить очень легко. Описанные приемы пилотирования для снижения шума при взлете, безусловно, сложнее обычных, но при некотором опыте, хорошем знании обстановки и соблюде­нии определенной точности в выдерживании траектории полета они оказываются не столь трудными, как может показаться с пер­вого взгляда.

Однако все же имеется несколько моментов, которые необхо­димо особо учитывать при выполнении приемов пилотирования Для снижения шума. Для того чтобы после отрыва от земли плавно, быстро и точно перейти к первому этапу, полезно знать заранее приблизительный угол тангажа на этом этапе, который опреде­ляется достигаемым уровнем летних характеристик самолета.

Предположим, известно, что на первом этапе необходим угол тангажа 15°. Тогда сразу же после того, как будет убрано шасси и будет достигнуто нужное приращение воздушной ско­рости, надо штурвальную колонку плавно и мягко взять на себя для получения угла тангажа 15° и выдерживать ее в этом поло­жении. Когда воздушная скорость приблизится к потребной воз­душной скорости, можно последовательно проводить небольшие корректировки по тангажу и скорости. Если же начать сначала выдерживать скорость как основной параметр, то траектория по­лета будет менее устойчива из-за медленного изменения воздушной скорости, присущего реактивному самолету, что скажется на угле тангажа. Сделав такое утверждение, необходимо отметить, что нельзя лететь, просто управляя по тангажу и исключая все осталь­ное. Хотя угол тангажа рекомендуется принимать за основной параметр, предполагается, что должен проводиться обычный и тщательный контроль за воздушной скоростью, высотой и скоро­подъемностью на основе информации, получаемой от авиагори­зонта.

Переход от первого ко второму этапу необходимо проводить плавно и непрерывно. Нужно знать угол тангажа на втором этапе, достичь его при уменьшении тяги, а затем следить за показаниями вариометра - самолет должен плавно набирать высоту - и кон­тролировать воздушную скорость. Следующая задача - перейти к полетной конфигурации. Тяга двигателей увеличивается, затем на установленной скорости полета убираются закрылки. Необ­ходимо следить за углом тангажа во время уборки закрылков, парируя стремление самолета опустить нос. Держите самолет в по­ложении с поднятой носовой частью, произведите его балансировку на скорости набора высоты на маршруте, и все будет в порядке.

В случае, если возникает тенденция к появлению бафтинга при убирании закрылков, необходимо сразу же после установки ры­чага управления закрылками в положение на уборку увеличить скорость, необходимую для нормального полета с убранными за­крылками, путем легкого отклонения штурвальной колонки на пикирование. В этом маневре можно несколько пожертвовать вы­сотой ради получения необходимого ускорения.

Если, следуя приемам пилотирования для снижения шума, пилот почувствует, что общая безопасность полета каким-либо образом ставится под угрозу, он имеет полное право выполнять полет так, как он считает нужным при сложившихся обстоятель­ствах. Это следует особенно подчеркнуть.

Появившаяся в последнее время тенденция уменьшения тяги при взлете также связаига с желанием снизить шум. Однако сле­дует иметь в виду, что взлет и набор высоты с пониженной тягой приводят к тому, что полет проходит на меньшей чем обычно вы­соте. И хотя уменьшение тяги обеспечивает незначительное сни­жение шума, это преимущество более чем компенсируется умень­шенной высотой полета. Поэтому при возникновении потребности

В снижении шума не прибегайте к уменьшению тяги при взлете, если только возможная степень ослабления шума в результате применения этого метода не оправдывает некоторого отклонения от норм эксплуатации и не создает серьезных трудностей.

В этом подразделе рассматриваются приемы уменьшения шума только при взлете. Проблеме уменьшения шума при заходе на посадку в настоящее время уделяется много внимания, но она ока­залась более трудной для решения: использование крутых на­клонов глиссады делает полет более опасным и не оправдывается получаемым при этом снижением шума. Подобным же образом метод захода на посадку в два этапа (под углом 6°, скажем, до вы­соты 450 м, затем переход на стандартную глиссаду 2,5° или 3° до входной кромки ВПП) все еще находится в стадии начальных исследований, и проблемы, возникающие при этом, весьма сложны. До сих пор не разработаны специальные методы уменьшения шума при заходе на посадку, и обычно пилоты стараются избегать про­лета над густонаселенными районами в конфигурации, создающей большое лобовое сопротивление. Поэтому снижение по глиссаде следует начинать с высоты 750-900 м, а не с высоты 450 м.

Снижения шума при заходе на посадку, можно, конечно, до­стигнуть, если поздно выпускать шасси и закрылки и не исполь­зовать автодросселирование. К сожалению, это противоречит со­временным требованиям - производить возможно больше авто­матических заходов на посадку в условиях хорошей погоды, чтобы получить необходимые данные, которые будут использованы в бу­дущем для разработки методики автоматической посадки в пло­хих погодных условиях.

РАСПОЛОЖЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕ

Поршневые двигатели значительно ограничивали кон­структора самолета, в выборе места для их расположения. Кроме необходимости решения проблем охлаждения, требовалось обес­печить размещение ПД с воздушным винтом на достаточном рас­стоянии от соседних двигателей, от конструкции самолета и в не­меньшей степени - от земли. Хотя в процессе развития схемы самолета с ПД двигатели устанавливались в самых различных ме­стах, в конечном счете, на больших транспортных самолетах их стали располагать вдоль размаха на передней кромке крыла. Та­кое расположение давало определенные преимущества. В част­ности, двигатели способствовали уменьшению изгибающего мо­мента и снижению веса крыла. В этом случае почти полностью использовался и благоприятный эффект обдува крыла завинтовой спутной струей, но при отказе крайнего двигателя возникал не­благоприятный момент рыскания.

Реактивные двигатели благодаря отсутствию воздушного винта предоставляют конструктору значительно более широкий выбор места для их размещения на гражданских транспортных самоле-

Тах, но на стадии разработки иногда встречаются трудности, свя­занные с размещением воздухозаборников двигателей и обеспече­нием их нормальной работы в различных условиях полета.

Наиболее часто встречаются три основные схемы размещения реактивных двигателей на самолете, а именно:

А) в корневой части крыла;

Б) в гондолах под крылом;

В) в хвостовой части фюзеляжа или в гондолах на хвостовой
части фюзеляжа.

Каждая схема имеет свои преимущества и недостатки. И, хотя пилот мало что может сделать в отношении последних, все же стоит проанализировать особенности каждой схемы, чтобы лучше по­нять общие особенности взаимного расположения планера и дви­гателя, их возможности и ограничения.

Установка двигателей в корневой части крыла

Преимущества:

1. 
   В случае отказа одного двигателя возникает небольшой асим­
   метричный момент рыскания, потому что линия действия тяги
   проходит очень близко от оси симметрии самолета. Поскольку
   в этом случае другие параметры не являются преобладающими,
   то и критические скорости получаются относительно небольшими,
   а конструкция руля направления - менее сложной.
2. 
   Двигатели установлены вблизи ц. т. самолета и в полете не
   оказывают дестабилизирующего влияния, что при данном плече
   позволяет использовать горизонтальное оперение меньшей пло­
   щади, с меньшим лобовым сопротивлением.
3. 
   Двигатели, утопленные в корне крыла, имеют относительно
   небольшое лобовое сопротивление.

Недостатки:

1. 
   Из-за необходимости делать вырезы в силовых элементах
   крыла (обшивке, лонжеронах) для размещения самого двигателя,
   его воздухозаборника и выхлопного сопла прочность этих элемен­
   тов уменьшается, а конструкция значительно усложняется.
2. 
   Усиление силовых элементов в местах установки двигателей
   и сложность их конструкции ведут к заметным весовым потерям.
3. 
   Воздействие выхлопной струи двигателя на хвостовую часть
   фюзеляжа усиливает шум в пассажирской кабине.
4. 
   Трудно или даже совсем невозможно установить реверс
   тяги двигателя из-за опасности попадания реверсивного потока
   выхлопных газов на фюзеляж."
5. 
   Действие акустических нагрузок может вызвать поврежде­
   ние конструкции самолета в зоне выхлопной струи.
6. 
   Наличие общего воздухозаборника для двух и более двига­
   телей с коротким разделителем потока может привести к тому,
   что в случае разрушения одного двигателя вылетающие из него

88

лопатки и прочие части могут попасть в соседние двигатели и причинить им повреждения.

7. Горячие части двигателя находятся довольно близко к топ­ливу.

Установка двигателей в гондолах под крылом

Преимущества:

1. 
   В зависимости от геометрии и расчетного крейсерского
   числа М сопротивление интерференции может быть сведено к ми­
   нимуму.
2. 
   Исключается влияние различных частей самолета на к. п. д.
   воздухозаборника.
3. 
   Двигатели способствуют уменьшению величины изгибаю­
   щего момента и снижению веса конструкции крыла, которое в прин­
   ципе тем больше, чем дальше от оси симметрии самолета отстоят
   двигатели.
4. 
   Не ухудшается профиль крыла по сравнению с вариантом
   установки двигателей в корне крыла.
5. 
   При больших углах атаки (а при тщательном проектирова­
   нии и в других случаях) пилоны подвески двигателей действуют
   подобно аэродинамическим перегородкам, управляя течением по­
   тока вдоль размаха крыла.
6. 
   Уменьшается воздействие акустических нагрузок на кон­
   струкцию планера.
7. 
   Становится возможным создание простой и эффективной
   конструкции реверса тяги двигателя.
8. 
   Обеспечивается хороший доступ к двигателю при наземном
   обслуживании.
9. 
   Уменьшается опасность общего повреждения самолета при
   посадке с убранным шасси.

Недостатки:

1. 
   Если двигатели не установлены достаточно близко к фюзе­
   ляжу (что само по себе уменьшило бы возможность снижения вели­
   чины изгибающего момента, а следовательно, и веса крыла), то
   асимметричный момент рыскания при отказе крайнего двигателя
   очень велик, приводит к большим критическим скоростям и к не­
   обходимости иметь высокоэффективный руль направления.
2. 
   Угол крена при движении самолета по земле ограничен из-за
   малого клиренса внешней гондолы над землей.
3. 
   Низко расположенная по отношению к ц. т. самолета линия
   действия тяги двигателей может оказывать дестабилизирующее
   влияние в продольной плоскости, например, при уменьшении тяги
   возможно появление пикирующего момента.
4. 
   На четырехдвигательном самолете со стреловидным крылом
   поток, выходящий из реверсивных устройств внутренних двига­
   телей, может нарушить работу воздухозаборников внешних дви-

89

Гателей, что вызывает необходимость раннего выключения ревер­сивных устройств внутренних двигателей.

5. Низкое расположение двигателей способствует засасыванию посторонних предметов с поверхности ВПП.

Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа или в гондолах на хвостовой части фюзеляжа

Преимущества:

1. 
   Двигатели создают заметно меньший уровень шума в пас­
   сажирской кабине.
2. 
   В случае отказа крайнего двигателя возникающий асим­
   метричный момент рыскания невелик, потому что линия действия
   тяги близка к оси симметрии самолета.
3. 
   Крыло, свободное от ограничений, вызываемых установкой
   двигателей, может быть оптимизировано по своим аэродинамиче­
   ским характеристикам для всего диапазона режимов полета.

4. Возможна установка нечетного числа двигателей.
Недостатки:

1. 
   При одинаковой длине фюзеляжа пассажировместимость
   меньше по сравнению с уже рассмотренными вариантами уста­
   новки двигателей.
2. 
   На больших углах атаки более вероятны отказы двигателя
   из-за попадания в воздухозаборник возмущенного потока, иду­
   щего от крыла.
3. 
   Необходима тщательная изоляция и защита топливопро­
   водов, проложенных в фюзеляже от крыла к двигателям.
4. 
   Расположение двигателей далеко позади за центром тяжести
   самолета приводит к сильному смещению назад и крыла, что в свою
   очередь значительно уменьшает плечо оперения и вызывает не­
   обходимость в применении горизонтального оперения большой
   площади.
5. 
   Увеличивается вес конструкции самолета, так как из-за
   отсутствия разгрузки крыла двигателями возрастает вес крыла,
   а заднюю часть фюзеляжа приходится усиливать, чтобы обеспе­
   чить крепление к ней двигателей, а также восприятие конструк­
   цией киля нагрузки от высокорасположенного горизонтального
   оперения большой площади.
6. 
   Применение высокорасположенного горизонтального опере­
   ния вызывает в некоторых случаях очень сложные проблемы по
   обеспечению устойчивости и управляемости самолета на больших
   углах атаки.
7. 
   При установке в хвостовой части фюзеляжа по его оси сим­
   метрии третьего двигателя могут возникнуть трудности при созда­
   нии эффективного воздухозаборника и устройств реверсирования
   тяги; кроме того, при таком расположении двигателей пилот не
   «ощущает» отказа двигателя. В связи с этим требуется хорошее
   приборное оборудование, обеспечивающее надежный контроль за
   работой двигателя.

90

Пилот почти лишен возможности сделать что-либо в целях устранения большинства этих недостатков, но с некоторыми их проявлениями можно справиться, если их предвидеть заранее. Следует запомнить следующее.

1. Когда двигатели установлены в гондолах на крыле, то в слу­
чае отказа крайнего двигателя при взлете бывает очень трудно
парировать разворот. Поскольку применение киля большой пло­
щади (который в данном случае является наилучшим решением
проблемы) приводит во многих случаях к аэродинамическим и ве­
совым потерям, то при сертификации такого самолета стараются
определить наименьшую безопасную величину скорости V M cg -
С другой стороны, поскольку нормы летней годности допускают,
чтобы минимальная скорость V 1 равнялась скорости Vmcg > эффект,
обеспечиваемый этими в общем-то совершенно разумными пра­
вилами, не очень велик. Выбор между прерванным и продолжен­
ным взлетом дает мало утешения - прерванный взлет может
оказаться более неустойчивым в смысле тенденции бокового
смещения и крена, чем продолженный взлет.

Здесь просто подчеркивается тот факт, что для большинства самолетов нужно наиболее полно использовать преимущества, обеспечиваемые выполнением того или иного требования во время сертификации. Самолет с расположением двигателей в гондолах под крылом должен идти на скорости, как можно более близкой к скорости Vmcg - Простым решением, видимо, было бы введение минимальной скорости V\ ^ 1,05 V M cg - Поскольку, однако, отказ двигателя на скорости У г на ВПП ограниченной длины является маловероятным, то нельзя показать, что коэффициент 1,05 ока­зывается необходимым, исходя лишь из вероятности отказа дви­гателя.

Итак, при совершении взлета на самолете с малым взлетным весом с укороченной ВПП на скорости V x = V MCG действуйте быстро и энергично. Будьте психологически готовы к прерванному взлету и мысленно проработайте соответствующие приемы пилотирова­ния, пока скорость самолета не достигнет скорости У\; после дости­жения скорости V x будьте готовы произвести плавный координи­рованный взлет в случае отказа двигателя, не забывая о подъеме передней ноги на скорости Vr , и сумейте достичь установленных скорости и высоты при проходе над препятствием, несмотря на трудности, которые все еще могут быть при управлении рулем направления и элеронами.

1. 
   При любом расположении двигателей, если два из них на­
   ходятся очень близко друг к другу, следите за ними обоими, осо­
   бенно в том случае, если один из них подвергся удару или появи­
   лись признаки его разрушения. Существует определенная опас­
   ность того, что части разрушающегося двигателя могут нанести
   повреждения другому.
2. 
   При расположении двигателей в гондолах под крылом воз­
   можность кренения при движении самолета по земле или вблизи

91

От нее может оказаться весьма ограниченной. Концы стреловид­ного крыла и выпущенные закрылки также расположены очень близко к земле. Поэтому, производя взлет при боковом ветре или плавно устраняя снос во время посадки с боковым ветром, сле­дите, чтобы самолет сохранял горизонтальное положение крыльев.

1. 
   Применяя реверсирование тяги при посадке самолета с че­
   тырьмя двигателями в гондолах под крылом, необходимо иметь
   в виду, что в случае бокового ветра реверсирование тяги всех
   двигателей, выдерживаемое до достижения малой скорости, может
   привести к неустойчивой работе внешних двигателей из-за «за­
   глатывания» ими струй газа, выходящих из реверсивных устройств
   внутренних двигателей. Казалось бы, что в таком случае нужно
   выключить реверсивные устройства на всех двигателях. Однако
   не делайте этого, иначе придется сбросить со счетов полезное и
   эффективное действие от реверсирования внешних двигателей. На
   скорости около 148 км/ч при встречном ветре или на несколько
   большей скорости при боковом ветре плавно уменьшите обороты
   внутренних двигателей так, чтобы реверсирование их тяги про­
   изводилось на малом газе при скорости около ПО км/ч; затем
   постепенно уменьшайте обороты внешних двигателей до реверси­
   рования также их тяги на малом газе. При этом приеме не только
   устраняется риск повреждения двигателей, но и из применения
   реверса тяги извлекается максимальная польза.
2. 
   Особое внимание нужно уделить тем двигателям, у которых
   внешние признаки отказа на взлете почти незаметны или даже
   совсем не проявляются вследствие того, что возникающий в таких
   случаях момент рыскания выражен очень слабо. Это особенно
   характерно для среднего двигателя на трехдвигательном самолете
   и в не меньшей степени для внутренних двигателей четырехдвига-
   тельной силовой установки, расположенной на хвостовой части
   фюзеляжа. Быстрое распознавание отказа двигателя во многом
   определяет взлетно-посадочные характеристики самолета, и не­
   обнаруженный вовремя отказ двигателя может привести к тому,
   что самолет совершенно не выдержит дистанцию прерванного
   взлета или не достигнет необходимой высоты при проходе над
   препятствием.

Многие из вопросов, рассмотренных в этом подразделе, отно­сятся к проблемам проектирования самолета. К тому времени, когда тот или иной тип самолета получит свидетельство летной годности, все недочеты, присущие проекту, должны быть устра­нены. И важно подчеркнуть, что ко времени получения свидетель­ства летной годности самолеты всех типов, независимо от рас­положения двигателей, достигают приемлемого уровня летных качеств. Автор рассматривает эти^вопросы потому, что считает, что пилот должен о них знать. Тогда, если пилот когда-либо попадет в необычные условия полета, при которых возникнут некоторые из этих проблем, у него будет необходимый запас знаний, на осно­вании которых он придет к правильному решению.