Реферат: 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.