Нестандартные схемы летательных аппаратов

    Недостатками треугольного крыла являются возникновение и развитие волнового кризиса и примерно такая же, как у стреловидного, зависимость аэродинамических характеристик от скорости полета. Кроме того, для треугольного крыла характерны несколько большее сопротивление и более резкое падение максимального аэродинамического качества при изменении угла атаки, что затрудняет достижение большого потолка и радиуса действия. Кроме того, большие значения коэффициента подъемной силы треугольного крыла можно получить лишь на таких больших углах атаки, которые недостижимы при используемых в настоящее время высотах шасси (на обычных для приземления углах атаки коэффициент подъемной силы треугольного крыла на 30-40% меньше, чем у прямого, а возможность механизации такого крыла с целью увеличения коэффициента подъемной силы при посадке ограничена малым его размахом). Названные недостатки усугубляются по мере увеличения угла стреловидности передней кромки и острее всего проявляются во время приземления. Для получения приемлемых посадочных характеристик самолета с треугольным крылом удельная нагрузка на крыло не должна быть большой, а угол стреловидности передней кромки ограничивается значениями 60-65°. Из этого следует, что достоинства треугольного крыла лучше всего проявляются при больших (сверхзвуковых) скоростях полета, когда высокая жесткость конструкции и малая относительная толщина профиля оказывают определяющее влияние на летно-технические характеристики самолета. Диапазон скоростей, в котором треугольное крыло оптимально, распространяется от скорости звука до М ~ 2. Большие скорости требуют увеличения угла стреловидности передней кромки больше используемых в настоящее время углов 60-65° ценой отказа от хороших характеристик передней кромки с умеренным углом стреловидности и закругленным носком при дозвуковых скоростях.

    Следовательно,  достоинства треугольного крыла  особенно привлекательны для  сверхзвуковых самолетов, где  оно нашло столь же широкое  применение, что и стреловидное (создано  38 типов самолетов с треугольным  крылом, в том числе четыре  с оживальным – модификацией треугольного). Это стало возможным благодаря разработке множества эффективных способов смягчения недостатков треугольного крыла.

  Помимо конструктивных  мер, характерных для стреловидного  крыла, в треугольных крыльях  используется, например, передняя кромка  с изломом или с плавно изменяющимся  углом стреловидности вдоль размаха  (так было создано оживальное крыло, описанное в главе, посвященной пассажирским самолетам). Применяется также отгиб носка профиля. Излом передней кромки треугольного крыла осуществлен, например, в самолете «Дракен», а отгиб носка профиля-в самолете F-102A (работы проводились в расчете на самолет В-58).

    Разработка самолета  «Дракен» была начата в 1949 г., т.е. в то время, когда в эксплуатации еще не было истребителей со стреловидным крылом. Первые из них (МиГ-15, F-86, J29) выпущены позднее, а из сверхзвуковых самолетов с ракетным двигателем к тому времени были облетаны только Х-1 и D-588-II. В этой ситуации конструкторский коллектив рассмотрел множество вариантов нового самолета, причем наименьшее внимание уделялось компоновке с треугольным крылом без горизонтального оперения-все находились еще под впечатлением катастроф первых самолетов с такой компоновкой (это были XF-92A и AYR0 707).

    Обычно в процессе  проектирования нового самолета прежде всего разрабатывается его аэродинамическая схема, а затем соответствующая ей компоновочная схема, обеспечивающая размещение экипажа, двигательной установки, топлива, оборудования и вооружения. Обычно это достигается путем последовательных приближений с использованием компромиссных решений. Шведские конструкторы, проектируя самолет «Дракен», поступили наоборот, исходя из того соображения, что в первую очередь нужно определить наилучшее относительное расположение тех частей самолета, которые ни в коем случае нельзя размещать одну за другой, а потом уже положение тех, которые можно поместить спереди, сзади либо внутри первых. К первым причислялись воздухозаборники, двигатель, крыло и оперение, а ко вторым-кабина пилота, топливные баки, шасси, вооружение, оборудование и т. п. Путем оптимизации компоновки можно получить наименьшее миделево сечение самолета. При этом поперечные сечения воздушных каналов и двигателя оказываются определяющими. Кресло пилота, электроника и другое оборудование были размещены перед двигателем, а топливные баки, главные стойки шасси и часть вооружения-в консолях крыла, за воздухозаборниками. Поскольку самолет с малым сопротивлением формы должен иметь и малое интерференционное сопротивление, была принята схема среднеплана и учтено правило площадей. В результате были определены диаметр и длина фюзеляжа, а также местоположение и минимальный размах крыла.

    Следующим шагом  был выбор профиля и формы  крыла с минимальным сопротивлением  при сверхзвуковой скорости полета. Величина полного аэродинамического  сопротивления складывается из  сопротивления трения (в принципе  такого же, как и при дозвуковой  скорости), волнового, индуктивного  и интерференционного сопротивлений.  Волновое сопротивление прямо  пропорционально квадрату площади  поперечного сечения и обратно  пропорционально площади крыла,  а сопротивление трения пропорционально  площади крыла. Считается, что  уменьшение волнового сопротивления  должно происходить при уменьшении  как площади крыла в плане,  так и его поперечного сечения.  Поскольку в крыле размещаются  топливо, вооружение и шасси,  то уменьшить сечение крыла  можно было только в его  концевых частях. Так получился  излом передней кромки (с большим  углом стреловидности в корневых  частях крыла), который оказался  подходящим как для сверхзвуковых  скоростей полета, так и для  скорости приземления. Дело в  том, что треугольное крыло  такого типа характеризуется  меньшим поперечным сечением  при оптимальной несущей поверхности,  большим внутренним объемом и  большим углом стреловидности  прифюзеляжных частей, более близким положением центра тяжести крыла относительно центра давления, более благоприятным распределением площади поперечного сечения в продольном направлении и оптимальным выдвижением воздухозаборников к носу самолета.

    Применение излома  передней кромки крыла привело  к тому, что при малой относительной  толщине профиля получена большая  строительная высота крыла, позволяющая  разместить в нем воздушные  каналы, а также топливные баки, шасси и часть оборудования.

Крыло обратной стреловидности

САМОЛЕТЫ  ДВУХФЮЗЕЛЯЖНОЙ СХЕМЫ

В ходе развития авиации был создан ряд удачных  двухфюзеляжных самолетов. Некоторые из этих самолетов действительно имели два фюзеляжа; в них размещались двигатели, экипаж и полезная нагрузка, причем на каждом из фюзеляжей устанавливалась половина оперения и шасси. У других самолетов фюзеляжи имели вырожденный характер; в них размещались лишь некоторые конструктивные элементы. Обычно эти конструкции представляли собой дальнейшее развитие балок, поддерживающих поверхности оперения на самолетах классической схемы с толкающим винтом, у которых воздушный винт двигателя, установленного по оси симметрии самолета, находился за крылом, а не перед ним.

Следует отметить, что двухфюзеляжная схема не имеет каких-либо принципиальных недостатков по сравнению с одно-фюзеляжной, за исключением очевидного увеличения стоимости, массы и сопротивления двух фюзеляжей. При создании самолетов такой схемы иногда высказывались опасения, что находящиеся на борту люди будут подвержены действию вертикального ускорения при вращении летательного аппарата относительно оси крена. В то же время расстояние от находящихся на борту людей до оси вращения для таких самолетов существенно меньше, чем расстояние между кабиной современного реактивного авиалайнера и колесами основного шасси, т.е. того расстояния, на котором экипаж вращается в вертикальной плоскости при на боре самолетом угла атаки при взлете. Однако никаких болезненных ощущений при этом не возникает.

Разделение  фюзеляжа на две части обычно осуществляется с целью обеспечения достаточного зазора между двумя воздушными винтами (или между винтами и центральной  гондолой). Для реактивных самолетов  двухфюзеляжная схема, по-видимому, не дает заметных преимуществ. В появляющихся время от времени научно-технических публикациях, посвященных гигантским транспортным самолетам или самолетам-заправщикам, иногда сообщается о проектах самолетов многофюзеляжной схемы, но до реализации проектов дело пока не доходит.