VIII Международная студенческая научная конференция Студенческий научный форум - 2016

Сегодня автомобиль уже не столько роскошь, сколько средство передвижения. Но все более возрастающая потребность людей в передвижении по местам, в которые на автомобиле попасть проблематично, побуждают создать летательный аппарат, способный обеспечить решение этой проблемы.

Пришло время думать о самолете, таком же доступном и простом как автомобиль. Мы попытались создать облик такого самолета категории СЛА (взлетный вес до 500 кг).

Какие требования предъявляются к такому самолету?

Во-первых, простота и надежность в управлении и в эксплуатации.

Во-вторых, высокий уровень безопасности полета.

В-третьих, возможность взлетать и садиться на любой мало-мальски пригодной площадке, часто не подготовленной для полетов.

В-четвертых, комфорт и удобство в полете.

Как достичь сочетание желаемых качеств в одном аппарате, принимая во внимание, что обеспечение каждого из упомянутых качеств требует взаимно противоположных технических решений? Попробуем создать самолет как личное транспортное средство по цене хорошего автомобиля (1,5-2 млн.руб.) для широкого круга пользователей, который стал бы достойным преемником таких легендарных самолетов, как По-2 и Ан-2.

Анализ аэродинамической компоновки показал, что «классический» моноплан не дает решения поставленной задачи - не позволяет получить желаемые взлетно-посадочные характеристики самолета и не обеспечивает безопасности полета на малой высоте при малых скоростях полета.

После непростых поисков решения была выбрана схема самолета с сочлененным крылом. Данная схема не нова, но в большой авиации она не показала существенных преимуществ перед имеющимися компоновками, и была благополучно отвергнута авиаконструкторами. Однако ее возможности могут быть успешно использованы для малой авиации.

Что представляют из себя такие конструкции?

Сочлененное крыло представляет собой стреловидное крыло большого удлинения, соединенное со стабилизатором большого размаха. Оно было предложено как решение проблемы увеличения жесткости на кручение крыльев большого удлинения. Проблема в том, что для получения хороших летных качеств крыло должно иметь как можно больший размах при заданной площади. Но при этом теряется его жесткость и на изгиб, и на кручение. Из-за недостатка жесткости сильно возрастает риск возникновения флаттера крыла (неуправляемые колебания конца крыла со все возрастающей амплитудой, приводящие к разрушению крыла в считанные секунды). Чтобы сохранить жесткость, крыло приходится делать более мощным и, тем самым, увеличивать вес конструкции.

Соединение крыла со стабилизатором позволяет увеличить крутильную жесткость крыла, но при этом стабилизатор из-за большого размаха при малой площади получается длинным, узким и со слабой прочностью на изгиб. Это требует увеличения изгибной жесткости стабилизатора, что так же ведет к увеличению веса конструкции.

Тандемное расположение крыльев самолета имеет два существенных недостатка, которые привели к отказу от его применения. Первый - продольная неустойчивость по скорости. Она проявляется в том, что в горизонтальном полете при увеличении скорости центр давления крыла смещается назад, причем сразу на обоих крыльях, а центр тяжести остается на прежнем месте. А поскольку центр давления в нормальном полете и так уже расположен позади центра тяжести, то самолет начинает затягивать в пикирование. Конечно, это легко исправить, но только вмешательством летчика в управление самолетом. Кстати, классическая компоновка этим недостатком не обладает. Другой недостаток тандемного расположения крыла в том, что на самолете два крупных агрегата (а вес каждого крыла составляет около 15% общего веса самолета) находятся на значительном удалении от центра тяжести самолета. Плоскости приходилось разносить по длине самолета, чтобы уменьшить негативное влияние переднего крыла на заднее. Из курса физики всем известно, что все вращательные движения тел происходят вокруг их центра тяжести. Самолет в этом случае не исключение. Но удаление больших масс от центра тяжести приводит в увеличению инертности тел при вращении (вспомните пример маховика). И несмотря на то, что точки приложения подъемной силы имеют значительное удаление от центра тяжести и дают повышение маневренности, самолет становится слишком "вялым" при входе в маневр. Это обстоятельство обусловило тот факт, что на истребителях от этой схемы отказались, хотя попытки были (например, у итальянцев перед Второй Мировой войной стоял на вооружении истребитель Капрони С-22 с тандемным расположением крыльев, самолет ЦАГИ "Ш-тандем" и другие).

Самолет ЦАГИ "Ш-тандем"

Предлагаемый вариант сочетает в себе достоинства схемы крыла тандем и сочлененного крыла и минимизирует проявление недостатков каждого из них. При этом переднее крыло имеет умеренную стреловидность по передней кромке и совсем небольшую – по задней, что обеспечивает хорошую поперечную устойчивость. Заднее крыло имеет небольшую обратную стреловидность по передней кромке и умеренную – по задней. Такое сочетание, по нашему мнению, позволяет получить хорошие взлетно-посадочные характеристики при умеренных габаритах самолета (размах крыла на натуре по расчету - чуть более 6 метров, т.е. почти в два раза меньше, чем у конкурентов), и обеспечивает получение посадочной скорости на 20-30% меньше, чем у существующих самолетом такого класса при такой же нагрузке на крыло. Это обеспечивает возможность посадки на неподготовленные площадки без угрозы разрушения шасси на пробеге. Получение таких результатов возможно - оба крыла имеют механизацию: зависающие рули высоты и флапероны или "зависающие элероны" (рули, совмещающие в себе функции элеронов и закрылков; в режиме взлета-посадки их углы отклонения дополнительно увеличиваются ), размещенные по всей задней кромке крыльев. Это позволяет отказаться от сложных и тяжелых многозвенных многощелевых закрылков (неэффективных на таких скоростях) и применить щелевой закрылок.

Прирост подъемной силы крыльев на взлете и посадке получается больше, чем может предоставить «классическая» схема. При разбеге на углах атаки равных 2-5° отклонение руля высоты вниз дает на переднем крыле прирост подъемной силы почти 100%. Кроме того, этой схеме не опасна близость земли (экранный эффект), которая губительна для классики. Крыло с обратной стреловидностью устойчиво работает в этих условиях, чего не скажешь о других формах крыла.

Принятая компоновка дает хорошее взаимодействие плоскостей на больших углах атаки и позволяет получить хорошую поперечную управляемость на околосрывных режимах полета, что уменьшает риск случайного сваливания в штопор. Концевые сечения переднего и заднего крыла образуют решетку, обладающую достоинствами решетчатого крыла. Плоскости как бы поддерживают воздушный поток друг для друга, что приводит к росту подъемной силы этих сечений почти в полтора раза (на торце переднего крыла Су~2,1 против 1,4 для большинства одиночных профилей) и увеличивает критический угол атаки до 30° (у обычных профилей он около 20°). Кроме того, щелевые рули (рули высоты и элероны) за счет щели между рулем и основным крылом наряду с высокой эффективностью обеспечивают более стабильную работу крыла на больших углах атаки. Применение аэродинамических профилей, имеющих «мягкий» характер срыва потока, делает самолет более управляемым и безопасным для полетов на малых высотах с точки зрения предсказуемости его поведения на критических режимах.

Важное значение имеет баланс устойчивости и управляемости самолета. Эти два взаимоисключающих требования заставляют конструкторов постоянно ломать голову и искать пути разрешения этого противоречия. Из-за многорежимности самолета невозможно применить какое-то одно универсальное решение: что хорошо для одних режимов, то может не работать или даже мешать на других. Нельзя получить хорошие результаты и в том, и в другом одновременно. Можно их только сбалансировать. Расчеты показывают, что примененные конструктивные решения позволяют получить эти показатели в оптимальном сочетании.

Продольная устойчивость как по углу атаки, так и по скорости обеспечивается сочетанием крыльев прямой и обратной стреловидности, примененному распределению площадей крыльев и подбором аэродинамических профилей. В результате прирост подъемной силы на переднем и заднем крыльях происходит неодинаково ( на заднем - активнее), что вызывает появление стабилизирующего момента, подобного тому, что возникает на горизонтальном оперении в классической схеме. По этой причине необходимость в горизонтальном оперении как отдельном агрегате просто отпала. Для обеспечения продольной устойчивости по скорости на самолете применены аэродинамические профили, имеющие повышенную стабильность положения центра давления по углу атаки (смещение на углах атаки от -1° до 10° составляет всего 1-2% против 4-7% у других профилей).

Поперечная устойчивость обеспечивается сочетанием поперечной устойчивости крыльев и расположением центра тяжести самолета ниже линии, соединяющей центры давления крыльев (подобно устойчивости маятника - ЦТ ниже точки подвеса).

Путевая устойчивость обеспечивается вертикальным оперением, расположенным по оси самолета в потоке от винта, что ему дает дополнительную эффективность. Кроме того, для повышения путевой управляемости предусмотрена возможность несимметричного применения воздушных тормозов на соединительных элементах крыльев.

Соединительные элементы крыльев имеют дополнительное развитие вниз от концевых сечений переднего крыла. Это не только делает более удобным размещение подкрыльевых стоек шасси, но и способствует снижению индуктивного сопротивления крыла. Расчеты показывают, что аэродинамическое качество крыльевой системы составляет 28-42 единиц на основных летных углах атаки от -1° до +6° (у Ту-154 оно равно 17).

На самолете предусмотрен один двигатель. Использование двух двигателей на машинах данного класса неприемлемо по условиям безопасности полета при отказе двигателя на взлете.

Шасси велосипедной схемы также выбрано не случайно. Такая схема позволяет использовать любой участок земли или дороги без опасения получить резкую смену направления на разбеге или пробеге из-за неровностей почвы. Создание необходимого взлетного положения самолета достигается мощным приростом подъемной силы переднего крыла при отклонении на нем рулей высоты.

Просторная кабина с хорошим обзором размещена между основаниями крыльев. Места для пилота и пассажира в кабине расположены рядом, что более удобно и комфортно, чем тандемное размещение. Узкие плоскости почти не мешают круговому обзору для экипажа. Угол обзора из кабины в горизонтальной плоскости составляет около 240°, в вертикальной плоскости - около 120° (почти как у истребителя!).

По результатам эскизных расчетов выполнена динамически подобная модель в масштабе 1:4 для дальнейшего изучения летных характеристик самолета. Предмет изучения для этой модели - определение характеристик устойчивости и управляемости проектируемого самолета на взлетно-посадочных режимах и при полете на больших углах атаки как наиболее важных характеристиках, определяющих безопасность эксплуатации самолета такого класса.

Основные технические характеристики модели:

Размах крыла, мм 1560

Длина фюзеляжа, мм 1320

Площадь переднего крыла, дм2 11,4

Площадь заднего крыла, дм2 13,6

Вес модели, гр. 4500

Удельная нагрузка на крыло, г/дм2 180

Двигатель внутреннего сгорания бензиновый

Мощность двигателя, Вт 3900

Ожидаемые показатели (в пересчете на натуру):

Посадочная скорость – 40 км/ч при нагрузке на крыло до 60 кг/кв.м;

Скорость сваливания – 35-40 км/ч;

Максимальный вес – 500 кг;

Мощность двигателя - 100 л.с.

Вес полезной нагрузки – до 250 кг;

Располагаемая эксплуатационная перегрузка - до 6 ед. (достаточно для выполнения фигур сложного и некоторых фигур высшего пилотажа).

Остальные показатели не критичны и могут быть улучшены за счет некоторых улучшений в силовой установке, профилировке крыльев, величин рулей и т.п., которые легко изменяются в процессе доводки самолета.

Область применения такого самолета подобно области применения автомобиля может быть весьма обширной и распространяться на все сферы, где применяются машины такого класса: личный самолет, визуальное наблюдение объектов, патрулирование, прогулочные полеты, связь, учебно-тренировочные полеты и т.п…

Отдельная задача - создание программного обеспечения для модели и выполнение испытательных полетов для подтверждения летных качеств модели и доведения ее характеристик расчетных значений. После выполнения этого этапа работ возможно масштабирование модели до полноразмерного образца самолета и изготовление опытного экземпляра при наличии финансирования.

Проект предполагает создание самолета с применением существующих технологий создания самолетов, использующих как композиционные материалы, так и традиционные алюминиевые сплавы. Технология изготовления отдельных частей и деталей самолета и модели не требует больших вложений и освоения новых материалов и методов работы с ними. Это позволяет развернуть производство самолета даже на предприятиях малого бизнеса по производству легких самолетов с годовым оборотом средств немногим более 1 млн.руб. в год.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ:

Д. Кюхеман, «Аэродинамическое проектирование самолета», 1983г, Москва (библиотека колледжа)

Г. Котельников «Аэродинамика самолета», 1974г, Москва (там же)

Проф. Остославский «Устойчивость и управляемость самолета», 1948г, Москва (там же)

Расчеты выполнены с применением программ “Profili 2.18”, XFLR5 v 3.12 (freeware).

Источник информации и фото – Интернет.

ПРИЛОЖЕНИЕ. ФОТО МОДЕЛИ.

Код для цитирования: Скопировать