Обдув крыла струей двигателя. Эффект Коанда

 

 

Компоновочными мероприятиями можно обеспечить обдув части верхней (рис. а) или нижней (рис. б) поверхности крыла струями реактивных двигателей. Прирост подъемной силы крыла создается за счет отклонения струи вниз при отклонении закрылков и интенсификации обтекания закрылков.

 

 

 

В первом случае (а) реализуется так называемый эффект Коанда (по имени румынского ученого и изобретателя) – прилипание струи к искривленной поверхности крыла.

 

 

Заданные условия базирования и эксплуатации летательного аппарата накладывают существенный отпечаток на его облик.

 

Концы крыла, отклоняемые вниз на сверхзвуковых скоростях, уменьшают сдвиг фокуса крыла назад и, как следствие, снижают потери качества на балансировку.

 

Кроме того, работая как кили, они обеспечивают дополнительную путевую устойчивость, которая становится весьма критической на больших скоростях.

 

Самолет с крылом изменяемой стреловидности (геометрии) позволяет в какой-то мере приблизиться к "оптимальной" аэродинамической компоновке.

 

В зависимости от режима полета консоли крыла 1, поворачиваясь относительно шарниров 2, устанавливаются таким образом, что обеспечивается полет самолета с аэродинамическими характеристиками, приближающимися к наиболее рациональным во всем диапазоне скоростей (чисел M) полета.

 

 

Аэродинамические характеристики самолета с крылом изменяемой геометрии как бы огибают кривые зависимостей максимального аэродинамического качества от числа M.

 

На взлетно-посадочных и дозвуковых режимах полета при минимальном угле стреловидности такой самолет обеспечивает короткий разбег на взлете и пробег при посадке, большую дальность и продолжительность полета.

 

При умеренных углах стреловидности обеспечивается сверхзвуковой полет на большой высоте.

 

При больших углах стреловидности крыло практически "сливается" с горизонтальным оперением, образуя несущую систему, аналогичную треугольному крылу малого удлинения, наиболее рациональную для полета с большими сверхзвуковыми скоростями.

 

Изменение стреловидности при повороте консоли относительно шарнира изменяет и размах, и величины хорд крыла по потоку, т.е. основные параметры крыла (удлинение, относительную толщину и сужение), поэтому поворот консоли относительно шарнира приводит не только к изменению стреловидности, но и к более общему изменению геометрии несущей системы.

 

 

Изменение геометрии, особенно изменение стреловидности крыла в полете, связанное с необходимостью перемещать высоконагруженные части самолета (крыло) в полете, приводит к увеличению массы самолета и за счет увеличения массы крыла с шарниром, и за счет увеличения массы приводов и энергосистем. Поэтому при определенных требованиях ТЗ на проектирование самолет с крылом изменяемой геометрии может оказаться менее рациональным, чем самолет с крылом фиксированной (неизменяемой) геометрии.

 

 

За счет применения оригинальных конструктивно-компоновочных решений, например, асимметричного крыла изменяемой геометрии в однофюзеляжной (а) или двухфюзеляжной (б) схемах, при которых шарнир менее нагружен, увеличение массы может оказаться не таким значительным. Однако в этой ситуации возникают проблемы с обеспечением устойчивости таких самолетов в условиях косой обдувки (при полете со скольжением).

 

При некоторых требованиях ТЗ более рациональным может оказаться крыло с неизменной стреловидностью, но с изменяемой в зависимости от режимов полета профилировкой крыла – так называемое адаптивное крыло.

 

Конструкция такого крыла позволяет плавно (практически без нарушения гладкости контура) отклонять носовую и хвостовую часть крыла, изменяя таким образом кривизну вдоль размаха в зависимости от высоты, числа M полета и перегрузки.

 

Конфигурация профиля 1 обеспечивает оптимальные характеристики при полете на больших числах M, конфигурация 2 – при крейсерском полете на умеренных скоростях, конфигурация 3 – при маневре с большими перегрузками. В результате поляра 4 самолета с адаптивным крылом представляет собой огибающую поляр, соответствующих различным конфигурациям крыла, и позволяет получить в сочетании с изменяемой стреловидностью крыла оптимальную в широком диапазоне режимов полета несущую систему.

 

На заре развития авиации применялось изменение формы профиля (так называемое гоширование) для весьма нежестких и малонагруженных крыльев с полотняной обшивкой.

 

 

В современных условиях создание адаптивного крыла для самолета, работающего в широком диапазоне скоростей и перегрузок, представляет сложнейшую проблему для конструкторов. Кроме того, изменение геометрии самолета, обеспечивающее оптимальные параметры для каждого режима полета, невозможно без широкого применения автоматики в системах управления.

Первый отечественный палубный истребитель горизонтального взлета и посадки Су-27К поднял в воздух в августе 1987 года летчик-испытатель В.Г.Пугачев.

 

В ноябре 1990 года В.Г.Пугачев впервые в нашей стране посадил "по-самолетному" Су-27К (Су-33) на палубу авианесущего крейсера "Адмирал Флота Н.Г.Кузнецов" и осуществил взлет с палубы корабля, заканчивающейся трамплином.

 

В.Г.Пугачев впервые в мире выполнил маневр динамического торможения ("Кобра Пугачева"), демонстрирующий уникальные маневренные возможности тактических самолетов четвертого поколения.

 

 

 

Су-27К – первый в мире серийный самолет интегральной аэродинамической компоновки, выполненной по схеме "триплан" с передним горизонтальным оперением (ПГО) 1, которое совместно с цельноповоротным горизонтальным оперением 2 значительно расширяет маневренные возможности самолета, особенно на больших углах атаки.

 

Консоли крыла и ц.п.г.о. складываются для уменьшения пространства, занимаемого самолетом на палубе и в лифтах, перемещающих самолет на нижние палубы. Тормозной гак 3 (от голл. haak – крюк) обеспечивает посадку на палубу авианесущего крейсера с помощью натянутых поперек палубы 5 тросов 4 корабельного аэрофинишера.

Значение термина "триплан" со временем изменилось (на рисунке изображен самолет-триплан "КОМТА").

 

В литературе для описания аэродинамических компоновок, аналогичных компоновке самолета Су-27К, встречается термин "современный триплан".

 

Под руководством Комиссии по тяжелой авиации был спроектирован, построен и прошел летные испытания единственный в Советской стране тяжелый самолет-триплан "КОМТА".

 

Первоначальные, не очень "чисто" проведенные продувки модели самолета дали хорошие результаты, однако в процессе летных испытаний выяснилась принципиальная непригодность трипланной схемы с крылом малого удлинения и невозможность получить удовлетворительные ЛТХ.