Аэродинамическая компоновка самолета

Аэродинамическая компоновка в значительной степени связана с этапом синтеза схемы самолета (так как определяет его внешнюю конфигурацию) и имеет своими целями:

· достижение максимального аэродинамического качества в крейсерском полете или на главном эксплуатационном режиме ЛА;

· обеспечение необходимых взлетно-посадочных характеристик;

· обеспечение нормируемых запасов устойчивости и управляемости на всех режимах полета;

· гарантированное обеспечение безопасной и эффективной работы силовой установки самолета;

· обеспечение безопасности при выходе (случайном) на предельные режимы полета.

Перечисленные цели достигаются:

· снижением потерь на балансировку за счет выбора рациональной балансировочной схемы самолета (например, схемы «утка» -см. [1].);

· выбором взаимного расположения агрегатов самолета, обеспечивающего их благоприятную интерференцию - аэродинамическое взаимодействие (рис 3.1);

· использованием «правила площадей» и «правила заторможенной струйки» для снижения минимального аэродинамического сопротивления самолета (рис. 3.1);

· использованием несущей способности выступающих в поток агрегатов за счет выбора их оптимального угла атаки;

· выбором рациональных параметров и места расположения горизонтального и вертикального оперения с учетом их незатенения на критических режимах полета (рис. 3.2, табл. 3.1);

Рис.3.1. Использование наплывов на крыле и «правила площадей» для улучшения аэродинамических характеристик самолета

Рис. 3.2. Законцовки крыла, уменьшающие индуктивное аэродинамическое сопротивление. Расположение ГО на вертикальном оперении по схеме +.

Геометрические характеристики горизонтального оперения. Таблица 3.1

Тип с-та	Пассажирские магистральные самолеты	ВТС с ТРД	Штурмовики, народнохозяйственные самолеты	Сверхзвуковые истребители, истребители-бомбардировщики
	0,52-0,76	0,8-1,1	0,3-0,45	0,15-0,25
	0,20-0,25	0,2-0,28	0,12-0,2	0,1-0,2
	0,2-0,3	0,2-0,4	0,25-0,3
h_го	0,1-0,2	ниже хорды крыла
L_го	(2,5-3,5)b_сах	(1-2,5)b_сах

Геометрические характеристики вертикального оперения. Таблица 3.2

	0,04-0,065	0,05-0,08	0,06-0,1	0,07-0,11
	0,1-0,17	0,13-0,169	0,15-0,2	0,16-0,2
	0,22-0,35	0,28-0,5	0,2-0,28	0,2-0,26
L_во	(2,5-3,5)b_сах	(1-2,5)b_сах

· расположением воздухозаборников в зонах со стабилизированным потоком воздуха без больших возмущений и потерь давления (рис. 3.3);

· расположением сопла турбореактивного двигателя в зонах, обеспечивающих благоприятную интерференцию струи с агрегатами самолета на основных (крейсерских) режимах полета (рис. 3.3);

· использованием отдельных агрегатов летательного аппарата для стабилизации и предварительного сжатия потока перед воздухозаборником и увеличения эффективной тяги сопла (характерно для ВКС);

· устранением вредного влияния скоса потока от закрылков на другие агрегаты самолета (например, на мотогондолы, расположенные на хвостовой части фюзеляжа).

Перечисленные приемы аэродинамической компоновки используются в основном при формировании общей схемы самолета. Отработка же местной аэродинамики самолета производится за счет:

· установки зализов и обтекателей, в том числе и обтекателей Уиткомба;

· использования благоприятных вихревых эффектов (вихревой зализ, струйный ветрозащитный козырек и т. п.);

· учета расположения местных линий тока для ориентации отдельных агрегатов (разворот в плане мотогондол, расположенных под крылом);

· использования флюгирующих поверхностей в зонах с существенным изменением направления линий тока при изменении режима полета (поворотные пилоны подвески ракет самолета Су-24 на крыле с изменяющейся в полете стреловидностью).

· Результатом аэродинамической компоновки является эскиз внешней конфигурации самолета, имеющего площадь крыла, определенную на базе ранее полученных значений взлетной массы самолета и стартовой нагрузки на крыло. Объем и удлинение фюзеляжа при этом могут быть первоначально выбраны по прототипу или с учетом средней плотности компоновки самолетов данного класса. Полученная конфигурация является исходной для объемно-весовой компоновки (рис. 3.3.).