Самолет укороченного взлета и посадки (СУВП) – самолет, который требует для осуществления полетов небольшую длину ВПП. Международное определение такому типу самолетов пока не дано, но все они сводятся к регламентированию расстояния пробега, разбега и высоты препятствий у окончания ВПП.

Компоновочные схемы

Большая часть самолетов УВП спроектирована для проведения взлетов и посадок на неподготовленных площадках, однако некоторые требуют оборудованной ВПП, например De Havilland Canada DHC-7. Также большинство самолетов этого типа имеют в составе шасси хвостовое колесо, но есть и исключения, например Peterson 260SE, De Havilland Twin Otter, Quest Kodiak. Автожиры также относятся к летательным аппаратам с УВП-возможностями – способны приземляться без пробега и имеют при взлете короткий разбег.

Для конкретного типа самолета потребная длина ВПП зависит от квадрата скорости сваливания, поэтому проектные работы в создании СУВП сводятся к понижению этой скорости. Низкое лобовое сопротивление и большая тяговооруженность позволяют быстро оторваться от земли. Во время выполнения посадки пробег аппарата уменьшает действие мощных тормозов и малую посадочную скорость, менее распространено использование для этого реверса тяги и интерцепторов. Принадлежность летательного аппарата к типу УВП определяется наибольшей из двух дистанций: пробега и разбега.

Также значимую роль играет возможность самолета избегать при посадке и взлете столкновений с препятствиями, например линиями электропередач и деревьями. При выполнении взлета этому способствует слабое лобовое сопротивление и тяговооруженность аппарата. При посадке для увеличения лобового сопротивления используются закрылки и особая техника пилотирования – скольжения, при котором, задействовав руль направления, самолет летит слегка «лагом». Таким образом, увеличившееся лобовое сопротивление способствует выполнению крутого снижения без набора скорости, из-за которого пробег был бы увеличен.

Обычно самолет УВП в соотношении к собственному весу имеет большую площадь крыльев. Крыло часто оснащено аэродинамическими устройствами: турбулизаторами, выдвижными и щелевыми предкрылками. Разработка самолета с хорошими УВП-характеристиками приводит к снижению его максимальной скорости, но не отражается на изменении коммерческой нагрузки.

Для таких самолетов важным показателем является грузоподъемность, потому что для отдельных небольших поселений они являются единственной связью с окружающим миром, например северные районы Аляски или Канады.

Большинство самолетов УВП имеют возможность осуществлять посадку на неподготовленную поверхность. Привычное место приземления для таких аппаратов – ледовые или снежные площадки (на лыжное шасси), галечные берега рек, луга (на широких авиашинах с низким давлением), поверхность воды (на поплавках). Такие участки обычно загорожены высокими деревьями или холмами и крайне коротки. Шасси таких самолетов часто представлено комбинированным типом: колесно-поплавковым или колесно-лыжным, что дает летчику свободу выбора посадочной площадки.

Самый распространенный самолет производства СССР с УВП-возможностями – Ан-2. Его конструкция представляет собой расчалочный биплан с хвостовым колесом. Исходя из сведений летчиков, самолетом можно управлять в воздухе на скорости 590 км/ч.

Комплекты УВП

Американские компании производят специальные комплекты для модификации, которые улучшают взлетно-посадочные возможности самолета. В США малая авиация хорошо развита и очень распространена, поэтому установка таких наборов – популярная услуга. Комплект может состоять из обтекателей передней кромки крыла, зависающих элеронов, законцовки крыла, уплотнителей щелей механизации, аэродинамических гребней, системы автоматической балансировки по тангажу, турбулизаторов.

Примеры самолетов УВП

• De Havilland DHC-6 Twin Otter.

Классификация самолетов:

А

Б

В

Г

Д

И

К

Л

О

П

Р

Анатомия самолёта типа STOL:
Проектирование современного самолёта с коротким взлётом и посадкой.

"Форма определяется функцией"

Мир действительно кажется сегодня меньше, большей частью благодаря авиации. Во многих из нас это вызвало интерес увидеть то, что вокруг нас, а не просто как можно быстрее домчаться до места назначения. Хотя среди любителей авиации, конечно, встречаются те, кто отдаёт предпочтение скоростным самолётам, я думаю, что большинство из нас прежде всего побуждает продолжать полёты большое эмоциональное возбуждение, удовольствие и упоение от управления своим собственным самолётом. Мы хотели бы, чтобы летательный аппарат давал нам возможность пересечь всю страну, но мы хотели бы также увидеть и посетить местность, над которой мы летим.

Популярность самолётов типа Piper Cube длилась годы и была обусловлена не только ностальгией, но и тем, что эти самолёты - отличная забава, они легко управляются, хорошо адаптированы к взлёту и посадке на травяных полях (большинство классических самолётов были разработаны в период, когда взлётно-посадочные полосы с покрытием были редки). Однако в силу их возраста, многие из этих конструкций не имеют современных усовершенствований, которые большинство из нас считает само собой разумеющимися, таких как современное электрооборудование, расположенные рядом сидения, цельнометаллическая конструкция, управляемое переднее колесо шасси и т. д. И, конечно, классические летательные аппараты становятся редкими и нуждаются в существенном техническом обслуживании, чтобы оставаться на лету.

Большей частью мы, пилоты-любители, уже сразу оказываемся там, где хотим быть, когда поднимаемся в воздух, и мы поэтому получаем больше всего удовольствия от полёта на самолёте, на котором легко и приятно летать, который предоставляет комфорт и хороший обзор и имеет низкие эксплуатационные расходы (если кого-то волнуют мили за галлон, то мы больше хотим низких почасовых эксплуатационных расходов). Когда мы летим над страной, сам процесс путешествия также важен (если не важнее), как и прибытие на место назначения. STOL (S hot T ake- O ff and L anding), самолёт с коротким взлётом и посадкой, предоставляет нам возможность посетить больше мест, особенно в труднодоступных районах, где нашей взлётно-посадочной полосой становится мир (это также является важной составляющей безопасности). При хорошей грузоподъёмности мы способны перевозить необходимый багаж (туристическое снаряжение), возможность установки поплавков даёт нам дополнительную возможность и свободу использовать самолёт на воде. И конечно, конструкция STOL предоставляет нам возможность совершать полёты буквально чуть ли не из собственного огорода. Самолёты типа STOL завоёвывают популярность среди пилотов-любителей точно так же, как когда-то внедорожники завоевали её среди автомобилистов, благодаря своей проходимости и неприхотливости.

S T O L C H 8 0 1

Сверхлёгкий самолёт короткого взлёта и посадки предоставляет лёгкую и недорогую возможность для любительских полётов, и популярность сверхлегких и легких самолётов на базе китов доказала потребность в «низком и медленном» полёте. Однако сверхлёгкие самолёты, при всей их привлекательности, имеют много ограничений: относительно низкую скорость, ограничения по скорости ветра, трудности с достижением достаточной грузоподъёмности и уровня комфорта. Вот лишь некоторые из присущих им ограничений.

Сегодня, благодаря накопленным в мировой науке на протяжении более столетия знаниям об аэродинамике, конструкционной прочности, о методах борьбы с различными нежелательными явлениями (как, например, флаттер), эргономике, а также в связи с наличием современных мощных, надёжных и лёгких двигателей почти каждый достаточно любознательный человек мог бы относительно легко изучить вышеописанную область и сконструировать лёгкий самолёт, способный перевозить от двух до четырёх человек.

Как профессиональный конструктор лёгких самолётов и инженер я сделал именно это довольно много раз. В середине восьмидесятых я решил сконструировать лёгкий кит, который соединял бы преимущества сверхлёгкого самолёта с характеристиками современного полноразмерного. Так я сконструировал STOL CH 701: Необходимо было достичь возможности максимально короткого и грубого взлёта и посадки, приемлемых крейсерских характеристик, хорошей устойчивости по отношению к боковому ветру, отличной видимости, удобства расположения экипажа (что достигалось путём расположения сидений рядом). Надёжный цельнометаллический корпус обеспечил возможность лёгкой постройки и технического обслуживания. Конструкция STOL CH 701 имела успех (более 400 самолётов типа STOL CH 701 летают в настоящее время), и я впоследствии разработал практичную четырехместную версию этого самолёта - STOL CH 801 (представленную в 1998 году). А в 2008 году, в связи с появлением новой категории «спортивный пилот» (Sport Pilot), был представлен двухместный STOL CH 750, который отличается большей кабиной, чем исходный 701- й, а также новыми возможностями для выбора двигателя.

Мои конструкции самолётов STOL иногда называли «уродливыми» из-за их непривычной формы. Но как бы там ни было, форма определяется функцией, и при внимательном изучении уникальных очертаний этих самолётов становится заметна красота, определяющая свойственные им исключительные аэродинамические и конструкционные свойства. Далее следует пояснение базовой конструктивной концепции, которую я применил при разработке моих самолётов STOL:

МОЩНОСТЬ

Увеличение мощности существующего самолёта - самый простой путь достижения возможности короткого взлёта (при достаточной мощности любой самолёт взлетит на короткой дистанции). Но это требует большего количества топлива для обеспечения требуемой продолжительности полёта и является дорогим, тяжеловесным и неэффективным решением. Такой самолёт не обеспечивает также хороший медленный полёт и грузоподъёмность из-за большего веса двигателя и топлива. Мой опыт подсказывает, что требуется от 60 до 100 лс для двухместного самолёта и от 150 до 200 лс для четырёхместного при загрузке в 1000 фунтов (около 450 кг*). Как авиаконструктор и строитель (а не производитель двигателей), я проектировал самолёт для существующих стандартных легкодоступных двигателей. Для максимальной универсальности и удержания расходов на низком уровне кит самолёта должен быть сконструирован так, чтобы он мог быть приспособлен к различным типам двигателей. Тогда владелец самолёта сможет выбирать между существующими и новыми силовыми установками.

S T O L C H 7 5 0

Чтобы отвечать своему предназначению, самолёт STOL должен иметь возможность летать на очень низких скоростях и при этом иметь достаточно хорошие крейсерские характеристики. Поэтому следующий большой вызов - сконструировать крыло с высоким коэффициентом подъёмной силы, чтобы крыло имело как можно меньшую площадь, но при этом обеспечивало максимально низкую скорость взлёта и посадки. Относительно короткое крыло делает более лёгким управление самолётом на земле, особенно вне аэродромов, при наличии наземных помех, и требуют меньше места в ангаре. При этом их легче построить и они прочнее (меньший вес при меньших размерах крыла).

Отрыв воздушного потока от крыла происходит при максимальном коэффициенте подъёмной силы, когда поток не может больше обтекать носок профиля крыла и отделяется от верхней поверхности крыла.

Рис. 1 – Отрыв воздушного потока от поверхности крыла

Чтобы отодвинуть отрыв потока до большего значения коэффициента подъёмной силы, многие самолёты оснащаются закрылками (отклоняемыми поверхностями, укреплёнными на задней кромке крыла). Также в некоторых конструкциях используются предкрылки (укреплённые на передней кромке крыла), чтобы уменьшить скорость сваливания. Следующая диаграмма показывает эффект от использования закрылков и предкрылков для повышения коэффициента подъёмной силы крыла.

Рис. 2 – Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки

Таким образом, коэффициент подъёмной силы может быть фактически удвоен при помощи простых приспособлений (закрылков и предкрылков), если они простираются на весь размах крыла.

ПРЕДКРЫЛКИ

Предкрылки на передней кромке крыла предотвращают сваливание до достижения порядка 30-градусов угла атаки, захватывая воздух снизу, где щелевое отверстие большое (рис.3), увеличивая скорость воздуха в сужающемся канале (эффект Вентури) и направляя этот быстрый воздух по касательной на верхнюю поверхность крыла через значительно меньшее верхнее щелевое отверстие. Такое “протягивание” воздуха вокруг передней поверхности крыла приостанавливает сваливание до много большего угла атаки и коэффициента подъёмной силы. Недостаток предкрылков состоит в том, что воздух, ускоренный в щелевом канале, требует для своего проталкивания дополнительной энергии, что означает более высокое лобовое сопротивление. Поскольку большая подъёмная сила необходима только при медленном полёте (взлёт, набор высоты, заход на посадку и приземление), конструктор подвергается искушению использовать выдвижное устройство, которое бы складывалось на больших скоростях, чтобы уменьшить лобовое сопротивление.

Рис. 3 – Предкрылки

Это может быть сделано различными способами: предкрылки могут быть смонтированы на роликовых направляющих так, что при большем угле атаки они автоматически вытягиваются потоком воздуха вокруг передней кромки крыла, а при крейсерской скорости (при меньшем угле атаки) втягиваются обратно. Это относительно простая система, несложная для конструирования, но она имеет один большой недостаток: в ветреную погоду может быть вытянут только один предкрылок, а другой останется втянутым, потенциально создавая значительную проблему для пилота, которому потребуется весь расход элеронов только для того, чтобы удержать самолёт!

Этот недостаток можно устранить, механически соединив правый и левый предкрылок, чтобы предотвратить асимметричное выдвижение. Однако создание такой конструкции сложнее и требует более сложного подхода. При этом достигаемый эффект от такой системы должен быть достаточно большим, чтобы оправдать компромисс в виде дополнительного веса самого устройства (не говоря о стоимости и сложности). Другой подход, управляемая пилотом система выдвижения предкрылков, имеет всё те же недостатки в виде веса и сложности.

Рис. 4 – Соотношение подъёмной силы и лобового сопротивления крыла с фиксированными предкрылками

Но существует простое решение: рост лобового сопротивления, созданного щелевым отверстием, зависит от объёма воздуха, проходящего через это отверстие, который различен для разных этапов полёта. При взлёте и посадке требуется максимальная подъёмная сила, а при крейсерском полёте - минимальное лобовое сопротивление. При уравнивании давления воздуха на верхней и нижней поверхности в передней части крыла, где располагаются предкрылки, в крейсерском режиме поток воздуха не проходит через щелевое отверстие, поэтому нет потерь энергии (и дополнительного лобового сопротивления). Уравнивание давления воздуха в крейсерском режиме легко достигается при помощи небольшого загиба задней кромки вверх. иллюстрирует соотношение коэффициента подъёмной силы и лобового сопротивления при такой конструкции крыла.

Приведённая диаграмма показывает, что крыло с фиксированными предкрылками и поднятой задней кромкой является оптимальным решением для медленного полёта, где необходима большая подъёмная сила, и имеет лишь незначительно увеличенное лобовое сопротивление при крейсерском полёте, являясь при этом относительно лёгким, благодаря отсутствию подвижных частей. Заметным недостатком является относительно небольшой диапазон малых сопротивлений, что означает узкий диапазон экономичных скоростей для дальнего полёта, но в общем, такая конфигурация обеспечивает самую оптимальную конструкцию крыла для самолёта типа STOL.

Таким образом, я выбрал такую фиксированную конфигурацию предкрылков для двухместного STOL CH 701 и нового четырехместного STOL CH 801. При всей своей лёгкости, крыло такой конструкции имеет очень высокий коэффициент подъёмной силы, что делает его очень надёжным, простым и экономичным элементом этих двух разработок.

Кроме того, чтобы ещё больше увеличить подъёмную силу, я использовал относительно большую хорду крыла. Большая хорда крыла в сочетании с относительно коротким размахом также даёт максимальную прочность и лёгкий вес. Дополнительно, крыло с постоянной хордой по сравнению с сужающимся более легко в постройке.

ЗАКОНЦОВКИ КРЫЛА

Я уже долгое время утверждаю, что законцовки Хорнера являются оптимальными для большинства конструкций лёгких самолётов, поскольку они повышают эффективный размах крыла на величину от 8” до более фута (20 - более 30 см*) без утяжеления конструкции. Как мы знаем, давление на нижней поверхности крыла больше, чем на верхней, эта разница в давлении и создаёт подъёмную силу, которая делает полёт возможным. У конца крыла воздух повышенного давления на нижней поверхности «чувствует» близкую область пониженного давления, на верхней поверхности, прямо за концом крыла, и устремляется туда, чтобы уравнять давление, создавая вторичный поток воздуха вокруг конца крыла, как показано внизу. Этот поток генерирует вихрь, продолжающийся позади крыла.

Рис. 5 – Вихрь у законцовки крыла

При закруглённых или прямоугольных концах крыла вихревое обтекание происходит вблизи конца крыла, как показано выше.

При загнутых вверх или вниз концах крыла вихрь выталкивается дальше от конца крыла. Загнутые вниз концы крыла часто встречаются в конструкциях самолётов STOL, но они увеличивают вес, так как должны быть “добавлены” к крылу.

Рис. 6 – Загнутые вверх и вниз законцовки крыла

Если поверхность законцовки крыла скошена под углом в 45 градусов с небольшим закруглением снизу и относительно острой кромкой вверху, поток воздуха, выходящий из под нижней поверхности, не может обогнуть острую верхнюю кромку и отталкивается в сторону.

Рис. 7 – Законцовки крыла Хорнера

Лётные качества самолёта зависят от расстояния от левого до правого концевого вихря (эффективный размах крыла), а не от фактически измеренного геометрического размаха крыла. Законцовки Хорнера обеспечивают наибольший эффективный размах для заданного геометрического размаха и веса крыла.

ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ

Так как самолёт STOL может летать на очень низких скоростях и предназначен для использования в неосвоенных районах, изобилующих препятствиями, управляемость самолёта на низких скоростях жизненно необходима. По моим наблюдениям, этот момент упущен из внимания во многих конструкциях лёгких самолётов с крылом большой подъёмной силы. Несмотря на то, что многие из этих самолётов имеют низкую скорость сваливания, пилот вынужден поддерживать значительно большую скорость, чтобы сохранить требуемую управляемость самолёта.

ЗАКРЫЛКИ, ЭЛЕРОНЫ И ФЛАПЕРОНЫ

Для решения указанной выше проблемы можно использовать флапероны - элероны, занимающие полный размах крыла, которые, кроме того, функционируют как закрылки. Использование полного размаха крыла обеспечивает флаперонам максимальную подъёмную силу, как закрылкам, и одновременно максимальную эффективность управления по крену, как элеронам. Такое совмещение функций достигается при минимальном весе конструкции посредством простого механического устройства смешанного управления.

Мы все знаем, что вблизи аэродинамической поверхности воздух замедляется из-за силы трения. Этот замедленный слой воздуха называется граничным слоем. Граничный слой становится более толстым при движении от передней кромки аэродинамической поверхности к задней. Другим фактором, влияющим на толщину граничного слоя, является так называемый эффект Рейнолдса, в силу которого, чем медленнее полёт, тем толще становится граничный слой. Сила трения и эффект Рейнолдса приводят к образованию граничного слоя толщиной примерно 0,5” (12 - 13 мм*) вблизи задней кромки крыла с хордой 4-5 футов (1,2-1,5 м*), сконструированного для полётов на низких скоростях.

Обычные закрылки или элероны, таким образом, имеют очень низкую эффективность в диапазоне отклонений 1 - 2 градуса, поскольку отклонение происходит в этом не очень активном аэродинамически граничном слое. Чтобы предотвратить снижение управляемости, флаперон можно сконструировать как отдельное маленькое крыло, движущееся вне граничного слоя собственно крыла и увлекаемого крылом потока воздуха. Такая система флаперонов (часто называемая флаперонами типа Юнкерса или щелевыми*) эффективна даже при больших углах атаки, так как расположена под крылом и поэтому продолжает получать «свежий» невозмущённый воздух, даже когда крыло находится на экстремальном угле атаки (См. ).

Рис. 8 – Граничный слой

ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ

Кроме того, поскольку крыло с высокой подъёмной силой сконструировано для полётов с необычно большим диапазоном углов атаки (до 30 градусов по сравнению с 15-17 градусами для обычного крыла), для достижения таких углов требуется дополнительное усилие, толкающее хвост вниз. Не имея возможности строить горизонтальное оперение увеличенной площади, мы оказываемся перед необходимостью придать ему большой отрицательный коэффициент подъёмной силы. Это достигается с одной стороны с помощью перевёрнутого аэродинамического профиля стабилизатора, а с другой – с помощью дополнительного эффекта Вентури (или Бернулли*). Как известно, эффект Вентури создаёт пониженное давление и более высокую скорость в сужающемся сечении. Такое сужение образуется, если передняя часть отклонённого руля высоты выступает над поверхностью стабилизатора, как показано на *.

Рис. 9 – Эффект Вентури

С одной стороны, пониженное давление увеличивает эффективность отклонения руля высоты, с другой - возросшая скорость воздушного потока снижает тенденцию к отрыву отклонённого воздушного потока от поверхности руля высоты*.

РУЛЬ НАПРАВЛЕНИЯ

В моих конструкциях самолётов STOL я использовал такой же цельноповоротный киль (руль направления), который я использовал во многих моих ранних моделях, так как он обеспечивает исключительно эффективное противодействие боковому ветру. Что касается конструкций STOL, когда скорость бокового ветра выше, чем скорость сваливания самолёта (это действительно случается), вы можете просто развернуть самолёт в сторону ветра и буквально подняться вертикально (даже развернувшись поперёк взлётной полосы)! Другое преимущество киля - он физически меньше, чем традиционное вертикальное оперение с отклоняемым рулём направления, а следовательно, легче; его легче конструировать и строить, поскольку он состоит из одной части. Он также облегчает выход из штопора за счёт большей фактически отклоняемой поверхности. Сам руль направления имеет полноценный симметричный аэродинамический профиль (а не является только плоской «доской»), что увеличивает его эффективность и расширяет её диапазон в сторону низких скоростей.

Плоскости крыла самолётов STOL плавно уменьшаются у корневой части, чтобы воздушный поток от пропеллера мог беспрепятственно обдувать хвостовое оперение. Положение оперения над фюзеляжем также улучшает его обдув потоком от пропеллера и увеличивает управляемость на низких скоростях, по сравнению с пониженной управляемостью на таких режимах в случае обычной конфигурации.

КОРОТКИЙ ВЗЛЁТ И ПОСАДКА

Для оптимального осуществления короткого взлёта необходим большой угол атаки на земле или около земли, и нам, соответственно, необходима общая конфигурация самолёта, позволяющая достичь такого угла атаки. Этого можно добиться, либо используя очень длинные основные стойки шасси в конфигурации с хвостовым колесом (поднимая нос), либо, поднимая заднюю часть фюзеляжа при трёхколёсной конфигурации.

Рис. 10 – Конфигурация шасси

В конфигурации c хвостовым колесом вся кабина оказывается неудобно наклонена по отношению к земле, а длинные стойки шасси делают конструкцию непрочной и тяжёлой. Также затрудняется доступ к кабине, особенно для пассажиров и груза, и серьёзно ухудшается передний обзор на земле при выруливании и взлёте.

Рис. 11 – Наклон кабины

Большинство пилотов в наши дни считают более удобной и безопасной трёхколёсную конфигурацию шасси, и почти все учебные самолёты трёхколёсные. Трёхколёсное шасси очень устойчиво при движении по земле, в то время как шасси с хвостовым колесом менее устойчиво и требует постоянного управляющего воздействия, особенно в условиях бокового ветра. Этот момент, кстати, отражают и страховые ставки на самолёты.

Крыло самолёта с трёхколёсным шасси имеет нейтральный угол атаки при нахождении на земле, в то время как у самолёта с хвостовым колесом оно имеет угол атаки для максимальной подъёмной силы (См. ). Самолёты с хвостовым колесом поэтому более чувствительны к ветру при движении по земле и более подвержены воздействию ветра на открытой стоянке (там самолёт проведёт большую часть своего срока службы, за исключением нахождения в ангаре).

Несмотря на многие преимущества трёхколёсной конструкции шасси, конфигурация с хвостовым колесом используется как во многих старых моделях, так и во многих современных моделях самолётов STOL, в основном из-за отсутствия технологий и опыта постройки лёгких и прочных конструкций с носовым колесом, и недостатка опыта разработки конструкций шасси или интереса к ним у многих сегодняшних конструкторов.

Эксплуатация во внеаэродромных условиях предполагает, что самолёты STOL должны иметь прочную и толерантную к грубым воздействиям конструкцию шасси. Шасси является наиболее слабым местом многих моделей лёгких самолётов, что делает их зависимыми от взлётно-посадочных полос с покрытием, несмотря на способность взлетать и садиться на короткой дистанции.

В моих моделях STOL я использовал простую двояко изогнутую пружинящую балку в качестве опоры основного шасси. Хотя это не самая лёгкая конструкция шасси, она отлично приспособлена для неподготовленных площадок, особенно в сочетании с большими колёсами, очень прочна, проста и практически не требует технического обслуживания. Стойка носового колеса управляемая, напрямую связанная с педалями руля направления. Для амортизации используется одиночный усиленный эластичный жгут (bungee). STOL CH 801 перенял конструкцию носового шасси у ZENITH CH 2000, моей серийной модели учебного самолёта, имеющей сертификат типа. Колеса основного шасси оснащены индивидуальными гидравлическими дисковыми тормозами, активируемыми нажатием конца ступни (toe brakes), обеспечивающими исключительную наземную управляемость. Практика показала хорошую пригодность такого устройства шасси для травяных полей, как и пригодность для пилотов с ограниченным временным ресурсом. (Износ носовой стойки и колеса минимизирован путём уменьшения давления на носовое колесо под действием момента от горизонтального оперения, что является особенностью моих конструкций самолётов STOL.

Прямоугольная кабина обеспечивает максимум удобного пространства для пассажиров и груза. Кабина четырёхместного STOL CH 801 достаточно длинная, чтобы в ней можно было установить носилки вдоль правого борта на сложенное сидение второго пилота и оставить при этом адекватное пространство для пилота и одного пассажира. Два ящика объёмом до 50 галлонов (0,2 куб м*) можно перевозить в хвостовой части. Естественно, STOL CH 801 является практичным спортивным самолётом, имеющим достаточно внутреннего пространства для ночёвки двух человек и более чем достаточно места для багажа во время продолжительного внеаэродромного путешествия. Двухместный STOL CH 701 на удивление просторен для самолёта такого размера и веса.

Возможно, не являясь самым эстетически привлекательным, прямоугольный фюзеляж очень прост в постройке и улучшает курсовую устойчивость, а также дополнительно противодействует штопору из-за плоских поверхностей и прямых углов.

КАБИНА/ОБЗОР

Удобство обзора для пилота и пассажира является важной характеристикой самолёта, но она часто игнорируется разработчиками. Хороший обзор особенно необходим в самолётах STOL, когда пилоту необходимо видеть препятствия при полёте над дикой местностью. Пассажирам также нужен хороший обзор, чтобы наслаждаться низким и медленным полётом. Они не хотят довольствоваться маленьким иллюминатором, как в коммерческом лайнере.

Хотя открытая кабина предоставляет беспрепятственный обзор, но наличие насекомых, ветра, холодного воздуха обуславливают необходимость закрытой кабины для современного самолёта, чтобы обеспечить минимальный привычный для человека уровень комфорта. Закрытая кабина также делает возможной хорошую вентиляцию и отопление, защищает электронное оборудование и багаж. Большие двери делают возможным лёгкий доступ в кабину для пассажиров и громоздкого багажа. Двери можно также снять для обеспечения максимальной видимости и ощущения полёта в «открытом воздухе».

Конфигурация с высокорасположенным крылом обеспечивает лучший обзор вниз, что позволяет наслаждаться видами при медленном и низком полёте и предоставляет пилоту возможность видеть и уклоняться от препятствий, что необходимо при полётах в дикой местности. В моих конструкциях STOL консоли крыла также дополнительно приподняты над кабиной. При этом также расширяется горизонтальная видимость. Также уменьшение толщины крыла в районе центроплана позволяет сделать эту часть стеклянной и создать обзор вверх. Застеклённая крыша кабины желательна для обзора пилота в высокоманёвренном самолёте.

Сужающееся к корневой части крыло в сочетании со стеклянным потолком обеспечивают хороший обзор. Дизайн крыла минимизирует встречную поверхность в воздушном потоке за винтом, улучшает лётные качества, обеспечивает прямой поток воздуха от пропеллера к оперению, способствует превосходной управляемости при медленном полёте.

Дополнительным преимуществом этой конфигурации с сужающимися консолями крыла над кабиной, помимо обзора, является меньшая встречная поверхность, что означает меньшее лобовое сопротивление (большую скорость при той же мощности), и отличная управляемость на низких скоростях, так как воздух беспрепятственно направляется от пропеллера к хвосту.

Сидения экипажа рядом: передний обзор

Как в большинстве современных самолётов, я использовал расположение сидений рядом, чтобы обеспечить пилоту и пассажиру максимальный комфорт. Кроме того, кабина обладает достаточной эргономичностью для обеспечения максимального удобства и эффективности действий пилота. Внутренне кабина STOL CH 801 выполнена так, чтобы обеспечить комфорт для четырёх крупных взрослых человек. При этом она может быть легко переоборудована для перевозки груза. Большие двери на каждой стороне обеспечивают лёгкий доступ в кабину с обеих сторон. Регулируемые передние сиденья складываются вперёд и обеспечивают лёгкий доступ к задним сиденьям /грузовому отсеку. Если предполагается такое назначение, задний отсек может быть преобразован для размещения груза, включая ящики объёмом до 50 галлонов (0,2 куб м*), или кабина может быть переделана под лежачее место (пациент на носилках) на месте переднего и заднего сидения с правой стороны, с пилотом на левом переднем сиденье и врачом или сопровождающим на левом заднем сиденье. Пилоты-путешественники могут в буквальном смысле слова разбить лагерь в STOL CH 801.

ПРОЧНОСТЬ ЦЕЛЬНОМЕТАЛЛИЧЕСКОЙ КОНСТРУКЦИИ

Самолёты, используемые в диких местностях, должны быть прочными, надёжными и иметь простое техническое обслуживание. Термин “полевое обслуживание” приобретает новое значение, когда пилоту в буквальном смысле слова необходимо осуществить базовое техническое обслуживание и ремонт, что называется, в чистом поле.

Основываясь на своём более чем 30-летнем опыте проектирования и постройки цельнометаллических самолётов, а также более чем 60-летнем опыте работы в промышленности с несущей обшивкой и конструкциями типа полумонокок, я выбрал для обоих самолётов STOL CH 701 и STOL CH 801 цельнометаллическую конструкцию. Несмотря на всё увеличивающееся количество новых современных материалов, вполне традиционные конструкции из алюминиевых сплавов не собираются устаревать и являются отличным выбором для конструктора.

Алюминиевые сплавы имеют следующие преимущества:

• хорошие прочностные характеристики при небольшом весе
• устойчивость к коррозии, особенно при использовании новейших сплавов и современных покрытий
• низкую стоимость и широкую доступность
• проверенную надёжность и устойчивость к воздействию солнца и влаги
• наличие обширных эмпирических данных о свойствах
• лёгкость обращения: инструменты и процессы достаточно просты, не требуют специальных температурных режимов, обеспыленной среды, как в случае композитных материалов. Современные вытяжные заклёпки значительно упростили сборку цельнометаллической конструкции самолёта из кита
• пластичность: возможность лёгкого придания различной формы, практически без ограничения
• большую экологическую безопасность: нет опасности для здоровья при работе с листовым металлом, пригодным также и для переработки
• лёгкость проведения осмотра: дефекты и повреждения материала или конструкции хорошо заметны
• лёгкость ремонта: заклёпки можно легко удалить, чтобы заменить поврежденные части или узлы; отдельные части можно заменить без полной замены целой секции корпуса летательного аппарата

Таким образом, конструкции из алюминиевых сплавов отлично подходят для самолётов, используемых в диких местностях: 1) допускают продолжительное хранение на открытом воздухе, 2) прочны и надёжны, 3) их легко осматривать, осуществлять техническое обслуживание и ремонт в полевых условиях. Например, простая заплатка из листового металла может быть приклёпана на повреждённый участок, и самолёт может долететь до аэропорта базирования.

Хорошо сконструированный самолёт из листового металла обладает повышенной безопасностью при столкновениях с препятствиями, так как энергия столкновения поглощается последовательной деформацией металлической конструкции, в отличие от раскалывания или раздробления от удара. Шасси моего STOL поглощает много энергии. Поэтому требуется гораздо больше энергии, чтобы «вырвать » их. И даже после этого алюминиевый каркас с несущей обшивкой нуждаются в гораздо большей энергии, чтобы начать гнуться, коробиться и скручиваться. Прочная рама кабины защитит пассажиров даже при маловероятном капотировании самолёта с трехколёсным шасси, а консоли крыла, расположенные гораздо выше, чем головы пассажиров, дополнительно поглотят энергию удара. Ещё одно важное преимущество, часто игнорируемое, это хорошая защита от грозовых разрядов, которая обеспечивается металлической конструкцией.

Для меня, как для авиационного инженера, очень легко сконструировать сложный летательный аппарат и более сложно создать простой. Чтобы кит воздушного судна был успешен, от должен быть относительно простым в плане конструкции, сборки и оборудования. Простая конструкция не только легка и доступна для постройки, она также более пригодна для постройки самодельщиком, поскольку уменьшает вероятность ошибок и последствия плохого качества работы. Для простой конструкции время постройки будет меньше, потребуется меньше инструментов и практических навыков, чем для сложных проектов. После окончания постройки такой самолёт будет легче эксплуатировать и обслуживать. Простое оборудование максимизирует надёжность, при этом минимизируя объём работы пилота. В течение 24 лет опыта разработки и производства китов для самодельщиков, мы научились конструировать самолёты именно для самодельщиков и спортивных пилотов, предлагая им полностью укомплектованные киты, которые собираются легко, с минимумом инструментов и практических навыков.

В соответствии с принципом, в силу которого форма обуславливается функцией, мои две разработки самолётов STOL имеют свою специфическую красоту, которая больше, чем просто внешняя красота, для того, кто разбирается в аэродинамических и конструктивных особенностях, которыми обладают эти разработки, и которые делают их высокоэффективными самолётами с коротким взлётом и посадкой, которые при этом легко строить и обслуживать и которые обладаают высокой надёжностью и универсальностью.

Первоначальный STOL CH 701 и новый STOL CH 750 обладают отличными эксплуатационными данными, возможностью внеаэродромной эксплуатации, лёгким весом и очень экономичным двухместным дизайном. На них легко и приятно летать. В то время как новый STOL CH 801 действительно практичный спортивный самолёт с полезной нагрузкой в 1000 фунтов (около 450 кг*).

Фотография реального короткого взлёта

Для меня как разработчика - действительно награда, видеть, как мои разработки применяются по всему миру для выполнения гуманитарных миссий на удалённых территориях, а также читать в письмах пилотов, что самолёт «стартует как пробка из бутылки шампанского» !

*Примечание/адаптация переводчика

Самолеты вертикального взлета и посадки привлекательны нетребовательностью к системе базирования, что делает их оружием гарантированного ответа и высокой гибкости применения.

Конец 60-х годов был важным периодом в развитии мировой авиации. Тогда создавались и принимались на вооружение качественно новые типы летательных аппаратов, большинство из которых концептуально определяют авиацию до сих пор. Одним из таких прорывных направлений был самолет вертикального (короткого) взлета и посадки (СВКВП). К началу 70-х определились мировые лидеры в новой сфере – Великобритания и СССР, сумевшие наладить серийное производство. В Советском Союзе головным конструкторским бюро по развитию этого класса стало ОКБ имени А.С.Яковлева.

Отечественный первенец, самолёт Як-38, был несовершенен и рассматривался как переходная модель. Его сменил качественно новый Як-41 , первый в мире сверхзвуковой СВКВП. По тактико-техническим данным он значительно превзошел британского конкурента «Харриер» самых последних модификаций и мог практически на равных бороться с новейшим на тот момент американским палубным истребителем-бомбардировщиком F/A-18А. При максимальной скорости1800 км/ч боевой радиус Як-41 при вертикальном взлете и полете к цели на дозвуковой скорости мог достигать400 км, а при взлете с коротким разбегом – до700 км.

Самолет Як-41 был оснащен многорежимной РЛС, по характеристикам близкой к РЛС «Жук» на . Имел встроенную 30-мм пушку, на подвеске нес корректируемые авиабомбы и ракеты, в том числе воздушного боя средней дальности Р-27 различных модификаций и малой дальности Р-73, «воздух-земля» Х-29 и Х-25, противокорабельные Х-35 и противорадиолокационные Х-31. Распад Советского Союза и последующие экономические неурядицы пресекли развитие отечественных СВКВП, с 1992 года финансирование этого направления в ОКБ имени Яковлева прекратилось.

Великобритания же начала поэтапную модернизацию своего СВКВП «Харриер». Первоначальный его вариант был почти равноценен Як-38, не имел бортовой РЛС, имел только неуправляемое оружие и сопоставимый с советским аналогом радиус боевого применения. В дальнейшем самолет подвергся глубокой модернизации.

К началу войны за Фолклендские (Мальвинские) острова в 1982 году принятый на вооружение флота «Си Харриер» FRS.1 уже был полноценной боевой машиной, мог использоваться как истребитель и штурмовик. 28 самолетов этого типа, действуя с авианосцев «Инвинсибл», «Гермес» и наскоро оборудованных площадок на берегу, в боях с аргентинскими ВВС сбили 22 машины, оказывали эффективную поддержку морским десантам в глубине обороны противника. Действия британской авианосной авиации продемонстрировали исключительное значение СВКВП при проведении морских операций.

«Харриер» различных модификаций до сих пор остается единственным серийным самолетом этого класса, он стоит на вооружении многих стран, в том числе США, Великобритании, Индии, Италии и Испании. За исключением Америки «Харриер» везде числится палубным самолетом. То есть в странах, не имеющих полноценных авианосцев, «Харриер» заменяет машины с обычным взлетом и посадкой.

Основные достоинства этого класса, прежде всего, заключаются в качественно более широких возможностях наземного базирования, которые позволяют значительно повысить боевую устойчивость группировки ВВС под ударами противника. Но пока эти преимущества нигде не использованы.

Всем рассредоточиться!

Опыт войн последних десятилетий показывает, что боевые действия начинаются с масштабного воздушного наступления. Первая подобная операция направлена главным образом на завоевание превосходства в воздухе. Важнейшей составной частью этого остается разгром авиации противника на аэродромах.

Ударами по базам достигается тройная цель: уничтожаются самолеты, разрушается аэродромная сеть, прежде всего взлетно-посадочные полосы (ВПП), и нарушается система тылового обеспечения ВВС, в частности ущерб наносится запасам топлива и боеприпасов, силам и средствам их подачи к самолетам. В результате если и удается сохранить часть авиации, она лишена боеспособности.

Самолеты вертикального взлета и посадки Як-41

Для стран, которые не предполагают первыми начинать военные действия, вопрос обеспечения боевой устойчивости авиации в районах базирования под массированными воздушными ударами является критически важным. Обеспечить эту устойчивость только за счет надежной системы ПВО весьма проблематично. Количество аэродромов ограничено, их местоположение и характеристики хорошо известны, поэтому агрессор может создать такую группировку ударных сил и средств, выбрать такой способ действий, которые позволят ему гарантированно преодолеть ПВО.

Ключевым условием обеспечения устойчивости ВВС является рассредоточение на запасные аэродромы . Однако у современных боевых самолетов с нормальным взлетом высокие требования по длине и качеству (например, прочности покрытия) ВПП. Такая полоса – это капитальное сооружение, которое долго строить и легко выявить современными средствами разведки. Если использовать в качестве аэродромов рассредоточения гражданские аэропорты и участки шоссе, проблему радикально не решить, так как их немного, особенно в районах со слабо развитой дорожной сетью.

Отсюда вытекает важнейший вывод: обеспечить боевую устойчивость группировок современной боевой авиации от упреждающих ударов противника возможно главным образом за счет радикального повышения возможностей ее рассредоточения.

Одним из весьма перспективных выходов из положения может стать принятие на вооружение СВКВП. При коротком взлете им достаточно полосы около 150 метров, при вертикальном – ровной площадки в несколько десятков метров. Лесная поляна или участок шоссе могут стать настоящим аэродромом. Требования к качеству покрытия также существенно ниже, поскольку динамические нагрузки при посадке и взлете СВКВП на поверхность значительно меньше, чем при обычном взлете. Принятие на вооружение самолетов вертикального и короткого взлета и посадки позволит значительно расширить систему базирования, повысить боевую устойчивость в целом .

Нельзя сбрасывать со счетов и существенные возможности СВКВП на море. В случае необходимости с их помощью можно увеличить количество авианесущих кораблей в составе любого флота. Впервые это продемонстрировала Великобритания в ходе конфликта на Фолклендах. В дополнение к двум имевшимся тогда авианосцам британцы в течение семи – девяти суток по американскому проекту АРАПАХО переоборудовали под носители «Харриеров» крупные контейнеровозы «Атлантик Конвейерз», «Атлантик Коузвей» и «Контендер Безант».

СВКВП обладают и рядом серьезных недостатков, не позволяющих полностью заменить самолеты с нормальным взлетом . Прежде всего, это меньшая на 15–30 % дальность полета даже при взлете с коротким разбегом. При вертикальном взлете радиус сокращается еще больше – в два-три раза и достигает всего 200–400 км. Меньше и боевая нагрузка из-за сложной и тяжелой двигательной установки. По оценке директора инженерного центра ОКБ имени А.С.Яковлева Константина Поповича, стоимость самолета с вертикальным и коротким взлетом и посадкой может быть в полтора раза больше.

Однако важно отметить, что нет причин и факторов, препятствующих созданию СВКВП, способного на равных бороться с обычными самолетами. Примером может стать разработка и принятие на вооружение американского СВКВП F-35 («Лайтнинг-2»). Машина выполнена с применением «стелс-технологий», при максимальной взлетной массе около 30 тонн имеет приличный боевой радиус около800 кми боевую нагрузку – около8000 кг. Правда, стоимость ее велика и для серийных изделий может составлять 70–100 млн. долларов.

Отмеченные достоинства и недостатки определяют нишу СВКВП в системе авиационного вооружения любого государства . В составе ВВС эти самолеты способны быть основой группировки гарантированного ответа, то есть той части авиации, которая после упреждающего массированного удара противника может принять участие в боевых действиях. Рассредоточение СВКВП малыми группами по множеству небольших, скрытых от разведки противника взлетных площадок, пусть и неважного качества, исключит поражение при первых ударах.

Во флотах, даже обладающих полноценными авианосцами, эти самолеты позволят значительно наращивать численность авианесущих кораблей, которые будут незаменимы при поддержании благоприятного оперативного режима в важных районах, защите коммуникаций, десантных соединений на переходе морем и в районе высадки, а также в интересах группировок тыла.

Так что ниша для СВКВП очевидна, никакой другой класс авиации их в этом качестве заменить не может. Этот факт все больше осознают в мире. Не случайно за «Лайтнингами-2» уже выстроилась очередь желающих стран, разместивших заказы на их закупку.

Сила – залог добрососедства

А в России, к сожалению, дела с этим классом авиации обстоят чрезвычайно плохо. В 90-е годы программа их развития была закрыта, причем некоторые технологии оказались в США и там их успешно используют. К настоящему времени научно-технологические и инженерно-конструкторские школы СВКВП уничтожены. Как с грустью говорит Константин Попович, остались единицы специалистов, участвовавших в разработке Як-41.

Имеющаяся документация и сохранившиеся специалисты еще позволяют возродить производство отечественных СВКВП . Для этого, по оценкам Поповича, потребуется до десяти лет. Необходимы значительные расходы на воссоздание всей производственной цепочки, начиная с комплектующих. А прежде всего необходимо возродить производство соответствующих двигателей, для чего принять специальную государственную программу.

В современном однополярном мире гарантией сохранения партнерских отношений с государствами на западе, особенно за океаном, востоке и юге может быть только твердое понимание всеми сторонами, что военное давление на Россию не имеет смысла, успех военной операции против нее не обеспечен. Одним из важнейших факторов, позволяющих достигнуть устойчивого положения, является способность наших ВВС в любых условиях ответить агрессору. В свою очередь достичь этого возможно за счет достаточной группировки СВКВП.

Для отражения массированных ударов с воздуха нам необходимо ввести в сражение сопоставимое с атакующими силами количество истребителей во взаимодействии с наземными средствами ПВО. Значит, ВВС нуждаются как минимум в 250–300 самолетах вертикального и короткого взлета и посадки. Имея столько машин, Россия способна поднять на перехват агрессора не менее 100–150 СВКВП, даже если основные и запасные аэродромы с обычными самолетами уже разгромлены.

ВМФ России без авианесущих кораблей неспособен обеспечить решение такой ключевой задачи, как поддержание благоприятного оперативного режима за пределами досягаемости авиации берегового базирования. Воздушная поддержка особенно актуальна для прикрытия надводных кораблей, подводных лодок от базовой патрульной авиации противника, для предотвращения прорыва небольших групп надводных кораблей и катеров в защищаемые районы.

Корабли с СВКВП могут существенно повысить эффективность отечественного флота также в дальней морской и океанской зонах. Там они способны успешно решать задачи ПВО (это продемонстрировали английские «Харриеры» в ходе англо-аргентинского конфликта) и наносить удары по отдельным корабельным группам противника.

Как показывает опыт боевого применения американских универсальных десантных кораблей (УДК) против Югославии, их авиагруппы эффективны при нанесении ударов по наземным объектам в составе массированных авиационно-ракетных ударов, а также в ходе систематических действий.

Сегодня в составе нашего флота есть только один авианосец. Поэтому весь спектр задач, которые необходимо возложить на авиацию корабельного базирования, он своей авиагруппой решить не готов. На каждом из наших флотов необходимо иметь минимум два легких авианосца, имеющих СВКВП. В этой роли можно использовать , навязанные нашему флоту. С такой авиагруппой их пребывание в составе ВМФ РФ будет серьезно обосновано.

Общие потребности ВМФ России в СВКВП составляют около 100 единиц, а с учетом ВВС нашей стране необходимо как минимум 350–400 машин . Проанализировав необходимые затраты на развитие аэродромной сети и компенсацию потерь от возможных упреждающих массированных авиационно-ракетных ударов противника, делаем вывод, что существенно дешевле обойдутся программа создания СВКВП и закупка необходимого количества таких самолетов. А эффективность обороны государства только возрастет.

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

Принцип действия

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

Как называются части самолета

Корпус состоит из следующих основных частей:

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

Крылья и фюзеляж

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

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

Конструкция оперения

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

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

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

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

Системы управления

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

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

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

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

Двигатели

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

Они подразделяются на:

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

Прочие системы

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

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

Классификация

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

Гражданские самолеты подразделяются на:

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

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

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

Устройство самолетов

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

Различают следующие схемы устройства ЛА:

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

Самолеты, выполненные по классической схеме

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

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

Недостатками нормальной схемы являются:

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

Устройство самолета по схеме «утка»

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

Преимущества:

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

Недостатки схемы «утка»:

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

Самолеты, выполненные по схеме «бесхвостка»

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

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

Недостатки:

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

«Летающее крыло»

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

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

К недостаткам относится сложность обеспечения устойчивости полета ЛА.

«Тандем»

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

Комбинированная схема

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

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

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

Конвертируемая схема

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

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

Основные агрегаты самолета

Самолеты относятся к летательным аппаратам тяжелее воздуха, им характерен аэродинамический принцип полета. У само­летов подъемная сила Y создается за счет энергии воздушного по­тока, омывающего несущею поверхность, которая неподвижно закреплена от­носительно корпуса, а поступательное движение в заданном направ­лении обеспечивается тягой силовой установки (СУ) самолета.

Различные типы самолётов имеют одни и те же основные агрегаты (составные части): крыло , вертикальное (ВО) и горизонтальное (ГО) оперение , фюзеляж , силовую установку (СУ) и шасси (рис 2.1).

Рис. 2.1. Основные элементы конструкции самолета

Крыло самолета1 создает подъемную силу и обеспечивает попе­речную устойчивость самолету при его полете.

часто крыло является силовой базой для размещения шасси, двигателей, а его внутренние объемы используют для размещения топлива, оборудования, различных узлов и агрегатов функциональных систем.

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) современных самолетов на крыле устанавливаются средства механизации по передней и задней кромкам. По передней кромке крыла размещают предкрылки , а по задней - закрылки10 , интерцепторы12 и элероны-интерцепторы .

В силовом отношении крыло представляет собой балку сложной конструкции, опорами которой являются силовые шпангоуты фюзеляжа.

Элероны11 являютсяорганами поперечного управления. Они обеспечивают поперечную управляемость самолета.

В зависимости от схемы и скорости полета, геометрических па­раметров, конструкционных материалов и конструктивно-силовой схемы масса крыла может составлять до 9…14 % от взлетной массы само­лета.

Фюзеляж13 объединяет основные аг­регаты самолета в единое целое, т.е. обеспечивает замыкание сило­вой схемы самолета.

Внутренний объем фюзеляжа служит для размеще­ния экипажа, пассажиров, грузов, оборудования, почты, багажа, средств спасения людей на случай возникновения аварийных ситуа­ций. В фюзеляжах грузовых самолетов предусмотрены развитые погрузочно-разгрузочные системы, устройства быстрой и надежной швар­товки грузов.

Функцию фюзеляжа у гидросамолётов выполняет лодка, которая позволяет производить взлет и посадку на воду.

фюзеляж в силовом отношении является тонкостенной балкой, опорами которой являются лонжероны крыла, с которыми он связан через узлы силовых шпангоутов.

масса констру­кции фюзеляжа составляет 9…15 % от взлетной массы самолета.

Вертикальное оперение5 состоит из неподвижной части киля4 и руля направления (РН) 7 .

Киль 4 обеспечивает самолету путевую устойчивость в плоскости X0Z , а РН - путевую управляемость относительно оси 0y .

Триммер РН 6 обеспечивает снятие длительных нагрузок с педалей, например, при отказе двигателя.

Горизонтальное оперение9 включает в себя неподвижную или ограниченно подвижную часть (стабилизатор2 ) и подвижную часть – руль высоты (РВ) 3 .

Стабилизатор 2 придает самолету продольную устойчивость, а РВ 3 - продольную управляемость. РВ может нести на себе трим­мер 8 для разгрузки штурвальной колонки.

Масса, конструкции ГО и ВО обычно не превышает 1,3…3 % от взлетной массы самолета.

Шасси самолета 16 относится к взлетно-посадочным устройствам (ВПУ), которые обеспечивают разбег, взлет, посадку, пробег и маневрирование само­лета при движении по земле.

Число опор и расположение их относительно центра масс (ЦМ) самолета за­висит от схем шасси и особенностей эксплуатации самолета.

Шасси самолета, показанного на рис.2.1, имеет две основные опоры16 и одну носовую опору17 . Каждая опора включает в себя силовую стой­ку18 и опорные элементы - колеса15 . Каждая опора может иметь несколько стоек и несколько колес.

Чаще всего шасси самолета дела­ют убирающимися в полете, поэтому для его размещения предусматри­вают специальные отсеки в фюзеляже 13. Возможна уборка и размещение основных опор шасси в специальных гондолах (или мотогондолах), обтекателях14 .

Шасси обеспечивает поглощение кинетической энергии удара при посадке и энергии торможения на пробеге, рулении и при маневрировании самолета по аэродрому.

самоле­ты-амфибии могут совершать взлет и посадку, как с наземных аэродромов, так и с водной поверхности.

Рис.2.2. Шасси самолета-амфибии.

на корпусе гидросамолета устанавливают колесно­е шасси, а под крылом размещают поплавки1 ,2 (рис.2.2).

Относительная масса шасси обычно составляет 4…6% от взлетной массы самолета.

Силовая установка 19 (см.рис.2.1), обеспечивает создание силы тяги самолета.Она состоит из двигателей, а также сис­тем и устройств, обеспечивающих их работу в условиях летной и наземной эксплуатации самолета.

У поршневых двигателей сила тяги создается воздушным винтом, у турбовинтовых - воздушным винтом и частично реакцией газов, у реактивных - реакцией газов.

В СУ входят: узлы крепления двигателей, гондола, управление СУ, входные и выходные устройства двигателей, топливная и масляная системы, системы запуска двигателя, противопожарная и противообледенительная системы.

Относительная масса СУ в зависимости от типа двигателей и схе­мы размещения их на самолете может достигать 14…18 % от взлетной мас­сы самолета.

2.2. Технико-экономические и летно-технические
характеристики самолетов

Технико-экономическими характеристиками самолетов являются:

Относительная масса полезной нагрузки:

`m пн = m пн /m 0

где m пн - масса полезной нагрузки;

m 0 - взлетная масса самолета;

Относительная масса максимальной платной нагрузки:

`m кнmах = m кнmах / m 0

где m кнmах масса максимальной коммерческой нагрузки;

Максимальная часовая производительность:

П ч = m кнmах ∙v рейс

где v рейс - рейсовая скорость самолета;

Расход топлива на единицу производительности q Т

К основным летно-техническим характеристикам самолетов отно­сят:

Максимальную крейсерскую скорость v кр.mах ;

Крейсерскую экономическую скорость V к p .эк ;

Высоту крейсерского полета Н к p ;

Дальность полета с максимальной платной нагрузкой L ;

Среднее значение аэродинамического качества К в полете;

Скороподъемность;

Грузоподъемность, которая определяется массой пассажиров, грузов, багажа, перевозимой на самолете при заданной полетной мас­се и запасе топлива;

Взлетно-посадочные характеристики (ВПХ) самолета.

Основными параметрами, характеризующими ВПХ, являются ско­рость захода на посадку - V з.п ; посадочная скорость - V п ;скорость отрыва при взлете - V omp ; длина разбега при взле­те - l раз ; длина пробега при посадке - l np ; максимальное значение коэффициента подъемной силы в посадочной конфигура­ции крыла - С у max п ;максимальное значение коэффициента подъемной силы во взлетной конфигурации крыла С у max взл

Классификация самолетов

Классификацию самолетов проводят по многим критериям.

Одним из основных критериев классификации самолетов являет­ся критерий по назначению . этот критерий предопределяет летно-технические характеристики, геометрические параметры, компоновку и состав функциональных систем самолета.

По своему назначению самолеты подразделяют на гражданские и военные . Как первые, так и вторые самолеты классифицируют в зависимости от вида выполняемых задач.

Ниже рассмотрена классификация только гражданских самолетов.

Гражданские самолеты предназначены для перевозки пассажиров, почты, грузов, а также для решения разнообразных народнохозяйственных задач.

Самолеты под­разделяют на пассажирские , грузовые , экспериментальные , учебно-тренировочные , а также на самолеты целевого народнохозяйствен­ного назначения .

Пассажирские самолеты в зависимости от дальности полета и грузоподъемности подразделяют на:

- дальние магистральные самолеты – дальность полета L >6000 км;

- средние магистральные самолеты - 2500 < L < 6000 км;

- ближние магистральные самолеты - 1000< L < 2500 км;

- самолеты для местных воздушных линий (МВЛ) - L <1000 км.

Дальние магистральные самолеты (рис. 2.3) с дальностью поле­та более 6000 км, обычно, оснащаются СУ из четырех ТРДД или винтовентиляторных двигателей, что позволяет повысить безопас­ность полета в случае отказа одного или двух двигателей.

Средние магистральные самолеты (рис. 2.4, рис. 2 .5) имеют СУ из двух-трех двигателей.

Ближнемагистральные самолеты (рис. 2.6) при дальности полета до 2500 км имеют СУ из двух-трех двигателей.

Самолеты местных воздушных авиалиний (МВЛ) эксплуатируются на авиационных трассах протяжен­ностью менее 1000 км, а их СУ может состоять из двух, трех и да­же четырех двигателей. Увеличение числа двигателей до четырех обу­словлено стремлением обеспечить высокий уровень безопасности поле­тов при большой интенсивности взлетов-посадок, характерных для са­молетов МВЛ.

К самолетам МВЛ можно отнести административные само­леты, которые рассчитаны на перевозку 4…12 пассажиров.

Грузовые самолеты обеспечивают перевозку грузов. Эти самолеты в зависимости от дальности полета и грузоподъемности могут подразделяться аналогично пассажирским. перевозка грузов может осуществляться как внутри грузовой кабины (рис.2.7), так и на внешней подвеске фюзеляжа (рис. 2.8).

Учебно-тренировочные самолеты обеспечивают подготовку и тренировку летного состава в учебных заведениях и центрах подготовки гражданской авиации (рис.2.9)Такие самолеты часто изготовляют двухместными (инструктор и стажер)

Экспериментальные самолеты создаются для решения конкретных научных проблем, проведения натурных исследований непосредственно в полете, когда необходима проверка выдвигаемых гипотез и конструктивных решений.

Самолеты народнохозяйственного назначения в зависимости от целевого использования разделяются на сельскохозяйственные, патрульные, наблюдения за нефте- и газопроводами, лесными массивами, прибрежной зоной, дорожным движением, санитарные, ледовой разведки, аэрофотосъемки и др.

Наряду со специально спроектированными для этих целей самолетами под целевые задачи могут переоборудоваться самолеты МВЛ малой грузоподъемности.

Рис. 2.7. Грузовой самолет

Рис. 2.10

Рис. 2.9

Рис.2.8

Рис. 2.8. Перевозка грузов на внешней подвеске

Рис. 2.9. Учебно-тренировочный самолет

Рис. 2.10. Самолет народнохозяйственного назначения

Аэродинамическую компоновку самолета характеризует число, внешняя форма несущих поверхностей и взаимное расположение крыла, оперения и фюзеляжа.

В основу классификации аэродинамических компоновок положено два признака:

- форма крыла ;

- расположение оперени я.

В соответствии с первым признаком выделяют шесть типов аэродинамических компоновок:

- с прямым и трапециевидным крылом;

- со стреловидным крылом;

- с треугольным крылом;

- с прямым крылом малого удлинения;

- с кольцевым крылом;

- с круглым крылом .

Для современных гражданских самолетов практически использу­ют первые два и частично третий тип аэродинамических компоновок.

Согласно второму типу классификации выделяют следующие три варианта аэродинамических компоновок самолетов:

Нормальной (классической) схемы;

Схемы " утка " ;

Схема "бесхвостка".

Разновидностью схемы "бесхвостка" является схема "летающее крыло".

Самолеты нормальной схемы (см.рис.2.5, 2.6) имеют ГО, расположенное за крылом. Эта схема получила господствующее распространение на самолетах гражданской авиации.

Основные достоинства нормальной схемы:

Возможность эффективного использования механизации крыла;

Легкое обеспечение балансировки самолета с выпущенными закрылками;

Уменьшение длины но­совой части фюзеляжа. Это улучшает обзор пило­ту и уменьшает площадь ВО, так как укороченная носовая часть фюзеляжа вызывает появление меньшего дестабилизирующего путевого момента;

Возможность уменьшения площадей ВО и ГО, так как плечи ГО и ВО значительно больше, чем у других схем.

недоста­тки нормальной схемы:

ГО создает отрицательную подъемную силу практически на всех режимах полета. Это приводит к уменьшению подъемной силы само­лета. Особенно на переходных режимах полета при взлете и посадке;

ГО находится в возмущенном воздушном потоке за кры­лом, что отрицательно сказывается на его работе.

Для выноса ГО из "аэродинамической тени" крыла или из "спутной струи" закрылков на переходных режимах полета его смещают относительно крыла по высоте (рис.2.11, а), выносят его на середину киля (рис.2.11;б) или на верх киля (рис.2.11, в).

Рис. 2.12

Рис. 2.11

Рис. 2.11 Схемы размещения горизонтального оперения

а. ВО., смещенное относительно крыла по высоте;

б. ВО расположено на середине киля (крестообразное оперение);

в. Т- образное оперение;

г. v - образное оперение.

В практике самолетостроения известны случаи использования на самолете комбинированного, так назы­ваемого v -образного опе­рения (рис. 2.12). функции ГО и ВО в этом случае выполняют две поверхности, разнесенные под углом относительно друг друга. Рули, размещенные на этих поверхностях, при синхрон­ном отклонении вверх и вниз работают как РВ, а при отклонении одного руля вверх, а другого вниз достигается управление самоле­том в путевом отношении.

Достаточно часто на самоле­тах может применяться двухкилевое и даже трехкилевое ВО.

При аэродинами­ческой компоновке самолета по схеме "утка" на ГО разме­щают перед крылом на носовой части фюзеляжа (рис.2.13)

Достоинствами схемы "утка" являются:

Размещение ГО в невозмущенном воздушном потоке;

Возможность уменьшения размеров крыла, так как ГО стано­вится несущим, т.е. участвует в создании подъемной силы самоле­та;

Достаточно легкое парирование возникающего пикирующего мо­мента при отклонении механизации крыла отклонением ГО;

Рис. 2.13 Компоновка самолета по схеме "утка"

Увеличение плеча ГО на более 30 %, чем у нормальной схемы, что позволяет уменьшить площадь крыла;

При достижении больших углов атаки срыв потока на ГО воз­никает раньше, чем на крыле, что практически устраняет опасность выхода самолета на закритические углы атаки и сваливание его в штопор.

У самолета, выполненного по схеме "утка", смещение положе­ния фокуса назад при переходе от М <1 к М>1 меньше, чем у са­молетов нормальной схемы, поэтому увеличение степени продольной устойчивости наблюдается в меньшей мере.

Недостатками данной схемы являются:

Снижение несущей способности крыла на 10-15 % из-за ско­са потока от ГО;

Сравнительно малое плечо ВО, приводящее к увеличению пло­щади ВО, а иногда и к установке двух килей для увели­чения путевой устойчивости. Это компенсирует дестабилизирующий мо­мент, создаваемый удлиненной носовой частью фюзеляжа.

Схема "бесхвостка" характеризуется отсутстви­ем ГО (см. рис. 1.13), при этом функции ГО перекладываются на кры­ло. Самолеты, выполненные по такой схеме, могут не иметь фюзе­ляжа, в этом случае их называют "летающим крылом". Для таких са­молетов характерно минимальное лобовое сопротивление.

Схема "бесхвостка" имеет следующие достоинства:

Так как на таких самолетах используются треугольные крылья, то при больших размерах бортовой нервюры можно уменьшить относи­тельную толщину профиля, обеспечив рациональное использование объема крыла для размещения топлива;

Отсутствие нагрузок ГО позволяет облегчить хвостовую часть фюзеляжа;

Уменьшается стоимость и масса планера, так как отсутству­ет ГО, по этой же причине уменьшается сопротивление трения самолета из-за уменьшения площади обтекаемой воздушным потоком поверхности;

Значительные геометрические размеры бортовой нервюры обе­спечивают возможность создать эффект "воздушной подушки " на ре­жиме посадки самолета;

Так как в схеме "бесхвостка" применяют крылья двойной стреловидности, то на взлетном режиме происходит существенней прирост коэффициента подъемной силы.

Среди недостатков этой схемы наиболее существенным являются:

Невозможность полного использования несущей способности крыла на посадке;

Снижение потолка самолета из-за уменьшения аэродинамичес­кого качества, что объясняется удержанием элевонов в верхнем отклоненном положении для достижения наибольшего угла атаки кры­ла;

Сложность, а иногда и невозможность балансировки самоле­та при выпущенных закрылках;

Сложность обеспечения путевой устойчивости самолета из-за малого плеча ВО, поэтому иногда устанавливают три киля (см. рис. 1.13).

В практике опытного авиастроения можно встретить варианты с комбинацией основных схем в одном самолете.

Возможен вариант, когда на самолете применяют два ГО - одно перед крылом и второе за ним. При реализации схемы "тандем", самолет имеет почти соизмеримые по площади крыло и ГО. Схему "тандем" можно рассматривать как промежуточную между нормальной схемой и схемой "утка", благодаря чему расширяется эксплуатационный диапазон центровок при сравнительно малых потерях аэродинамического качества на ба­лансировку самолета.

Основными конструктивными признаками, по которым проводят классификацию самолетов, служат:

Число и расположение крыльев;

Тип фюзеляжа;

Тип двигателей, число и размещение их на самолете;

Схема шасси, характеризуемая количеством опор и их взаим­ным расположением относительно ЦМ самолета.

В зависимости от числа крыльев различают монопланы и бипланы.

Схема моноплана доминирует в самолетостро­ении, и большинство самолетов выполняется именно по этой схеме, что обусловлено меньшим лобовым сопротивлением моноплана и воз­можностью увеличения роста скоростей полета.

Самолеты схемы "биплан" (рис.2.16) отличаются высокой
маневренностью, но они тихоходны, поэтому данную схему реализуют для самолетов специального назначения, например, для сельскохозяйственных.

Рис 2. 16 Самолет схемы "биплан"

По расположению крыла относитель­но фюзеляжа самолеты могут выполняться по схеме "низкоплан" (рис.2.17, а), "среднеплан" (рис. 2.17, б) и "высокоплан" (рис.2.17, в).

Рис.2.17. Различные схемы расположения крыла

Схема "низкоплан" наименее выгодна в аэроди­намическом отношении, так как в зоне сопряжения крыла с фюзеля­жем нарушается плавность обтекания и возникает дополнительное сопротивление из-за интерференции системы "крыло-фюзеляж". Дан­ный недостаток можно существенно уменьшить постановкой зализов, обеспечивая устранение диффузорного эффекта.

Размещение ГТД в корневой части крыла позволя­ет использовать
эжекторный эффект от струи двигателя, который по­лучил название активного зализа.

Низкоплан имеет бо­лее высокое расположение нижнего обвода фюзеляжа над поверх­ностью земли. Это связано с необходимостью исключения касания концом крыла поверхности ВПП при посад­ке с креном, а также с обеспечением безопасной работы СУ при размещении двигателей на крыле. В этом случае усложняется процесс выгрузки-погрузки грузов, ба­гажа, а также посадку-высадку пассажиров. Этого недостатка можно избежать, если оснастить шасси самолета механизмом "при­седания".

Схему "низкоплан" наиболее часто используют для пассажирс­ких самолетов, так как она обеспечивает большую по сравнению с другими вариантами безопасность при аварийной посадке на грунт и воду. При аварийной посадке на грунт с убранным шасси крыло воспринима­ет энергию удара, защищая пассажирскую кабину. При посадке на воду самолет погружается в воду по крыло, которое сообщает фюзе­ляжу дополнительную плавучесть и упрощает организацию работ, связанных с эвакуацией пассажиров.

Важным достоинством схемы "низкоплан" является наименьшая масса конструкции, так как основные опоры шасси чаще всего свя­заны с крылом и их габариты и масса меньше, чем у высокоплана. В сравнении с высокопланом, имеющим шасси на фюзеляже, низкоплан имеет меньшую массу, так как не требуется утяжеления фюзеляжа, связанного с креплением к нему основных опор шасси.

Низкоплан с размещением основных опор на крыле сохраняет основное правило: опорой самолету служит несущая поверхность. Это правило выдер­живается на всех эксплуатационных режимах, как в полете, так и при взлете - посадке. Крыло в последнем случае опирается при пробеге и разбеге на шасси. Благодаря этому удается унифицировать силовую схему, определяющую пути передачи максимальных нагрузок, и снизить массу конструкции самолета в целом. Рассмотренные дос­тоинства стали причиной господствующего положения схемы "низко­план" на пассажирских самолетах.

Схема "среднеплан" (рис. 2. 17, б) для пассажирских и грузовых самолетов чаще всего не применяется, так как кессон крыла (его силовая часть) не может быть размещен в пассажирской или грузовой кабине.

С ростом взлетных масс и параметров самолетов появляется возможность приблизить компоновку крыла широкофюзеляжных самолетов к среднеплану. Крыло в этом случае поднимают до уровня пола пассажирского салона или грузовой кабины, как эти сделано на самолетах А-300, и Боинг-747", Ил-96 и др. Благодаря такому решению удается значительно улучшить аэродинамические характеристики.

В чистом виде схема "среднеплан" может быть реализована на двухпалубных самолетах, где крыло практиче­ски не мешает использованию объемов фюзеляжа для размещения пассажирских салонов, грузовых помещений и оборудования.

Схема "высокоплан" (рис.2.17,в) широко исполь­зуется для грузовых самолетов, а также находит применение на самолетах МВЛ. В этом случае удается получить наименьшее рассто­яние от нижнего обвода фюзеляжа до поверхности ВПП, так как вы­соко расположенное крыло не влияет на выбор высоты фюзеляжа от­носительно земли.

При использовании схемы "высокоплан" появляется возможность свободного маневрирования спецавтотранспорта при техническом об­служивании самолета.

Транспортная эффективность грузовых самоле­тов повышается из-за самого низкого положения пола грузовой ка­бины, позволяющего обеспечить быстроту и легкость погрузки-выгрузки крупногабаритных грузов, самоходной техники, различных мо­дулей и др.

Ресурс двигателей увеличивается, так как они находят­ся на значительном удалении от земли и вероятность попадания твердых частиц с поверхности ВПП в воздухозаборники резко умень­шается.

Отмеченные достоинства высокоплана объясняют то господст­вующее положение, которое заняла данная схема на самолетах тран­спортной авиации в отечественной (Ан-22, Ан-124, Ан-225), зару­бежной (C-141, С-5А, С-17 (США) и др.) практике.

Схема "высокоплан" легко обеспечивает получение нормируемого безопасного расстояния от поверхности ВПП до конца лопасти воздушного винта или нижнего обвода воздухозаборника ГТД. Этим объясняется достаточно частое использование этой схемы на пассажирских самолетах МВЛ (Ан-28 (Украина), F-27 (Голландия), Шорт-360 (Англия), АТР 42, АТР-72 (Франция-Италия)).

Несомненным достоинством схемы "высокоплан" является бо­лее высокое значение С у max благодаря сохранению над фюзеля­жем полностью или частично аэродинамически чистой верхней поверх­ности крыла, большей эффективности механизации крыла за счет снижения концевого эффекта на закрылках, так как борт фюзеляжа и мотогондола играют роль концевых "шайб".

Однако большая масса конструкции планера по сравнению с дру­гими схемами отрицательно сказывается или на полезной нагрузке, или на запасе топлива и дальности полета. Утяжеление конструкции планера объясняется:

Необходимостью увеличения площади ВО на 15-20 % из-за по­падания части ее в зону затенения от крыла;

Возрастанием массы фюзеляжа на 15-20% вследствие увели­чения числа усиленных шпангоутов в зоне крепления основных опор шасси, усиления конструкции зоны нижнего обвода фюзеляжа на слу­чай аварийной посадки с невыпущенным шасси и за счет упрочнений гермокабины.

При креплении основных опор шасси к силовой базе фюзеляжа возникают сложности с обеспечением требуемой колеи.

Малая колея шасси увеличивает нагрузку на одну бетонную плиту,
что может потребовать для эксплуатации самолета более высокий класс аэродрома.

Стремление обеспечить приемлемую колею часто заставляет уве­личивать габаритную ширину усиленных шпангоутов в зоне размеще­ния основных опор, формировать выступающие гондолы шасси и увели­чивать мидель самолета, а значит, и его аэродинамическое сопроти­вление. Как показывает статистика, в этом случае лобовое сопро­тивление гондол шасси может достигать 10-15 % от общего сопроти­вления фюзеляжа.

Меньшая безопасность высокоплана при аварийной посадке на воду и сушу делает иногда невозможным использование этой схемы на самолетах большой пассажировместимости, так как при аварийной посадке на грунт крыло своей массой вместе с двигателями стремится раздавить фюзеляж и пассажирскую кабину. При посадке на воду наблюдается погружение фюзеляжа до нижних обводов крыла и пассажирский салон может оказаться под водой. В этом случае организация работ по спасению пассажиров значитель­но осложняется и эвакуация людей возможна лишь через аварийные люки в верхней части фюзеляжа.

По типу фюзе­ляжа самолеты подразде­ляются на обычные, т.е. выполненные по однофюзеляжной схеме (рис.2.18,а); по двухфюзеляжной схеме и схеме "гондола" (рис.2.18,б).

Рис. 2.18 Классификация самолетов по типу фюзеляжа

Наибольшее распространение получила однофюзеляжная схема, позволяющая получить наиболее выгодную конфигурацию формы фюзе­ляжа с аэродинамической точки зрения, так как лобовое сопротивление в этом случае будет наименьшим по сравнению с другими типами.

При размещении оперения самолета не на фюзеляже, а на двух балках (рис.2.18,б) или замене фюзеляжа гондолой происходит увеличе­ние лобового сопротивления. Для схемы "гондола" (рис. 2.18,б) ха­рактерна плохая обтекаемость гондол, что может привести к неус­тойчивости самолета на больших углах атаки. Поэтому двухбалочная схема "гондола" в практике самолетостроения реализуется редко, в основном, на транспортных самолетах, где вопросы транспортной эф­фективности становятся первостепен­ными. Примером такого решения может служить грузовой самолет "Аргоси" фирмы "Хоукер Сидли".

Рис.2.19 Самолет "Эджи Эркрафт"

По типу двигателей различают самолеты с ПД, ТРД, ТВлД и др.

По числу двигателей самолеты подразделяют на одно-, двух-, трех-, четырех-, шестидвигательные.

На пассажир­ских самолетах из условия обеспечения безопасности полетов число двигателей не должно быть менее двух. Увеличение числа двигателей свыше шести оказывается неоправданным из-за сложностей, связан­ных с обеспечением синхронизации работы отдельных СУ и увеличением времени и трудоемкости работ при техничес­ком обслуживании.

По расположению двигателей дозвуко­вые пассажирские самолеты могут классифицироваться на четыре ос­новные группы: двигатели - на крыле (рис. 2.20, а), двигатели - в корневой части крыла, двигатели - на хвостовой части фюзеляжа (б) и смешанный вариант (в) компоновки двигателей.

При выборе места установки двигателей учитывают особенности общей компоновки самолета, условия эксплуата­ции и обеспечения максимального ресурса двигателей, стремятся получить наименьшее лобовое сопротивление СУ, свести к минимуму потери воздуха в воздухозаборниках.

Так, на самолетах с тремя двигателями целесообразно применять смешанный вариант компоновки (рис.2.20): два двигателя под крылом и третий - в хвостовой части фюзеляжа или на киле.

Рис. 2.20 Схемы установки двигателей на самолетах

На самолетах с двумя двигателями СУ размещают на крыле или на хвостовой части фюзеляжа.

С увеличением степени двухконтурности двигателя его диаметр увеличивается. Поэтому при компоновке двигателей под крылом необхо­димо увеличивать высотушасси для обеспечения нормируемого рас­стояния от обвода мотогондолы до поверхности земли. Это приводит к увеличению массы конструкции самолета и порож­дает ряд проблем, связанных с пассажирами, багажом и техничес­ким обслуживанием. Прежде всего, это касается самолетов МВЛ, ко­торые часто эксплуатируются с аэродромов, не имеющих специально­го оборудования. В то же время эффект разгрузки крыла в полете из-за размещения на нем двигателей значительно снижается, так как с увеличением степени двухконтурности удельная масса ТРД уменьшается.

На рис.2.21 показаны два самолета, конструкция которых соз­давалась исходя из одинаковых требований к платной нагрузке, даль­ности, ВПХ, миделю фюзеляжа и др. На рис.2.21 видно различие между двумя самолетами по высоте расположения относительно земли крыла и фюзеляжа.

Рис.2.21 Влияние двухконтурности двигателей на компоновку самолета

По типу опор шас­си их подразделяют на колесное, лыжное, поплавковое (для гидросамолетов), гусенич­ное и шасси на воздушной подуш­ке.

Преимущественное распрост­ранение получило колесное шас­си, и довольно часто применяют поплавковое.

По схеме шасси самолеты подразделяются на трехопорные и
двухопорные.

Трехопорная схема выполняется в двух вариантах: трехопорная схема с носовой опорой и трехопорная схема с хвостовой опорой. В большинстве случаев на самолетах применяется трехопорная схе­ма с носовой опорой . Второй вариант этой схемы встречается на легких самолетах.

Двухопорная схема шасси на гражданских самолетах практичес­ки не используется.

На тяжелых, особенно транспортных, самолетах получило расп­ространение многоопорная схема шасси. Например, на самолете "Боинг-747" используется пятистоечное шасси, на самолете Ан-225 -шестнадцатистоечное, а на пассажирском Ил-86 - четырехстоечное.

2.4. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КОНСТРУКЦИИ
САМОЛЕТОВ

Все требования, предъявляемые к конструкции са­молетов, подразделяют на общие , обязательные для всех агрегатов планера, и специальные .

К общим требованиям относят аэродинамические, прочностные и жесткостные, надежности и живучести самолетов, эксплуатационные, ремонтопригодности, технологичности производства самоле­тов, экономические и требования, минимальной массы конструкции планера и функциональных систем.

Аэродинамические требования сводятся к то­му, чтобы влияние формы самолета, его геометрические и проект­ные параметры соответствовали заданным летным данным, полученным при наименьших энергетических затратах. Реализация этих тре­бований предусматривает обеспечение минимального сопротивления самолета, потребных характеристик устойчивости и управляемости, высоких ВПХ, показателей крейсерского режима полета.

Выполнение аэродинамических требований достигается выбором оптимальных зна­чений параметров отдельных агрегатов (частей) самолета, их раци­ональной взаимной компоновкой и высоким уровнем удельных пара­метров.

Прочностные и жесткостные требования предъявляются к каркасу планера и его обшивке, которые должны воспринимать все виды эксплуатационных нагрузок без разрушения, при этом деформации не должны приводить к изменению аэродинами­ческих свойств самолета, не должны возникать опасные вибрации, не должны появляться значительные остаточные деформации. Выпол­нение этих требований обеспечивается выбором рациональной сило­вой схемы и площадей поперечных сечений силовых эле­ментов, а также подбором материалов.

Требования надежности и живучести самолета предусматривают разработку и реализацию конструктивных мероприятий, направленных на обеспечение безопасности по­летов.

Надежность самолета представляет собой способность констру­кции выполнять свои функции с сохранением эксплуатационных пока­зателей в течение установленного срока межрегламентного перио­да, ресурса или другой единицы измерения времени функционирования. Характеристиками надежности являются налет часов на один отказ, количество отказов на один час налета и др.

Повысить надежность самолета можно подбором надежных элементов конструкции, их дублированием (резервированием).

Живучесть самолета определяется способностью конструкции выполнять свои функции при наличии повреждений. Для обеспечения этого требования необходимы конструктивные мероприятия, например, применение статически неопределимых силовых схем, эффективных противопожарных меро­приятий и, главным образом, резервирования. Эти требования особенно важны для обеспечения заданного уровня безопасности поле­тов .

Эксплуатационные требования пре­дусматривают создание таких
конструкций, которые позволяют в сжатые сроки обеспечивать техническое
обслуживание самолетов при минимальных ма­териально-технических затратах.

Реа­лизация таких требований возможна при обеспечении удобного дос­тупа к агрегатам, стандартизации и унификации уз­лов, агрегатов, частей самолета и разъемов, применении встроенных систем автоматического контроля техничес­кого состояния систем и агрегатов самолета, эффективных систем поиска неисправностей и их устранения, увеличении ресурса и межрегламентных сроков службы.

Требования ремонтопригодности предопределяют возможность быстрого и дешевого восстановления отказавших (поврежденных) частей ВС, оперативного поддержива­ния численности самолетомоторного парка. Значимость этих требований возрастает в связи с постоянным усложнением самолетов и средств н