Технология улучшения взлетно-посадочных характеристик
самолетов
Антоненко Сергей Владимирович
Успешная
реализация этой технологии может изменить представления о современной авиации,
решив ее основную проблему - противоречие в требованиях к крылу при крейсерском
полете и при взлете-посадке. Тем самым позволит снизить стоимость
авиаперевозок, а также, требования к аэродромам и местам их расположения.
Авиация военного назначения может получить новые возможности при ведении боевых
действий. Основным достоинством технологии является отсутствие аналогов по
характеристикам и возможность использования на уже существующих самолетах.
"Человек
не имеет крыльев и по отношению веса своего тела к весу мускулов в 72 раза
слабее птицы ... Но я думаю, что он полетит, опираясь не на силу своих
мускулов, а на силу своего разума".
Н.Е.Жуковский
Введение
В
настоящее время рынки авиационной техники полностью поделены и выход на них с
новыми изделиями весьма затруднителен и сопряжен с колоссальными затратами. В
этих условиях наиболее целесообразным представляется путь создания
конкурентоспособных изделий за счет резкого улучшения некоторых технических
характеристик без снижения (или с незначительным снижением) остальных.
Определяющим при выборе характеристик для такого улучшения должен стать
качественный рост потребительских свойств создаваемого образца авиационной
техники по сравнению с имеющимися на рынке.
На
сегодняшний день самыми востребованными, с этой точки зрения, являются
взлетно-посадочные характеристики (ВПХ) самолетов. Это определяется тем, что
они оказывают сильное влияние на:
1.
Безопасность прохождения самых опасных этапов полета - взлета и посадки.
2.
Расположение аэродромов (их удаленность от потребителя) и их количество.
3.
Размеры потребных взлетно-посадочных полос (ВПП) и их характеристики.
4.
Нагрузки на самолет при посадке, а следовательно и на его весовое совершенство.
5.
Экологию и комфортность людей, проживающих вблизи аэродрома.
6.
Требования к уровню подготовки пилотов.
7.
Затраты на обеспечение безопасности полетов.
Представленная
технология может позволить создать конкурентоспособный самолет за счет
значительного улучшения его взлетно-посадочных характеристик.
Современное состояние вопроса
Создание
самолетов вертикального взлета-посадки (СВВП) и короткого взлета-посадки (СКВП)
является одной из самых, если не самой актуальной проблемой авиации. Это
подтверждается тем, что работы по улучшению взлетно-посадочных характеристик
самолетов не прекращаются по настоящее время, а также тем, что не смотря на
недостатки вертолетов парк этих аппаратов постоянно увеличивается.
Однако,
возможности известных в настоящее время способов создания подъемной силы
применяемых для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолетов
практически исчерпаны и дальнейший прогресс этих способов ограничен
существующими технологиями и невозможен без резкого роста удельных
характеристик силовой установки, создания новых материалов и видов топлив, аэродинамических
исследований, лабораторных и стендовых отработок и т.д. и, следовательно,
колоссальных временных, людских и материальных затрат.
В
настоящее время разработаны и применяются следующие способы улучшения ВПХ
самолетов:
А.
В целях сокращения взлетно-посадочной дистанции:
1.
Повышение несущей способности крыла:
-
управление пограничным слоем (сдув, отсос);
-
применение предкрылков, закрылков, отклоняемого носка, крыла изменяемой
стреловидности.
2.
Создание дополнительной подъемной силы:
-
отклонение вектора тяги маршевого двигателя;
-
установка подъемных двигателей или вентиляторов с газовым и механическим
приводом.
3.
Комбинированные способы:
-
отклонение спутной струи воздушного винта, применение струйных закрылков.
Б.
В целях обеспечения вертикального взлета:
1.
Реактивные способы создания подъемной силы:
-
поворот сопел маршевых двигателей, поворот крыла с установленными на нем
маршевыми двигателями;
-
установка подъемных ТРД (ДТРД);
-
использование низконапорных эжекторов.
2.
Использование воздушных винтов (вентиляторов):
-
поворот винтов маршевых двигателей, поворот крыла с установленными на нем
маршевыми двигателями;
-
установка подъемных вентиляторов с газовым и механическим приводом.
Однако,
приведенные выше наиболее эффективные способы сокращения взлетно-посадочной
дистанции (создание дополнительной подъемной силы) и все способы вертикального
взлета и посадки по причинам низкой весовой отдачи, компоновочных сложностей,
высокого уровня шума, создаваемого на местности, высокой степени эрозии ВПП и
др. не нашли широкого применения и используются, в основном, для некоторых
самолетов военного назначения. Поэтому для создания СКВП и СВВП различных
назначений необходимо изыскание принципиально новых способов создания подъемной
силы, позволяющих обеспечить улучшение ВПХ без существенного снижения
летно-технических характеристик.
Предлагаемая технология
Предлагаемая
принципиально новая технология улучшения ВПХ, основанная на
"вихревом" способе создания подъемной силы, хотя и требует отработки,
позволяет сделать качественный рывок в улучшении взлетно-посадочных
характеристик самолетов, не выходя за рамки существующих технологий,
компоновочных и конструкторских решений, не требуя создания новых материалов и
топлив.
"Вихревой"
способ создания подъемной силы
Суть
способа состоит в образовании над верхней поверхностью крыла слоя частиц газа,
движущихся на расстоянии от последней, повороте слоя в направлении крыла путем
понижения давления в области, ограниченной с одной стороны слоем, а с другой -
крылом путем отбора газа из упомянутой области и образованием струи газа,
втекающей в область. При этом ускоряют втекающую в упомянутую область струю по
мере обтекания ею части верхней поверхности крыла. Способ защищен патентами: РФ
№ 2116224, приоритет от 08.04.94 г., регистрация 27.07.98 г.; РФ № 2144886,
приоритет от 02.03.98 г., регистрация 27.01.00 г. (заявка РСТ/RU 99/00052).
На
рис. 1...3 показан вариант конструкции крыла самолета, реализующей приведенный
выше способ создания подъемной силы. Крыло оснащено поворотным модулем,
расположенным вдоль размаха в передней части крыла, и элероном-закрылком
(флапероном) с верхним щитком, расположенным вдоль размаха в задней части
крыла. Поворотный модуль состоит из носового щитка, емкости для подачи воздуха
и канала, сообщающего емкость с верхней поверхностью крыла.
Рис.
1.
На
рис. 1 приведена конфигурации крыла в режиме полета на малых скоростях.
В
емкость подают воздух, отобранный от компрессора маршевого двигателя и (или) от
компрессора специальной силовой установки.
Эжектирующая
струя "a", истекающая из канала вдоль носового щитка поворотного
модуля, установленного под углом к верхней поверхности крыла, интенсивно
смешивается с воздухом, находящемся в пространстве между носовым щитком и
верхней поверхностью крыла, образуя эжектируемую струю "b" и плоскую
струю "c".
При
эжектировании струи "b" снижается полное давление воздуха в
пространстве между струей "c" и верхней поверхностью крыла, что
приводит к отклонению струи "c" в сторону верхней поверхности крыла,
сопровождающемуся падением полного давления в ней. При этом одна часть струи
"с" в виде струи "d" вдоль верхней поверхности крыла
возвращается в зону выдува эжектирующих струй "a", а другая часть в
виде струи "e" уносится потоком, обтекающим крыло. По мере движения
струи "d" вдоль верхней поверхности крыла в зону выдува эжектирующих
струй "а" скорость ее увеличивается, а статическое давление снижается.
Флаперон
выполняет роль закрылка, увеличивая кривизну профиля крыла.
Увеличение
подъемной силы "Y" обусловлено как увеличением кривизны и
относительной толщины новообразованного профиля крыла, так и снижением
статического давления в струе "d".
Рис.
2
На
рис. 2 показана конфигурация крыла в режиме вертикального взлета и посадки.
Здесь
в обеспечение максимальных углов выдува струи "с" область возвратного
течения отделена от атмосферы верхним щитком флаперона, а подъемная сила
"Y" образуется за счет разности статического давления в струе
"d", действующего на верхнюю поверхность крыла, и полного
атмосферного давления, действующего на нижнюю поверхность крыла.
Рис.
3
На
рис. 3 показана конфигурация крыла в режиме маршевого полета - поворотный модуль
в убранном положении, флаперон выполняет роль элерона, управляя потоком,
обтекающим крыло.
Обоснование реализуемости
Для
изучения процесса образования подъемной силы были проведены математическое
моделирование и ряд экспериментальных продувок натурной модели крыла.
Математическое моделирование
В
результате математического моделирования подтверждены основные элементы
процесса создания подъемной силы на крыле, находящемся в потоке воздуха, а
именно, поворот струи "с", падение полного давления в струе
"с", образование струи "d", ускорение струи "d" и
соответствующее снижение статического давления в ней.
Экспериментальное моделирование
Продувки
модели крыла подтвердили техническую реализуемость режима вертикального
взлета-посадки с использованием крыла, находящегося в неподвижной воздушной
среде, а именно, поворот струи "с", сопровождающийся устойчивым
вихревым движением воздуха над верхней поверхностью крыла, в том числе при
углах истечения струи "с" близких к 900, наличие положительной результирующей
подъемной силы "Y", растущей по мере увеличения угла истечения струи
"с", реактивного импульса и относительной площади поверхности
эжектирующей струи "а".
Достоинства
Проведенные
на сегодняшний день исследования позволяют сделать вывод о следующих
достоинствах предлагаемой технологии создания подъемной силы по сравнению с
известными в применении к улучшению взлетно-посадочных характеристик самолетов:
-
высокий КПД процесса образования подъемной силы (практически вся кинетическая
энергия эжектирующих струй "a" расходуется на реализацию подъемной
силы);
-
высокая весовая отдача (отсутствуют высокоподвижные элементы, совмещены функции
части устройств в маршевом полете, полете на малых скоростях и режиме
вертикального взлета и посадки);
-
использование элементов, отработанных в других способах улучшения
взлетно-посадочных характеристик (отбор воздуха от компрессора ТРД (ДТРД),
выдув струй вблизи поверхности крыла);
-
универсальность (использование технологии возможно для самолетов различных
назначений, обладающих различными скоростями маршевого полета, взлетной массой
и габаритами);
-
возможность модификаций и модернизаций;
-
низкие уровни шума и эрозии (скорости и импульсы струй "c" и
"e", взаимодействующих с атмосферой и аэродромным покрытием, малы).
Область применения
Данная
технология применима для самолетов самого различного назначения (общего,
гражданского, магистрального, военного и др.) для целей улучшения летных
характеристик на малых скоростях (взлет, посадка, маневрирование).
Предпочтительно
для самолетов, использующих в качестве маршевой двигательной установки
турбо-реактивные двигатели различных степеней двухконтурности.
Перспективы применения
Реализация
предлагаемой технологии может существенно повлиять на развитие авиации и
позволит:
А.
Транспортной авиации:
-
сократить стоимость перевозок;
-
увеличить безопасности перелетов;
-
повысить оперативность перевозок.
Б.
Военной авиации:
-
осуществить давнюю мечту авиаторов и военных стратегов - объединить
преимущества вертолета и самолета, при этом в зависимости от потребностей можно
задать необходимую долю первого и второго;
-
получить широкий спектр авиационной техники, способной базироваться начиная с
авианосцев, гор, грунтовых аэродромов и заканчивая крышей зданий;
-
получить неоспоримые преимущества при атаке по наземным и воздушным целям и
парировании их атак;
-
создать новую, более эффективную, тактику ведения боевых действий с
использованием авиации.
Проблемы с внедрением
Основная
проблема банальна - отсутствие средств, которые необходимы для:
-
проведения более детальных исследований;
-
выбора оптимальных параметров крыла;
-
уточнения конструкции;
-
создания действующего экземпляра самолета.
Список литературы
Для
подготовки данной работы были использованы материалы с сайта http://www.sciteclibrary.ru