(меньшие потери тяги), облегчает проблему размещения трубопроводов в крыле, а также ведет к повышению эффективности сдува вследствие увеличения отнощения Vc/Vco- Применение УПС позволяет получить Сушах = 4 ... 5. Реализация столь высоких значений Сушах крыла требует соответствующего повышения эффективности оперения, в частности, вследствие применения на нем УПС. Для применения УПС важно обеспечить равномерность выдува на левой и правой половинах крылч и оперения, как при нормальной работе, так и при отказах двигателей.

11.2.3. Комбинированные методы

К этим методам можно отнести отклонение спутной струи от винтов с помощью закрылков, внешнюю и внутреннюю обдувку закрылков струей от ТРДД, а также повыщение несущей способности крыла с помощью струйного закрылка.

Первый метод является весьма эффективным средством сокращения взлетно-посадочных дистанций для винтовых самолетов. Суть его заключается в предотвращении срыва потока при весьма больших углах отклонения закрылков за счет энергии струи винтов, в увеличении эффективной скорости обдувки крыла и повороте с помощью механизации вектора тяги.

В качестве примера может быть назван самолет Бреге 941, крыло которого имеет трехщелевой закрылок, обдуваемый потоком от четырех винтов, приводимых во вращение четырьмя ТВД. При отклонении закрылка на угол 63 = 45° можно получить Оутзх > 5,5 (рис. 11.5). Применение такой механизации на самолете Бреге 941 при взлетной массе 21 т обеспечивает взлетную дистанцию 1взл = 285 м и посадочную Lnoc = 255 м.

Если количество движения воздуха, вводимого в пограничный слой, превышает требуемое для поддержания безотрывного обтекания при умеренных углах атаки, возникает явление, известное под названием суперциркуляции, в результате чего Су возрастает до очень больщой величины, зависящей от количества движения воздуха, отводимого от силовой установки в крыло. Выхлопные газы двигателя направляются в крыло и выбрасываются поверх закрылков, что позволяет для самолета обеспечить Су > 7. Такая схема реактивного закрылка, объединяющая несущую систему самолета с силовой установкой в единое целое, была реализована в Англии на экспериментальном самолете HS.126. Подобная схема дает наибольший аэродинамический эффект, однако ее практическое применение представляет трудную инженерную проблему, связанную с конструированием протоков, изоляцией и использованием! внутреннего объема крыла.

Применение закрылка с внешним обдувом струей ТРДД снизу исключает необходимость усложнения конструкции крыла внутренними протоками, но вводит некоторые новые проблемы. При взлете и посадке реактивная струя от подвешенных под крылом дви-

,0 Сх

Рис. 11.5. Характер поляры для крыла при 63 = 45°:

/ - о обдувом крыла; 2 - без обдува потоком от виитов

Рис. 11.6. Зависимость Су от величины при внешнем обдуве закрылка

струей ТРДД снизу

гателей направляется на отклоненные закрылки. При этом подъемная сила создается не только вследствие изменения направления вектора тяги, но также и суперциркуляцией, обусловленной распространением влияния потока, обдувающего закрылок, на всю поверхность. Эффективность закрылка повышается за счет сходящей с него вихревой пелены. Срыв потока предотвращается, так как часть струи проходит через щели в закрылках и сообщает энергию пограничному слою.

Коэффициент подъемной силы крыла с таким закрылком может быть представлен в виде суммы:

Су = Сус=о + ЛСц Sin (бстр + + Асуг,

(11.10)

где Сус =0 - коэффициент подъемной силы крыла без выдува реактивной струи; ti - статический коэффициент восстановления тяги; бстр - угол отклонения струи реактивного закрылка; а - угол атаки; Асу - приращение подъемной силы из-за суперциркуляции. Типичная зависимость Су = f (с) представлена на рис. 11.6.

При рассматриваемом способе механизации крыла изменяется и продольная сила. Коэффициент продольной силы от выдува реактивной струи на закрылке может быть определен по следующей формуле:

(с , -ЬДсЛ

с, = цс cos (а + б р) - - (11.11)

Исследования показали, что при рационально выбранных параметрах закрылка и положения сопла двигателя статический коэффициент восстановления тяги ti может достигать величин порядка 0,85 ... 0,90 при максимальных углах отклонения струи. Практическая реализация данной концепции, возникшей в середине 50-х годов, стала возможна лишь в последнее время (само-

Рис. 11.7. Аэродинамические характеристики модели самолета YC-14 (режим посадки, все двигатели работают, модель без ГО, несбалансированная, сдув с носка отсутствует):

/ - Cj, =[0 (при неработающих двигателях; 2 - с

= 0,039; 3 - с .

1,0. с = . =2.0. с =-: 0,067; 4 = 0; 5 - =

1,0; 5 - Су = 2,0; 7 - с-

лет YC-15) в связи с появлением двигателей с большими степенями двухконтурности, обеспечивающих приемлемое соотношение тяги на взлетном и крейсерском режимах и имеющих сравнительно низкую температуру струи.

Обдув струей реактивного двигателя верхней поверхности крыла и за--10 0 10 30 О 2 Сх крылка для увеличения подъемной

силы основан на использовании эффекта Коанда - прилипания струи к обдуваемой тангенциально криволинейной поверхности. Это явление впервые систематически было исследовано в конце тридцатых годов. Хотя усилия Коанда были направлены главным образом на улучшение эжекторов, этот э()фект использовался во всех системах УПС посредством сдува. Позже было показано, что этим способом можно отклонять мощные выхлопные струи ТРДД с большой степенью двухконтурности, причем на большие углы и без чрезмерных потерь.

Выхлопная струя ТРДД протекает по верхней поверхности крыла, обдувая закрылок, отклонение которого меняет направление вектора тяги двигателя. Установлена плодотворность идеи повышения несущей способности крыла вследствие обдувки его верхней поверхности в районе закрылка. Приращение подъемной силы происходит как вследствие суперциркуляции, так и за счет отклонения вектора тяги двигателей. При этом реализуется достаточно высокий коэффициент восстановления тяги ti. На рис. П.7 представлены аэродинамические характеристики модели самолета УС-14 на малых скоростях, полученные в аэродинамической трубе. Из графиков видно, что применение дополнительного сдува пограничного слоя в районе носка крыла существенно увеличивает критические углы атаки и примерно на 20 % величину сах при умеренных значениях отбираемого от двигателя воздуха.

При оценке характеристик подъемно-тяговых систем, в основу которых положены методы внешней обдувки закрылка струей от двигателя, когда в создании нормальной и продольной силы участвует все количество движения струи двигателей, вместо коэффициента импульса выдуваемой струи надо пользоваться эквивалентным ему коэффициентом тяги с., который может быть определен по следующей формуле:

Р(У)

(11.12)

где Р {V) - суммарная тяга двигателей, зависящая от скорости полета.

При проектировании самолетов КВП, имеющих закрылки с внешним обдувом, необходимо решить ряд сложных проблем. Одной из таких проблем является обеспечение требуемых характеристик устойчивости и балансировки самолета. Создание большой подъемной силы в задней части профиля крыла вызывает большой момент пикирования и, следовательно, ведет к необходимости иметь мощное горизонтальное оперение для поддержания прбдольной балансировки. Кроме этого, по экспериментальным данным, производная скоса потока дг/да может достигать критических значений, при которых хвостовое оперение в нормальной схеме становится дестабилизатором.

Исследования показали, что применение Т-образного оперения с площадью порядка 0,255 р позволяет обеспечить балансировку и устойчивость до значений С,шах 6.

Существенной проблемой является также обеспечение необходимых характеристик при отказе одного двигателя, так как при этом возникает несимметричная подъемная сила и, следовательно, моменты крена. Это требует разработки аэродинамического управления, обеспечивающего достаточную мощность управления по крену для устранения асимметрии, вызванной отказом двигателя, без дополнительной потери подъемной силы. Момент крена может быть сбалансирован путем уменьшения угла отклонения закрылка на стороне с работающими двигателями и увеличения его на стороне с отказавшим двигателем. Возможен также метод управления по крену, основанный на отборе воздуха высокого давления от компрессора двигателя и отводе его к элеронам для обеспечения УПС. При отказе двигателя к отклоненному элерону (на стороне отказавшего двигателя) должно подаваться в два раза больше воздуха, чем к элерону на стороне с работающим двигателем.

Крыло с закрылком с внутренним потоком (эжекторным закрылком) является развитием реактивного закрылка. При таком крыле тонкая струя выхлопных газов вытекает вдоль размаха в канал, образованный верхними и нижними секциями отклоненного закрылка (см. рис. 11.3). Канал по размаху крыла выступает над верхней поверхностью, что позволяет части потока с верхней поверхности крыла протекать через канал. Стенки канала в форме диффузора образуются частями закрылка, когда он отклонен частично (при взлете) или полностью (при посадке). Количество протекающего через канал воздуха зависит от э(})фективности смешения первичного потока газов с потоком воздуха, эжектируе-мым с верхней поверхности крыла. Вторичный поток, индуцируемый эжектирующим действием первичного потока газов, увеличивает его тягу, а следовательно, создает подъемную силу. Э()фектив-ный коэффициент системы равен коэффициенту тяги первичной струи минус потери в канале и сопле плюс прирайхение тяги вследствие подсасывания воздуха из потока. Коэффициент увеличе-

Рис.

11.8. Схема струйного крылка

НИЯ тяги (отношение тяги на выходе из канала к тяге первичного потока), достигнутый в настоящее время, равен 1,4. Исследования показали, что концепция крыла с таким типом закрылков может удовлетворить основным требованиям к транспортному реактивному самолету КВП.

Такой закрылок более эффективен, чем закрылок с внешним обдувом, так как поток от двигателя может быть более равномерно распределен по размаху. Кроме того, концепция такого закрылка кажется особенно многообещающей для уменьшения индуктивного сопротивления, а также для обеспечения управляемости при отказах двигателей. Последнее вытекает из возможности управления распределением увеличенной подъемной силы по размаху крыла посредством закрылка с внутренним потоком. Если для ТВД проблема отказа двигателей решается механической связью валов, то для самолета с ТРДД может быть использована связь между газовыми каналами.

Струйный закрылок представляет собой плоский поток воздуха, вытекающего с большой скоростью через заднюю кромку крыла под углом 6 к нижней поверхности крыла (рис. 11.8). Струйный закрылок создает подъемную силу изменением поля скоростей вокруг крыла и перераспределением давления на верхней и нижней его поверхностях; кроме того, за счет импульса вытекающей струи mV создается вертикальная составляющая силы rrijiVs sin 0, которая, однако, существенно меньше аэродинамического приращения. Эффективность реактивного закрылка зависит от коэффициента импульса выдуваемой струи и угла 0. Для приближенных расчетов приращения коэффициента подъемной силы при реактивном закрылке можно воспользоваться следующей интерполяционной формулой:

Асу = 3,9 l/csinQ. (11.13)

Применение струйных закрылков позволяет получить довольно большие значения коэффициента подъемной силы, однако при этом требуются с, существенно большие, чем для УПС. Эффективность струйного закрылка значительно снижается с уменьшением удлинения крыла; кроме этого, вблизи земной поверхности струйный закрылок не обеспечивает получение расчетных значений.

11.2,4. Методы бесциркуляционного создания подъемной силы

Рост тяговооруженности самолетов, появление двигателей с отклоняемым в большом диапазоне углов вектором тяги, а также легких подъемных двигателей и вентиляторов создает предпосылки

},0 1А 1,8 Ц 2,6 3,0 У mln

Рис. 11.9. Влияние отклонения вектора тяги на величину Vmin для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолетов благодаря использованию тяги двигателей непосредственно для создания подъемной силы при малых скоростях.

Вертикальную составляющую тяги можно получить либо отклоняя на угол ф вектор тяги маршевого двигателя, либо установкой специальных подъемных агрегатов. Возможна также комбинация указанных способов. При наличии Р минимальная скорость становится равной

У 1Р(

(1-Рв) РоС(/тах

(11.14)

где Р = PJiniog).

Таким образом, при этом Vn в К 1 - -в раз меньше, чем при отсутствии вертикальной составляющей тяги, а при Р г 1 она приближается к нулю, т. е. становится возможным взлет и посадка с небольшим разбегом и пробегом.

Для взлета с отклоненным на угол ф вектором тяги

(1-Р51Пф) Роу max

(11.15)

у 10-1/шах

Влияние отклонения вектора тяги на величину скорости отрыва можно оценить с помощью отношения

Зависимость Vmn от угла ф для различных значений тяговооруженности представлена на рис. 11.9. Видно, что эффективность