Сверхзвуковые самолеты - страница 28

Применение треугольного крыла с увеличенным углом стреловидности в корневых частях и малой удельной нагрузкой позволило самолету «Дракен» приземляться со скоростью 215 км/ч, несмотря на отсутствие механизации.

Совершенно иная концепция использована в процессе проектирования самолета В-58. Считалось, что при высоких скоростях наилучшие характеристики обеспечивает треугольное крыло с прямолинейной передней кромкой, которое имеет большое критическое число Маха, а также малое волновое сопротивление. Проблема же ухудшения несущих свойств такого крыла при малых скоростях, особенно ограничение используемых углов атаки явлением срыва потока, разрешена другим путем.

Рис. 1.23. Шведский истребитель «Дракен» J35 в полете.

На основании проведенных исследований установлено, что хорошие результаты в этом отношении дает коническая крутка сечений крыла, т. е. постепенно увеличивающийся от корневого до концевого сечения отгиб передней кромки крыла книзу. Такая крутка затягивает срыв потока в концевых сечениях крыла до больших углов атаки и обеспечивает более благоприятное распределение подъемной силы вдоль размаха крыла, приближая его к идеальному (эллиптическому). Кроме того, направление вектора подъемной силы при этом приближается к вертикальному, благодаря чему уменьшается горизонтальная составляющая равнодействующей аэродинамической силы. Правда, при малых углах атаки сопротивление крыла с конической круткой несколько больше (вследствие локального отрыва потока на нижней поверхности). Прирост сопротивления оказывается незначительным, если крутка (как и закругление передней кромки) сочетается с большим углом стреловидности. Кроме того, благодаря увеличивающейся кривизне отогнутой передней части профиля концы крыла работают при меньших локальных углах атаки, чем корневые части. Вследствие этого отрыв потока на концах крыла возникает при большем угле атаки самолета, что существенно улучшает его летные качества (эффективность элеронов), а также распределение нагрузки на крыло вдоль размаха (аналогичный эффект получается при использовании аэродинамической или геометрической турбулизации).

Непрерывный рост удельной нагрузки на крыло, а также уменьшение относительной толщины профиля (т.е. уменьшение габаритов и особенно внутренних объемов крыла) приводят к тому, что в современных боевых самолетах оборудование, вооружение, часть топливных емкостей (а часто и двигательная установка), боевая нагрузка и т.п., не говоря уже о кабине экипажа, размещаются в фюзеляже. Кроме того, фюзеляж объединяет в единое целое отдельные части планера самолета-крыло, оперение и шасси. Эти обстоятельства приводят к увеличению размеров фюзеляжа и, следовательно, к ухудшению аэродинамических характеристик всего самолета, главным образом в результате возрастания коэффициента сопротивления. Некоторые размеры фюзеляжа, особенно его длина, определяются не только необходимым полезным пространством, но также и минимально допустимым с точки зрения устойчивости и управляемости расстоянием от оперения (в первую очередь горизонтального) до центра тяжести самолета.

В первые 10-15 лет разработки и эксплуатации сверхзвуковых самолетов считалось, что аэродинамически наиболее совершенной формой фюзеляжа является форма тела вращения с удлинением, зависящим от скорости полета. Благодаря пространственному характеру обтекания фюзеляжа волновой кризис возникает на нем позже, чем на профиле крыла с такой же относительной толщиной. Ввиду этого первые сверхзвуковые самолеты со скоростью полета около 1400 км/ч имели веретенообразные фюзеляжи, т.е. с контуром обычного дозвукового симметричного профиля: носовая часть закруглена по небольшому радиусу, миделево сечение расположено на 40-50% длины от передней точки и удлинение фюзеляжа равно 6-8. При увеличении сверхзвуковой скорости полета волновое сопротивление такого фюзеляжа значительно возрастает, поэтому оказалось необходимым применение фюзеляжей с остроконечной носовой частью и малой относительной толщиной, т. е. с удлинением до 10 и даже до 15 (особенно в тяжелых самолетах). В случае однодвигатель- ного самолета с лобовым воздухозаборником и соплом в «усеченной» хвостовой части длина фюзеляжа (и соответственно поверхность, обтекаемая внешним потоком) существенно уменьшается, вследствие чего уменьшается и аэродинамическое сопротивление. Таким образом, в конкретных случаях отклонение от теоретических форм для удовлетворения требований, касающихся компоновки, технологии, массы, прочности конструкции и т.п., может практически не ухудшать летных качеств самолета.