Размещение основных стоек шасси
При общей ясности выбранной компоновки остается открытым вопрос
размещения основных стоек шасси. Если для самолетов - низкопланов со
стреловидным крылом этот вопрос успешно решен еще конструкторами
Boeing-707, DC-8, Caravelle и теперь их схема применяется повсеместно,
то для высокопланов с бомбоотсеком единого решения, не имеющего
серьезных недостатков,
пожалуй, пока не найдено. Как указывалось в исходных данных и
ограничениях, мы используем трехопорную схему с носовой вспомогательной
стойкой, соответственно, принятая на ряде прототипов велосипедная схема
с единственной основной опорой нам не подходит. При выборе
размещения стоек нужно учитывать следующие требования:
- для обеспечения устойчивости движения, колея основных опор (в
выпущенном положении) должна быть по возможности большей,
- должна обеспечиваться возможность отрыва носовой стойки при
взлете без создания слишком большого момента от оперения,
- должен обеспечиваться достаточный взлетный/посадочный угол без
касания земли хвостовой частью фюзеляжа,
- высота фюзеляжа над землей на стоянке должна быть достаточной для
полного открытия бомболюков и загрузки бомбоотсека,
- конструкция должна по возможности быть простой и иметь малый вес.
Рассмотрим последовательно несколько вариантов размещения основных
стоек шасси.
Вариант 1
Основные стойки размещаются по бортам фюзеляжа, недалеко за центром
тяжести, и полностью убираются в фюзеляж.
Douglas A-3 SkyWarrior. Чертеж с сайта
www.airwar.ru, фото с сайта www.air-and-space.com
Самолет "98" (Ту-98) на заводских испытаниях.
Фото с сайта www.airwar.ru
Примером применения такой схемы является один из прототипов - A-3
SkyWarrior (см. чертеж).
Плюсами данного варианта являются:
- малый вес шасси,
- простота конструкции,
- отсутствие элементов, влияющих на аэродинамику ЛА при убранном
положении шасси.
К недостаткам данной схемы можно отнести в первую очередь малую колею
шасси. Да, наличие прототипа, к тому же, эксплуатирующегося на
качающихся палубах авианосцев, говорит, что такой колеи может быть
вполне достаточно. Однако, вероятность заваливания при неаккуратной
посадке, особенно со значительным боковым ветром, при такой схеме
представляется весьма высокой. Проблемы при узкой колее могут возникать
не только при посадке, но и на взлете и даже на рулении. Так известно,
что из-за малой колеи
шасси самолет Ан-8 имел тенденцию к опрокидыванию на взлете когда
действие бокового ветра совпадало с моментом от реакции винтов. На
следующей модели - Ан-12 колея была уже несколько расширена и
дополнительно введено управление поворотом передней опоры на взлете.
Другой пример - самолет Ту-98, имевший очень узкую колею (см. фото). По
результатам испытаний самолета было
решено на следующих моделях, в частности Ту-128, применить другую
компоновочную схему шасси с дополнительными гондолами на крыле,
несмотря на увеличение аэродинамического сопротивления.
Еще одним недостатком можно считать то, что стойки приходится размещать
позади бомбоотсека. Соответственно, точки опоры получаются на
значительном плече от центра масс, как и в случае велосипедного шасси.
Это требует большого момента от оперения при отрыве передней ноги на
взлете, либо применения механизмов "вздыбливания" и "приседания" опор.
Другим возможным вариантом решения проблемы является уменьшение
бомбоотсека и смещение его вперед, за центр тяжести. По видимому,
именно так поступили конструкторы A-3 (см. чертеж). Однако, в этом
случае возможно значительное изменение центровки при сбросе целевой
нагрузки. Конечно, можно разместить основные опоры под бомбоотсеком, а
бомболюк сделать на верхней части фюзеляжа и производить сброс груза из
перевернутого полета или используя отрицательную перегрузку. Но мы не
будем рассматривать данный вариант чтобы не вызывать ненужных
подозрений у службы по контролю за оборотом наркотиков. Да и процесс
загрузки бомбоотсека в этом случае заметно усложняется.
Наконец, к недостаткам рассматриваемого варианта можно отнести то, что
крепящееся к фюзеляжу шасси не разгружает крыло, а напротив -
дополнительно нагружает.
A-3
SkyWarrior: бомбоотсек сдвинут вперед относительно центра тяжести, что
приводит к смене центровки при сбросе нагрузки
Вариант 2
Чтобы уменьшить основной недостаток приведенной выше схемы, можно
попытаться разнести точки опоры по ширине не меняя при этом конструкцию
принципиально. Такая модифицированная схема применяется на большинстве
транспортных и пассажирских самолетов-высокопланов (Ан-12/22/72/140/70,
Ил-76, C-130/141/5/17, G-222, Transll, L-410/610 и других), а также на
многих истребителях и истребителях-бомбардировщиках (Mirage-F1, Ягуар,
МиГ-23/27 и других). Реализация этого варианта может быть различной.
Ниже рассмотрены три способа разнесения точек опоры.
Вариант 2а:
оси вращения амортстоек вынесены от фюзеляжа на балках или фермах,
которые
прикрыты обтекателями ("ластами"). Стойки и колеса при уборке частично
или даже целиком укладываются в эти обтекатели. По видимому, это
наиболее распространенный подвариант данной схемы. На фото представлены
примеры подобной компоновки - самолеты Ан-140 и Ил-76.
Антонов Ан-140, фото с сайта vesvladivostok.ru
Ильюшин Ил-76, фото с сайта gallery.ykt.ru
Ильюшин Ил-76, хорошо видны обтекатели
конструкций, на которых стойки
отнесены от фюзеляжа (боковые обтекатели), а также обтекатели колес
шасси в убраном положении (нижние обтекатели). Фото с сайта
aviaros.narod.ru
Ильюшин Ил-76МД-90 (Ил-476) со снятыми
обтекателями шасси. Хорошо видны
конструкции, на которых основные опоры отнесены от фюзеляжа. Фото
с сайта takie.org/news
По сравнению с вариантом 1, здесь шасси имеют более широкую колею,
а
значит повышается безопасность эксплуатации. Вес шасси с учетом
конструкции разноса стоек и обтекателей выше чем в первом варианте, но
в целом всё равно небольшой (стойки шасси короткие). Наличие
обтекателей несколько увеличивает аэродинамическое сопротивление.
Другой недостаток варианта 1 - необходимость размещения шасси позади
бомбоотсека - в этой схеме сохраняется. Если исходить чисто из
геометрических соображений, то можно было бы разместить шасси по бокам
бомбоотсека сделав достаточно объемные обтекатели. Например, на
самолетах C-17, Ан-22 шасси полностью убираются в боковые гондолы и
фактически не занимают места в центральной части фюзеляжа. Однако, в
нашем случае такая схема представляется неприемлемой из соображений
прочности. Дело в том, что, в отличии от транспортных ЛА,
центральная часть фюзеляжа нашего самолета будет ослаблена вырезом под
бомболюк и не сможет нормально воспринимать большие поперечные силы от
шасси, возникающие при касании полосы со сносом. Делать створки
бомболюка силовыми, способными в закрытом состоянии передавать
поперечные усили, мы не станем, хотя это возможный вариант - не стоит
забывать об аэродинамическом сопротивлении. Если шасси в основном
убирается в фюзеляж, то зачастую можно обойтись совсем небольшими
обтекателями, если же мы пытаемся освободить фюзеляж от элементов
шасси, то потребуются гондолы очень большого размера и, соответственно,
имеющие значительное сопротивление.
McDonnell Douglas C-17: шасси полностью
размещены в боковых гондолах,
не затрагивая "основного" фюзеляжа. Размеры гондол шасси при этом
получаются значительными
Итак: плюсами данного варианта являются:
- малый вес шасси, хотя и больший чем в варианте 1,
- простота конструкции,
- приемлемая ширина колеи
минусы:
- наличие элементов, ухудшающих аэродинамику ЛА при убранном
положении шасси,
- необходимость размещения стоек шасси позади бомбоотсека,
- шасси не разгружают крыло, а нагружают
Вариант 2б: оси
поворота амортстоек шасси размещены на основной части фюзеляжа, но
сами стойки отнесены от осей поворота в стороны. Примером может служить
самолет Ан-12. В отличии от варианта 2а, здесь теоретически возможно
обойтись без дополнительных обтекателей, сохранив аэродинамическую
чистоту фюзеляжа. На практике обтекатели обычно применяются, но они
могут иметь меньший размер чем в варианте 2а при той же ширине колеи.
Так как реакция от опоры в варианте 2б проходит не через точку
крепления шасси (не по оси поворота), то возникает момент,
выворачивающий стойки наружу. Это может потребовать дополнительного
усиления конструкции и увеличения веса. Однако, большое усиление,
скорее всего, не потребуется, так как рассматриваемый момент, вероятно,
значительно меньше того, который испытывает шасси при касании полосы со
сносом.
Антонов Ан-12, фрагмент чертежа из журнала
"Авиация и время", взято с
сайта www.airwar.ru. Видно, что ширина колеи шасси больше ширины
обтекателей.
Основная стойка шасси Ан-12
В остальном вариант 2б можно признать равноценным варианту 2а.
Плюсами варианта 2б являются:
- по прежнему малый вес шасси, хотя, возможно, и немного больший
чем в варианте 2а,
- простота конструкции,
- приемлемая ширина колеи,
- малые размеры или даже полное отсутствие элементов, ухудшающих
аэродинамику ЛА при убранном положении шасси
минусы:
- необходимость размещения стоек шасси позади бомбоотсека,
- шасси не разгружают крыло, а нагружают
Вариант 2в: в
рассмотренных выше вариантах стойка шасси должна была в выпущенном
положении располагаться вертикально или близко к вертикали из-за того,
что она была совмещена с амортизатором. Это приводило либо к узкой
колее либо к необходимости относа всей стойки от фюзеляжа. В варианте
2в опоры шасси выполняются по схеме с вынесенным амортизатором. Шарнир
поворота стойки находится на фюзеляже, сама стойка, представляющая
собой простую балку, при выпуске значительно отклоняется от плоскости
симметрии самолета увеличивая при этом колею. На конце стойки находится
колесо (колеса), имеющие рычажную подвеску с вынесенным амортизатором.
Такая схема реализована, например, на самолетах BAe-146 и Ан-148.
Примечание:
На самолете Ан-140 также применена схема с вынесенным амортизатором,
но мы отнесли его к варианту 2а, так как ось поворота стойки при уборке
у него вынесена в строну от фюзеляжа, а сама стойка располагается
вертикально.
British Aerospace BAe-146. Чертеж с сайта
http://www.3dcenter.ru/blueprints, фото с сайта www.airliners.net. На
чертеже видно насколько широка колея шасси при том, что в убранном
положении выступающих обтекателей почти нет
BAe-146 и Антонов Ан-148: на фотографиях видно
какой малый размер имеют
обтекатели шасси (фото с сайтов www.airliners.net и spotters.net.ua)
Данная схема, также как и вариант 2б, позволяет в принципе обойтись без
обтекателей шасси при достаточной ширине колеи. В целом данный вариант
является в некотором смысле модификацией варианта 2б и имеет те же
преимущества и недостатки, а именно:
- относительно малый вес шасси, сравнимый с вариантом 2б, возможно,
несколько больший, так как схема с вынесенным амортизатором в весовом
отношении обычно менее выгодна
- простота конструкции,
- приемлемая ширина колеи,
- малые размеры или даже полное отсутствие элементов, ухудшающих
аэродинамику ЛА при убранном положении шасси
минусы:
- необходимость размещения стоек шасси позади бомбоотсека,
- шасси не разгружают крыло, а нагружают
На многих истребителях высокопланах, например, МиГ-23, МиГ-25
применяются еще более сложные модификации варианта 2, что обусловлено
сравнительно малыми объемами и исключительно плотной компоновкой
фюзеляжа. В данном проекте мы не будем их рассматривать.
Ниже приведен сравнительный чертеж трех рассмотренных вариантов схемы
№2.
Дальнейшее увеличение колеи шасси по сравнению с вариантами 1 и 2
возможно при выносе стоек шасси под крыло или под гондолы двигателей.
Рассмотрим эти варианты.
Вариант 3
В этом варианте стойки шасси крепятся непосредственно под крылом и
убираются в него же или в специальные гондолы на крыле. Данная схема
хороша со многих точек зрения, но
только
не для высокоплана. При верхнем расположении крыла стойки для такой
схемы пришлось бы делать исключительно высокими, а это означает
значительное увеличение веса шасси из-за больших габаритов и трудности
обеспечения необходимой жесткости, что опять-таки приводит к увеличению
веса.
Сравнение вариантов 2 и 3: видно
насколько в варианте 3 большей может быть колея, но и какого размера
получаются при этом стойки шасси
Определенные затруднения вызывает и размещение убранной стойки в
крыле - требуется выделить место для шасси не ослабляя при этом его
силовую схему. Чтобы стойки с колесами разместилсь в крыле, может
потребоваться увеличивать толщину крыла, что очень невыгодно с точки
зрения аэродинамики, либо изменять конструкцию шасси, например
применять большее число колес но меньшего размера. Указанные недостатки
приводят к тому, что подобная схема встречается на практике нечасто.
Как пример можно привести бомбардировщик/заправщик Handley Page Victor.
Отчасти, примерами подобной схемы можно считать истребители Republic
F-105 Thunderchief и English Electric (BAC) Lightning.
Handley Page Victor. Чертеж с сайта
www.airwar.ru, фото с сайта
ru.wikipedia.org. На
чертеже видно, что ширина колеи шасси значительно больше чем в любом из
рассмотренных выше вариантов. Для уборки шасси даже в такое толстое
крыло пришлось применить 8-колесные тележки (на приведенном чертеже,
видимо ошибочно, изображены 4-х колесные "шашлыки").
В данной схеме размещение шасси не зависит от положения бомбоотсека, а
значит отсутствует еще один недостаток, характерный для всех
рассмотренных ранее вариантов. Однако, здесь возможны и дополнительные
проблемы. Так необходимо учитывать, что если крыло стреловидное, то при
разносе стоек вдоль размаха, они также сдвигаются назад и могут
оказаться слишком далеко от центра тяжести. На рисунке представлен
пример ситуации, когда при увеличенной ширине колеи плечо от линии опор
до Ц.Т. получается недопустимо большим (обозначено красным цветом).
Указанная проблема ограничивает максимальную ширину колеи.
Ограничение ширины колеи на стреловидном
крыле. При ширине колеи lш2 плечо от Ц.Т. до линии опор dцт2 получается
слишком большим.
Дополнительная трудность возникает если под
крылом на пилонах располагаются двигатели. В этом случае стойку шасси
нельзя
размещать за реактивным соплом чтобы она
не оказалась в потоке горячих газов. Мало того, нельзя допускать чтобы
стойка проходила за соплом при выпуске/уборке. Пример такой ситуации
изображен на рисунке ниже. Изначально двигатели разнесены оптимально с
точки зрения развесовки, аэродинамики и возможности парирования момента
при отказе одного двигателя (расстояние lдв). Разнос
стоек шасси вдоль размаха (lш) определен геометрией
силового кессона крыла и оптимальным расстоянием от центра тяжести
самолета до линии точек контакта (dцт).
В примере стойка оказывается в потоке горячих газов двигателя, а значит
такое их взаимное расположение недопустимо.
Пример попадания шасси в зону влияния
реактивной струи.
Можно предложить несколько
методов решения этой проблемы (см. рисунок ниже):
- Вариант 3а - перенести стойки шасси ближе к фюзеляжу,
- Вариант 3б - оставив стойки шасси на своем месте переместить
двигатели по направлению к законцовкам крыла,
- Вариант 3в - вынести стойки наружу от двигателей или напротив -
сдвинуть
двигатели ближе к фюзеляжу. Уборка шасси при этом производится в
сторону законцовок крыла.
Варианты
взаимной увязки шасси и двигателей.
Мы видим, что все рассмотренные варианты имеют свои недостатки. Так
вариант 3а предполагает уменьшение колеи, а это может привести к
потере главного преимущества перед рассмотренными выше вариантами 2а,
2б и 2в. Если при применении вариантов 3а и 3б колеса (тележки) шасси
удачно укладываются в зализы крыла частично занимая место над
бомбоотсеком и не нарушают аэродинамику, то вариант 3в скорее всего
потребует утолщения в концевой части крыла для размещения колес шасси.
Кроме того, вариант 3в накладывает ограничения на габариты колес. В
варианте 3б приходится
отказываться от оптимального расположения двигателей, что влечет
ухудшение основных ТТХ.
Рассмотрим более подробно вариант 3а. Как видно на рисунке ниже,
уменьшение колеи с сохранением заданного плеча относительно Ц.Т. (dцт)
может привести к тому, что крепление стойки окажется за пределами
силовой конструкции крыла.
Выход
крепления стойки за пределы силовой конструкции крыла при сокращении
ширины колеи.
Чтобы решить эту проблему может потребоваться создать дополнительные
силовые конструкции для крепления стоек шасси или даже изменить
геометрию основных силовых элементов (см. на рисунке ниже).
Методы крепления стойки в случае выхода ее за пределы силовой
конструкции крыла.
Оба метода имеют свои недостатки. В случае с дополнительной
конструкцией это увеличение веса и ослабление устойчивости к флаттеру
(из-за появления значительной массы позади центра жесткости силового
кессона.). В случае
изменения геометрии силовых элементов может пострадать аэродинамики
самолёта.
Другая
сложность в варианте 3а возникает при уборке стоек шасси вдоль крыла,
по направлению к фюзеляжу. При уменьшенном расстоянии от точки
крепления стойки до корня крыла, стойка шасси может просто не
поместиться в крыле. Этой проблемы не возникает у низкопланов
(большинство современных пассажирских лайнеров) потому, что им
необходимы стойки шасси гораздо меньшей длины (см. рисунок ниже).
Уборка шасси вдоль крыла по направлению к
фюзеляжу при схемах низкоплана и высокоплана.
Решить эту проблему можно различными способами:
- сделать стойки шасси складывающимися
чтобы в убранном положении они могли разместиться на меньшем
пространстве,
- изменить направление их уборки, например, складывать их вперед
или назад по полету. При этом колеса размещаются в утолщениях крыла или
специальных гондолах.
Эти методы уборки шасси показаны на рисунке ниже.
Различные реализации уборки шасси для варианта
3а.
И снова мы видим, что предложенные методы имеют серьезные недостатки.
При применении складывающейся стойки, в
конструкции стойки появляются дополнительные шарниры, что требует
введения специальных кинематических связей, заметно увеличивающих вес
конструкции. Уборка шасси в гондолы приводит к увеличению
сопротивления, а при уборке назад, к тому же, уменьшается запас
устойчивости к флаттеру. Уборка в крыло, как и в варианте 3в, ослабляет
силовую конструкцию крыла, скорее всего
потребует его утолщения в корневой части, что отрицательно сказывается
на аэродинамике, кроме того, появляются ограничения на габариты колёс.
Не исключена при уборке в крыло и необходимость применения
складывающихся стоек со всеми вытекающими из этого издержками.
Подведем итог по варианту 3.
Плюсами варианта 3 являются:
- хорошая ширина колеи,
- малые размеры или даже полное отсутствие элементов, ухудшающих
аэродинамику ЛА при убранном положении шасси
- шасси разгружают крыло
- возможность размещения точек опоры недалеко за центром тяжести
несмотря на наличие бомбоотсека (не требуется большой момент от
оперения),
минусы:
- значительный вес конструкции, обусловленный в первую очередь
размерами стоек шасси,
- непросто обеспечить жесткость конструкции шасси,
- возможные сложности при компоновке (увязка с расположением
двигателей, силовой схемой крыла, увеличение толщины крыла и др.)
Вариант 4
Анализ предыдущих вариантов показывает, что нам желательно размещать
шасси под крылом чтобы обеспечить хорошую ширину колеи и не быть
привязанными к размерам и положению бомбоотсека. Вместе с тем, у
высокоплана крыло находится на большом расстоянии над землей и поэтому
стойки, расположенные под ним, получаются очень длинными, а значит,
тяжелыми.
Одним из способов разрешить это противоречие - использование крыла типа
"обратная чайка". В этом варианте центроплан крыла располагается, как и
у высокоплана, сверху. над бомбоотсеком, а в месте установки шасси
крыло опущено и находится значительно ближе земле, что позволяет
обойтись стойками сравнительно малой длины. Двигатели в этом варианте
расположены над крылом, в тех местах, где оно опущено.
На рисунке ниже показан сравнительный вид спереди для вариантов 2, 3 и
4. На следующем рисунке приведены три проекции примерного вида
самолета, скомпонованного по варианту 4.
Сравнение вариантов 2, 3 и 4.
Пример самолета, скомпонованного по варианту 4.
В варианте 4 ширина колеи получается хорошей при том, что стойки шасси
имеют небольшие размеры. Благодаря тому, что двигатели расположены выше
крыла, не возникает проблемы воздействия горячих газов на стойки шасси.
Теоретически, данная схема имеет еще одно преимущество: расположенные
над крылом двигатели создают зону с повышенной скоростью потока и
меньшим давлением, что должно давать дополнительную подъемную силу.
Однако, на практике эффект может оказаться труднодостижимым.
Характерно, что конструкторы самолётов Ан-72/74. использовавшие
компоновку с двигателями над крылом, в итоге (на модификации
Ан-74ТК-300) перешли к классической схеме с двигателями на пилонах под
крылом. По всей видимости, последняя обладает лучшими аэродинамическими
характеристиками на крейсерском режиме. Если это так, то к минусам
варианта 4 стоит отнести худшие аэродинамические характеристики.
Ещё одной причиной, побудившей конструкторов Ан-72/74 опустить
двигатели под крыло могло стать удобство обслуживания. Для варианта 4
это неактуально - в отличии от чистого высокоплана, у обратной чайки
двигатели находятся на значительно меньшей высоте над землёй и доступ к
ним вполне удобен.
Недостатком варианта 4 можно считать больший вес и большее
сопротивление трения крыла. При той же подъёмной силе, что и обычное
крыло (то есть, при той же площади горизонтальной проекции), обратная
чайка имеет большую площадь поверхности, что обусловлено поперечным
изломом крыла. Собственно, этот излом и есть плата за короткие стойки
шасси. Большая поверхность крыла приводит к увеличению его веса и
сопротивления трения. Если бы можно было расчитывать на эффект
увеличения подъемной силы от газовых струй двигателей, то мы могли бы
уменьшить площадь крыла и таким образом частично или полностью
нивелировать отрицательные свойства обратной чайки, обусловленные
большей собственной поверхностью.
Есть основания полагать, что применение крыла типа "обратная чайка" на
высокоплане приводит к увеличению интерференционного сопротивления.
Если на низкоплане с крылом "обратная чайка", например, F4U Corsair,
Сталь-7, а также на высокопланах с крылом "чайка". например, Бе-6,
Бе-12, крыло соединяется с фюзеляжем под прямым углом (при виде
спереди), то на высокопланах с крылом "обратная чайка" дело обстоит
иначе (см. рисунок ниже).
Сопряжение крыла типа "чайка" и "обратная
чайка" с фюзеляжем круглого сечения.
С другой стороны, если это и приводит к
увеличению сопротивления интерференции, то для фюзеляжа с поперечным
сечением, отличным от круглого, зависимости могут быть другими. Если
использовать, например, поперечное сечение как на рисунке ниже, то,
возможно, сопротивление такой схемы не увеличится. На следующем рисунке
изображена примерная компоновка самолёта с такой формой фюзеляжа,
дополнительно доработанная в духе технологии Стелс.
Сопряжение крыла типа "обратная чайка" с
фюзеляжем некруглого сечения.
Пример самолета, скомпонованного по варианту 4
с использованием элементов технологии Stealth (можно кликнуть на
изображение для увеличения).
Подведём итог по варианту 4.
К положительным сторонам можно отнести:
- большую ширину колеи,
- малую высоту стоек шасси,
- отсутствие проблем взаимной компоновки шасси и двигателей, шасси
и бомбоотсека,
- разгрузку крыла весом шасси,
- предположительно, увеличенную подъемную силу из-за разрежения над
крылом, создаваемого двигателями
К отрицательным сторонам варианта 4 можно причислить:
- большее аэродинамическое сопротивление из-за менее выгодного
размещения двигателей, большей поверхности крыла и, предположительно,
из-за неблагоприятной интерференции крыла и фюзеляжа,
- больший вес из-за большей собственной поверхности крыла
Другим очевидным методом, позволяющим получить широкую колею при
небольших размерах стоек, является размещение шасси на гондолах
двигателей, расположенных под крылом.
При реализации этого способа возникают несколько проблем:
1) требуется разместить стойки с колесами в убранном положении без
ухудшения аэродинамики гондолы двигателя,
2) наиболее выгодным является размещение двигателя на пилоне под крылом
с выносом вперед. Если при этом стойка шасси будет находиться прямо под
двигателем, то она окажется впереди центра тяжести,
3) гондола двигателя должна выдерживать дополнительные нагрузки от
реакции опор шасси (вертикальные, продольные и поперечные силы),
4) из-за увязки геометрии гондолы и шасси может быть затруднено
обслуживание двигателя, его съемка/установка, могут возникнуть
сложности при ремоторизации.
Вторая проблема представляется наиболее серьёзной, поэтому при
рассмотрении дальнейших вариантов будем иметь в виду в первую очередь
её.
Вариант 5
В данном варианте двигатель подвешивается под крылом на пилоне таким
образом, что может перемещаться вперёд/назад. При этом в переднем
положении он занимает позицию, оптимальную с точки зрения аэродинамики
при крейсерском полёте. В заднем положении расположенные под
двигателями опоры шасси оказываются позади центра тяжести.
Схема варианта 5а: гондола двигателя
перемещается вперед/назад с помощью параллелограммного механизма.
Схема варианта 5б: гондола двигателя
перемещается вперед/назад по направляющей.
Конструкцию такого подвижного крепления в принципе создать возможно,
но, скорее всего, она будет менее совершенна аэродинамически чем
обычный стационарный пилон. Разумеется, вырастет также вес конструкции
и повысится её сложность, ведь и сила тяги двигателей и сила от реакции
опор шасси должны передаваться через подвижные узлы такого пилона.
Надёжность такой схемы снижается, появляется вероятность того, что в
нужный момент двигатель не переместится в заданное положение, а это
может привести к неблагоприятным последствиям, от срыва боевого задания
до аварийной посадки. Не исключён и отрыв двигателя в полёте.
Перемещение
двигателя в заднее положение сопровождается смещением
центра тяжести назад, что, во-первых, потребует более сильного
смещения, а, во-вторых, создаёт более заднюю центровку, что грозит
сваливанием в штопор. Опасность сваливания повышается из-за того, что
двигатель должен находиться в заднем положении как раз на наиболее
критичных взлётно-посадочных режимах. Положительным моментом является
то, что на больших скоростях, когда возникает опасность возникновения
флаттера, масса двигателя сдвинута вперед, что уменьшает вероятность
возникновения этого вида колебаний на крыле.
В представленном на рисунке варианте 5а дополнительным недостатком
является очень низкое положение двигателя над землёй во время стоянки и
руления, что чревато засасыванием мусора и повреждением лопаток
компрессора. Вероятно. можно создать конструкцию водухозаборника,
которая позволит избежать данной проблемы, но, учитывая другие, более
значительные недостатки схемы, рассматривать её дальше мы не будем.
Итак, положительные свойства варианта 5:
- большая ширина колеи,
- малая высота стоек шасси,
- отсутствие проблем взаимной компоновки шасси и двигателей, шасси
и бомбоотсека,
- разгрузку крыла весом шасси,
Отрицательные стороны варианта 5:
- сложное, тяжелое и ненадёжное крепление двигателей, поломка
которого грозит опасными последствиями,
- худшая аэродинамика из-за неоптимальной формы пилонов,
- опасное смещение центровки назад на взлётно-посадочных режимах,
- при некоторых способах реализации, двигатели могут оказаться
расположены очень низко над землей,
- возможные затруднения с обслуживанием двигателя и сложность
ремоторизации.
Вариант 6
Как видно из рассмотрения варианта 5, подвижное крепление
двигателей нежелательно. В варианте 6 используются обычные гондолы
двигателей, закрепленные стационарно на пилонах под крылом с выносом
вперёд, что считается оптимальным размещением по многим параметрам.
Шасси размещены под гондолами и их точки опоры на стоянке оказываются
впереди центра тяжести самолёта. Это приводит к заваливанию на хвост,
и, чтобы его избежать, в варианте 6 предполагается установка
дополнительной поддерживающей опоры на фюзеляже. Данная опора должна
находиться позади центра тяжести, а в нашем случае, и позади
бомбоотсека. Ниже представлен рисунок самолёта с размещением шасси по
варианту №6.
Схема варианта 6: основные опоры перед центром
тяжести дополнены поддерживающей хвостовой опорой.
Этот вариант имеет несколько специфических недостатков.
Во-первых, поддерживающая опора должна иметь возможность постепенной
уборки/выпуска чтобы обеспечить плавный подъем носа самолёта при взлёте
и плавное его опускание при посадке. Соответственно, потребуется
какой-то механизм со своей системой управления, а это увеличивает вес и
сложность конструкции. Подобные механизмы "приседания" нередко
применяются на самолётах с велосипедной схемой шасси. Собственно,
рассматриваемый вариант является промежуточным между нормальной
трёхстоечной схемой с носовой опорой и велосипедной схемой, и
отличается от последней только тем, что основную нагрузку несут
подкрылевые опоры, а не подфюзеляжные. Часто говорится о плохой
управляемости самолётов велосипедной схемы, особенно при посадках с
боковым ветром. Однако, здесь играют роль конкретные
констуктивно-компоновочные параметры, такие как расстояния от точек
опор до центра тяжести, распределение нагрузки между опорами и т.д.
Так, например, на странице http://www.airwar.ru/enc/xplane/150.html
описан процесс разработки велосипедного шасси для одного из наших
прототипов - самолёта "150" КБ С. М. Алексеева. Из описания видно, что
использование поддерживающих боковых стоек, точка опоры которых
находится впереди задней основной опоры и приближена к центру тяжести,
позволило конструкторам обеспечить нормальное поведение самолёта при
взлёте и посадке.
Вариант 6 можно также признать разновидностью схемы
с хвостовой опорой (костылем), так как основная нагрузка лежит на
боковых опорах, находящихся впереди
центра тяжести. Отсюда вытекает второй возможный
недостаток - свойственная схеме с хвостовой опорой неустойчивость
на пробеге. Причина появления такого разворачивающего момента
хорошо объяснена, например, в книге Георгия Дорфмана "Поговорим о
шасси" (avia-master.ru/zipfiles/shassi.pdf)
или книге С. М. Егера "Проектирование самолётов" (главу о шасси можно
найти по адресу http://www.taginvest.ru/samolet/86.pl).
Рассмотрим движение самолёта с носовой и хвостовой стойкой на пробеге
до касания носовой/хвостовой опорой (см. рисунок ниже).
Из рисунка видно, что равнодействующая сил торможения от левой и правой
стоек шасси приложена к точке, находящейся на оси симметрии самолёта
(если обе стойки тормозятся одинаково), и направлена противоположно
скорости движения. Для схемы с носовой стойкой, точка приложения
равнодействующей находится позади центра тяжести, а для схемы с
хвостовой стойкой - впереди. При нормальном движении (а) ось самолёта
направлена вдоль вектора скорости и линия действия силы торможения
проходит через центр тяжести не создавая никакого момента. Если под
дествием возмущений ось самолёта отклонится от направления движения
(б), то возникнет момент, разворачивающий самолёт в горизонтальной
плоскости.
Возникновение
разворачивющего момента в горизонтальной плоскости при посадке у
самолётов различных схем.
Для схемы с носовой опорою (левая часть рисунка), возникающий момент
будет стремиться вернуть самолёт к нормальному положению, чем
обеспечивается статическая путевая устойчивость. Чем больше будет
отклонение оси самолёта от направления движения, тем больше будет
возвращающий момент (левая часть рисунка, поз. б и в). Для схемы с
хвостовой опорою (правая часть рисунка) линия равнодейстыующей сил
реакции проходит с другой стороны от центра тяжести, что приводит к
возникновению момента, направленного в противоположную сторону - на
дальнейшее отклонение оси самолёта от вектора скорости (правая часть
рисунка, поз. б). Этим обусловлена статическая неустойчивость схемы с
хвостовой опорою. В результате действия разворачивающего момента,
самолёт стремится ещё сильнее отклонится от направления движения, что в
свою очередь приведет к новому увеличению момента (правая часть
рисунка, поз. в). Если не принять специальных мер, то процесс окажется
нарастающим и приведёт к развороту самолёта поперёк направления
движения и аварии.
Однако, указанный выше недостаток преодолим. Существует несколько
методов парирования разворачивающего момента - дифференциальное
торможение колёс на правой и левой стойках, установка колёс со
схождением и др. После касания хвостовой опорою также создаётся
стабилизирующий момент (для этого самоориентирующаяся на рулении
хостовая опора фиксируется при пробеге и разбеге). У нас в арсенале, по
условиям задания, имеется современная электроника. С её помощью вполне
реально управляя дифференциальным торможением основных стоек и
поворотом колёс носовой и хвостовой стоек обеспечить устойчивость
самолёта при всех видах движения, в том числе и на мокрых и заснеженных
полосах. Итак, указанный недостаток мы считаем преодолимым и не будем
рассматривать его при принятии решения.
Другой недостаток шасси с хвостовою опорою - взмывание при посадке с
возможным последующим "козлением". Причина в том, что если касание
производится только основными опорами, то центр тяжести по инерции
продолжает двигаться вниз и самолёт разворачивается относительно точек
касания. В схеме с хвостовой опорою центр тяжести расположен позади
основных стоек, поэтому самолёт поворачивается так, что его угол атаки
увеличивается, подъёмная сила растёт и самолёт снова отрывается от
земли ("взмывает"). Дальше, если лётчик, действуя неграмотно, пытается
снова прижать машину к земле резко отдав штурвал от себя, то процесс
может повториться. При посадке "на три точки", когда хвостовая опора
касается земли однвременно с основными, поворот самолёта в вертикальной
плоскости вокруг оси Z становится невозможным и взмывания не происходит.
У самолётов с носовой стойкою центр тяжести находится впереди основных
опор, поэтому после касания самолёт по инерции поворачивается так, что
его угол атаки и подъемнная сила уменьшаются и взмывания не происходит.
Силы и моменты, действующие в вертикальной
плоскости при посадке у самолётов различных схем.
Бороться с взмыванием можно различными способами. Например, мы можем
обеспечить гарантированное одновременное касание основными и хвостовой
опорами при посадке путём оперативного изменения длины хвостовой стойки
шасси. При приближении к земле такая стойка будет выдвигаться из
фюзеляжа и вдвигаться в него настолько, чтобы всё время касаться или
почти касаться полосы. В момент когда основные стойки также коснутся
земли, крепление хвостовой опоры превращается в жёсткое и она
становится неподвижной относительно фюзеляжа. Такая посадка будет
равноценной посадке одовременно на три точки.
Схема посадки самолёта, скомпонованного по
варианту №6.
Можно несколько упростить
указанную конструкцию если выпускать перед посадкой хвостовую опору на
всю длину, но не удерживать её в этом положении, а лишь подпружинить.
На рисунке ниже поясняется принцип действия одного из вариантов
реализации подобного устройства. Стойка шасси может перемещаться
вертикально вверх/вниз. При уменьшении расстояния до земли опора
вжимается в фюзеляж. При увеличении расстояния стойка выдвигается
газовой пружиной до касания колёсами земли. Со стойкой соединён шток
гидроцилиндра, обе полости которого сязаны между собой. Корпус
гидроцилиндра жёстко закреплён на фюзеляже. При вертикальном
перемещении опоры, жидкость свободно перетекает из одной полости в
другую не мешая движению стойки. В момент обжатия амортизаторов
основных стоек шасси, перекрывается кран перепуска жидкости между
полостями гидроцилиндра. В результате шток, а вместе с ним и хвостовая
стойка шасси больше не могут перемещаться относительно фюзеляжа, опора
становится жёсткой и препятствует опусканию хвоста самолёта. Таким
образом исключается поворот летательного аппарата в вертикальной
плоскости, роста угла атаки и последующего взмывания не происходит.
В одном гидроцилиндре можно также совместить функции выпуска и уборки
стойки шасси, её "приседания" при взлёте.
Принцип возможного устройства хвостовой опоры
самолёта, скомпонованного по варианту №6.
Другой метод борьбы со взмыванием - использование аэродинамики.
Во-первых, электронная система управления может удержать самолёт от
инерционного вращения действуя рулями высоты. А во-вторых, можно при
обжатии основных стоек шасси выпускать интерцепторы, что резко
уменьшает подъёмную силу и её уже не хватает для взмывания. Выпуск
интерцепторов при обжатии основных опор широко используется в
современных самолётах, это позволяет сразу же после касания ВПП
обеспечить хорошее сцепление колёс с полосою, улучшить управляемость и
сократить пробег.
Другие недостатки схемы с хвостовой опорою не свойственны нашему
варианту. Плохой обзор на стоянке и рулении не присущ варианту 6 так
как он предполагает горизонтальное положение фюзеляжа на этих режимах.
Опасность капотирования и связанное с ней ограничение посадочной
скорости устраняются благодаря наличию носовой опоры шасси.
Основное достоинство схемы с хвостовой стойкою - малый вес конструкции
- так же, к сожалению, не присущ варианту 6. Его вес даже больше чем у
схемы с носовой опорою из-за наличия дополнительной поддерживающей
стойки. На самолёте Ил-62 применена поддерживающая хвостовая опора,
причём конструкторам удалось сделать её простой и лёгкой. Но она
выпускается только на стоянке и несёт нагрузку значительно меньшую.
Наша поддерживающая опора должна быть управляемой, должна иметь
механизм приседания, должна нести нагрузку всё время нахождения на
земле (в отличии от Ил-62, у нас центр тяжести расположен расположен
позади основных опор постоянно), а, самое главное, в нашем случае
хвостовая опора испытывает значительные динамические нагрузки во время
взлёта и посадки.
Итак, положительные свойства варианта 6:
- большая ширина колеи,
- малая высота и вес основных стоек шасси,
- отсутствие проблем взаимной компоновки шасси и двигателей, шасси
и бомбоотсека,
- разгрузка крыла весом основных стоек шасси,
Отрицательные стороны варианта 6:
- значительный добавочный вес дополнительной поддерживающей опоры,
сложность её конструкции,
- вес дополнительной опоры смещает центр тяжести назад, что
приводит к необходимости смещения назад крыла и уменьшению плечей
оперения,
- возможные затруднения с обслуживанием двигателя и сложность
ремоторизации.
Беглый анализ показывает, что вариант 6 можно рассматривать как один из
хороших кандидатов, однако, его схему нельзя в полной мере отнести к
трёхстоечной с носовою опорою, как того требуют условия. Поэтому мы
продолжим дальнейшее рассмотрение вариантов.
Итак, мы хотели бы рассмотреть такой вариант, где основные стойки шасси
крепятся к неподвижным гондолам двигателей, но, при этом, точки их
опоры находятся позади центра тяжести самолёта.
Вариант 7
Если исходить из оптимального размещения двигателей - на пилоне,
впереди и ниже крыла, то для смещения точки опоры за центр тяжести,
стойки можно выполнить в виде длинных балок, при выпуске уходящих
назад. Возможны различные способы реализации этого варианта. Перед тем,
как рассмотреть их, заметим, что всем им свойственны следующие
недостатки:
- упомянутые выше сложности, возникающие при размещении шасси в
одной гондоле с двигателем,
- стойки шасси получаются очень длинными и, соответственно,
тяжелыми,
- в гондоле шасси для таких длинных стоек требуются очень большие
ниши,
- при выпуске уходящие назад массивные стойки могут заметно
повлиять на центровку самолёта.
Последний из перечисленных недостатков напоминает нам о сходстве с
вариантом 5. И действительно, в обоих случаях мы перемещаем точку опоры
назад. Разница состоит в том, что в варианте 7 сам двигатель остаётся
неподвижным, его подвеска проста и надёжна, но зато для шасси требуется
мощная и длинная балка, воспринимающая большой изгибающий момент.
Общий вид варианта №7.
Способы реализации варианта 7 могут отличаться по методу выпуска/уборки
шасси, по схеме амортизации и передачи вертикальной силы.
Уборка/выпуск шасси может производиться поворотом в вертикальной
плоскости, поворотом в наклонной плоскости, близкой к горизонтальной,
перемещением по направляющей (см. рисунок).
Способы выпуска/уборки шасси в варианте 7.
Если расстояние, на которое требуется при выпуске перенести точку опоры
назад, велико, то длина балки получится очень большой и в убранном
положении она не разместится в гондоле. В этом случае можно удлинить
гондолу, вынести назад точку поворота стойки, чтобы сократить длину
поворотной части или сделать стойку шасси складывающейся (см. рисунок).
Способы обеспечения уборки шасси в гондолу двигателя в варианте 7.
Способы амортизации и передачи усилий также могут быть различными.
Можно предложить множество разнообразных схем, отличающихся количеством
и расположением амортизаторов и подкосов. На рисунке ниже представлены
некоторые из них.
Различные коструктивно-силовые схемы варианта 7.
В Варианте 7а балка в выпущенном положении может вращаться в
вертикальной плоскости и играет роль рычага рычажной подвески.
Амортизатор одним концом закреплен на ней, а другим на гондоле
двигателя.
В вариантах 7б и 7в балка в выпущенном положении жёстко крепится на
гондоле, все силы и моенты от колёс передаются через неё. Подвеска
колёс осуществляется с помощью амортизатора закреплённого на балке и
может быть телескопической (вариант 7б) или рычажной с вынесенным
амортизатором (вариант 7в).
В вариантах 7а, 7б и 7в вертикальная сила от колёс шасси передаётся на
конструкцию планера очень непростым путём. Сначала сила воспринимается
длинной балкою и по ней передаётся на силовой шпангоут гондолы. Далее -
через пилон на кессон крыла. При этом на некоторых участках возникают
очень большие изгибающие моменты, что требует усиления, а, значит, и
утяжеления конструкции.
Можно "спрямить" путь если передавать усилие с балки сразу на пилон, а
еще лучше на кессон крыла (вариант 7г). В этом случае изгибающие
моменты в конструкции будут минимальны.
Рассмотрим подробнее вариант 7г:
Во-первых, сразу бросается в глаза, что размер амортизатора здесь
фактически равен длине столйки в варианте 3, а, значит, и без того
тяжелая конструкция становится ещё массивнее и проигрывает по весу у
других вариантов. Можно сократить потребную длину амортизатора если
продлить назад пилон. Но это мало изменит ситуацию - вес амортизатора
уменьшится за счёт увеличения веса пилона.
Продление пилона в варианте 7г для сокращения длины амортизатора.
Во-вторых, амортизатор не должен оказаться в потоке горячих газов за
двигателем. Можно достичь этого сделав два амортизатора, разнесённых по
сторонам от реактивной струи либо применив два двигателя вместо одного
и разместив амортизатор между ними (см. рисунок ниже).
Вынос амортизатора из зоны действия реактивной струи.
В первом случае дополнительно возникает проблема уборки амортизаторов.
Они находятся в стороне от пилона и нет ясности с тем, как разместить
их в убранном положении. Возможно, что для этого придется крепить
двигатель на двух пилонах по бокам вместо одного центрального, однако,
понятно, что с точки зрения аэродинамики это весьма невыгодный вариант.
Итак, подведём итог по варианту 7:
К достоинствам данного варианта можно отнести
- большую ширину колеи,
- отсутствие проблем взаимной компоновки шасси и бомбоотсека,
- разгрузка крыла весом основных стоек шасси
Отрицательные стороны варианта 7:
- большой размер и вес основных стоек шасси,
- сложность пути передачи усилий и связанные с ней усложнение и
утяжеление конструкции,
- требуется очень большая ниша в гондоле двигателя для размещения
длинных стоек шасси,
- заметное изменение центровки при выпуске/уборке шасси,
- возможные проблемы взаимной компоновки шасси и двигателей
- возможные затруднения с обслуживанием двигателя и сложность
ремоторизации.
Как видно, вариант 7 не имеет явных преимуществ перед другими, а
большой вес конструкции заставляет отказаться от его дальнейшего
рассмотрения. Однако, вариант 7 можно считать переходным к следующему
варианту, который может оказаться более приемлемым.
Вариант 8
Главным недостатком варианта 7 - большой вес конструкции обусловлен
наличием длинной мощной балки, воспринимающей большой изгибающий момент
(а в подварианте 7г - длинной балки и длинного амортизатора). В
варианте 8, являющемся развитием варианта 7, предпринята попытка
устранить его основной недостаток.
Для уменьшения изгибающих моментов от вертикальной силы, лучше всего
передавать её вверх на силовой кессон крыла по прямой. При этом, чтобы
стойка не получилась слишком длинной, как в варианте 3, можно продлить
гондолу двигателя назад, за центр тяжести. При этом вертикальная сила
передаётся на силовой шпангоут гондолы двигателя и далее через пилон на
кессон крыла не меняя направления. Стойка шасси получается короткой и
лёгкой.
Такая компоновка используется на многих самолётах-высокопланах, но,
обычно, с прямым крылом и подвеской двигателя вплотную к крылу (без
пилона). Именно таким является, в частности, один из наших прототипов -
Ил-46.
Самолет Туполев "82" (Ту-82) - пример
компоновки по варианту №8а.
Фото из журнала Авиация и Космонавтика 2002-04
и журнала Мировая авиация № 191
Самолет Ильюшин Ил-46 - еще один пример
компоновки по варианту №8а.
Фото с сайта www.airwar.ru
Другая разновидность этого варианта использует не одиночные двигатели,
а спарки. Междвигательная перегородка, переходящая в пилон, продлена и
расширена. К этой перегородке крепится стойка шасси. При уборке стойка
прячется в расширенную часть перегородки. Такой вариант компоновки
применён на самолёте BAADE VEB-152A (модификация с трёхточечным шасси).
Самолет Baade "152" (VEB-152) с велосипедным шасси (первое фото) и с
шасси, скомпонованным по варианту 8б (второе фото). Фото с сайта
avia-museum.narod.ru
Проекции самолета Baade "152" (VEB-152),
модификация с трёхстоечным шасси, скомпонованным по варианту 8б.
Рисунок взят с http://yosikava.livejournal.com/4710.html
Очевидно, что уменьшение веса стойки шасси достигается за счёт
увеличения веса гондолы двигателя. Кроме того, удлинение гондолы
ухудшает аэродинамику (из-за увеличения площади омываемой поверхности,
нарушения правила площадей). Удлинение сопла может ухудшить
газодинамические характеристики двигателя, увеличивает площадь,
требующую жаростойкого покрытия. В варианте 8б потребуется
термозащитная облицовка междвигательной перегородки. Положительной
стороной варианта 8 в отличии от варианта 7 является отсутствие
изменения центровки при выпуске/уборке шасси.
Общий вид вариантов компоновки 8а и 8б
Как видно, недостатки схемы проявляются тем сильнее, чем больше
приходится удлинять гондолу двигателя. Величина удлинения зависит от
того, насколько далеко двигатель вынесен вперед от центра тяжести. Для
прямого крыла это зависит только от расположения (в продольном
направлении) двигателя относительно передней кромки. Для стреловидного
крыла также имеет значение положение гондолы вдоль размаха и угол
стреловидности (см. рисунок ниже).
Зависимость необходимой длины гондолы двигателя от расположения её
вдоль размаха на стреловидном крыле для варианта №8
Если двигатели находятся относительно близко к корню стреловидного
крыла, то они оказываются на значительном расстоянии впереди от центра
тяжести и потребуется сильно удлинять гондолу или же смещать её назад.
Здесь показательным является пример одного из наших прототипов -
самолёта Ил-46С со стреловидным крылом. Это самолёт создан на базе
самолёта Ил-46, имеющего прямое крыло и его двигатели расположены
достаточно близко к фюзеляжу. Оба самолёта скомпонованы в соответствии
с вариантом 8а. Даже на Ил-46 длина гондолы двигателя составляет почти
9,5 метров (данные взяты из чертежа, см. рисунок ниже), из которых 5
метров - удлинённые выхлопные трубы
(http://www.airwar.ru/enc/bomber/il46.html).
Гондолы с такими же
двигателями, но без шасси, на самолёте "150" имеют длину всего около
6,5 метров.
Сравнение гондол двигателей Ил-46 и Ил-46С
При замене на Ил-46 прямого крыла на стреловидное,
расстояние от линии носка гондол двигателей до центра тяжести
увеличилось примерно на 1,5 метра (Ил-46 - 4,5 метра, Ил-46С - 5,9
метра). Соответственно, конструкторам пришлось удлиннить гондолы
двигателей (до 11 метров), что, надо полагать, сделало их тяжелее. К
сожалению, более подробной информации об основных шасси варианта Ил-46
со стреловидным крылом найти не получилось. Но, так как последующие
самолёты похожего назначения (Ил-30, Ил-54) КБ Ильюшина оснастило
велосипедным шасси, можно предположить, что недостатки варианта 8а
оказались существенными. То же можно сказать и о бомбардировщиках КБ
Туполева. При переходе от прямого крыла (Ту-14) к стреловидному
(самолёт "82" или Ту-82) первоначально была сохранена компоновка в
варианте 8а. Однако, при разработке следующей модели (самолёт "88" или
Ту-16) проектировщики отказались от неё разместив шасси на крыле с
уборкой в специальные гондолы.
Если исходить из чисто геометрических соображений, то для варианта 8а
при близко расположенных к фюзеляжу двигателях, выгодным может
оказаться крыло обратной стреловидности (см. рисунок ниже), однако
понятно, что при решении таких вопросов как стреловидность крыла,
удобство размещения шасси играет отнюдь не первостепенную роль.
Компоновка по варианту 8 для крыла обратной стреловидности
Что касается варианта 8б, то с ним дело обстоит аналогично. Пожалуй,
единственный известный самолёт с такой компоновкой - Baade VEB-152A
(модификация с трёхстоечным шасси). На чертежах видно, что его
удлиненная междвигательная перегородка имеет вполне умеренные размеры,
но, во-первых, двигатели самолёта довольно сильно удалены от фюзеляжа
(сильнее, чем на его предшественнике "150"), а во-вторых, их вынос
вперед относительно крыла несколько меньше, чем у современных ему
Boeing-707 и DC-8.
Если на крыле большой стреловидности двигатели относить от фюзеляжа,
то, начиная с определённого расстояния, гондолы окажутся на линии
центра тяжести и могут даже перейти за неё. В этом случае удлинение
гондол не потребуется и перечисленные выше недостатки варианта 8
проявляться не будут. Однако, слишком сильно разносить двигатели по
размаху недопустимо - сказываются прочностные ограничения крыла и
трудность парирования разворачивающего момента при выходе из строя
одного двигателя. Если же используются 4 двигателя, установленных на
крыле в индивидуальных гондолах, то крайние из них вполне могут
оказаться на линии центра тяжести. Это возможно на самолётах с
относительно большой стреловидностью и широким разносом двигателей -
Boeing-707, Boeing-747, Ил-86. При меньшей стреловидности или при
двигателях, приближенных к фюзеляжу (DC-8, Ил-76, Ил-96, A-340), такого
не наблюдается.
Сравнение 4-ёх двигательных самолётов с
большей (Boeing 707-300, первый чертеж) и меньшей (Douglas DC-8-63,
второй чертёж) стреловидностью. В первом случае отчётливо видно, что
гондолы внешних двигателей переходят за линию центра тяжести и
находятся на одной линии с основными опорами шасси. Во втором случае
это не так - гондолы почти целиком находятся впереди опор шасси.
Чертежи взяты с сайта http:\\www.the-blueprints.com
Если на четырёхдвигательном самолёте с достаточно большою
стреловидностью разместить стойки шасси под гондолами внешних
двигателей, то они окажутся за центром тяжести и теоретически такой
самолёт может находиться на земле не заваливаясь на хвост. Но так как
опоры будут находиться почти у концов крыла, где его жёсткость
невелика, стоит ожидать сильного прогиба консолей и проседания фюзеляжа
к земле во время стоянки и особенно при касании на посадке с большой
вертикальной скоростью. Чтобы избежать сильного прогиба крыла, можно
разместить дополнительные опоры под гондолами внутренних двигателей. В
этом случае гондолы внутренних и внешних двигателей получаются
одинаковыми, а это может упростить их изготовление и эксплуатацию.
На рисунке ниже представлен пример самолёта, скомпонованного по
описанному варианту (вариант 8в).
Пример самолёта с шасси, скомпонованным по варианту 8в
В варианте 8в крайние опоры шасси имеют очень широкую колею, а это уже
может рассматриваться как недостаток. Во-первых, как уже упоминалось,
нагрузка от них приходит на концевые части крыла, где трудно обеспечить
необходимую прочность и жёсткость. Во-вторых, слишком широкая колея
требует увеличения ширины взлётно-посадочных полос, иначе есть
вероятность на посадке с отклонением от оси ВПП выйти одним из колёс за
её пределы. В результате появится большой разворачивающий момент и
самолёт может съехать с полосы и потерпеть аварию. Ну и, наконец,
нельзя не заметить, что вариант 8в является не чистой трёхстоечной
схемой, как того требуют условия задания, а скорее некой "пятиточечною"
схемою.
Итог по варианту 8:
К достоинствам данного варианта можно отнести
- большую ширину колеи (в варианте 8в даже слишком большую, что уже
является недостатком),
- малый размер и вес основных стоек шасси,
- отсутствуют и другие недостатки предыдущего варианта - усилия
от шасси передаются без изменения направления, не утяжеляя
конструкцию, в связи с малыми размерами стоек не требуется больших ниш
в гондолах двигателей, а также, нет изменения центровки при
выпуске/уборке шасси,
- отсутствие проблем взаимной компоновки шасси и бомбоотсека,
- разгрузка крыла весом основных стоек шасси (особенно хорошо это
получается в варианте 8в)
Отрицательные стороны варианта 8:
- увеличения веса гондолы двигателя,
- удлинение гондолы вызывает ухудшение аэродинамики (из-за
увеличения площади омываемой поверхности,
нарушения правила площадей),
- удлинение сопла может ухудшить
газодинамические характеристики двигателя, увеличивает площадь,
требующую жаростойкого покрытия. В варианте 8б потребуется
термозащитная облицовка междвигательной перегородки,
- возможные затруднения с обслуживанием двигателя и сложность
ремоторизации.
Вариант 9
В рассмотренных ранее вариантах с размещением шасси под гондолами
двигателей основные сложности возникали из-за того, что двигатели
находились впереди центра тяжести. В варианте 9 предполагается перенос
двигателей ближе к задней кромке крыла или даже за неё, таким образом,
чтобы они оказались позади центра тяжести. На рисунке ниже показана
схема компоновки мотогондолы и шасси по варианту 9.
Компоновка по варианту 9
Такая компоновка позволяет не удлинняя гондолу разместить короткую
стойку шасси позади центра тяжести.
Вариант 9 имеет ряд очевидных недостатков. Во-первых, двигатели
размещены неоптимально с точки зрения аэродинамики - скорее всего
сопротивление такой схемы будет выше чем при общепринятом размещении
двигателей перед крылом. Во-вторых, при выносе такой большой массы
назад от центра жёсткости крыла сильно снижается запас устойчивости по
флаттеру. В-третьих, центр тяжести значительно сдвигается назад, а
значит и крыло должно быть сдвинуто ближе к хвосту. При этом
уменьшаются плечи от вертикального и горизонтального оперения, что
требует увеличения их площади и, соответственно, массы. В-четвёртых,
сопло двигателя, расположенное позади стойки шасси имеет свойство
приближаться к земле когда самолёт двигаясь по полосе увеличивает угол
тангажа (задирает нос). При этом горячие газы воздействуют на покрытие
ВПП и, возможно, способствуют его разрушению. Ну и, наконец, варианту 9
свойственны все описанные ранее проблемы, возникающие при размещении
шасси в одной гондоле с двигателем.
Рассмотрим подробнее 4-ый из перечисленных недостатков - разрушение
покрытия аэродрома струёй горячих газов. Это представляется возможным
во время разбега, когда двигатели работают на максимальном режиме и
самолёт увеличивает тангаж, поворачиваясь на основных стойках шасси
(см. рисунок ниже).
Воздействие газовой струи двигателя на покрытие ВПП при использовании
стандартной компоновки (вверху) и компоновки по варианту №9 (внизу)
Действительно, срез сопла в этот момент приближается к поверхности
аэродрома и горячая струя с большой силой воздействует на его покрытие.
Однако, не ясно, способно ли это повредить бетонированную ВПП? Для
точного определения степени воздействмя, разумеется, требуются расчёты
или эксперименты, но мы пойдём другим путём (C). Посмотрим, не
возникает ли подобной ситуации у каких нибудь существующих самолётов.
Если такие самолёты есть и если они, несмотря на указанную проблему,
спокойно эксплуатируются, то тогда воздействием струи на ВПП можно
будет пренебречь. Таке самолёты есть. Это, во-первых, лайнеры, имеющие
установленный центральный двигатель в законцовке фюзеляжа (Boeing 727,
Trident, Ту-154, Як-42, Lockheed L-1011 Tristar), а, во-вторых, это
большинство реактивных истребителей, фюзеляж которых заканчивается
срезом сопел. Из рисунка ниже видно, что у этих самолётов при взлете
горячие газы также направлены на покрытие ВПП и их источник приближен к
поверхности полосы..
Примеры воздействия газовой струи двигателя на покрытие ВПП у
существующих самолётов
Сравнительно медленная и холодная струя турбовентиляторных двигателей
нашего бомбардировщика воздействует на плиты аэродрома меньше чем более
быстрая и горячая струя двигателя с малой двухконтурностью (или даже
одноконтурного), установленного на истребителе. А если учесть, что
истребители при взлёте часто используют форсаж или, тем более, ракетные
ускорители, разница получается очень большою. Учитывая это, делаем
вывод: для варианта 9 можно перенебречь влиянием струи газов на
покрытие ВПП и исключить его из списка недостатков.
Итог по варианту 9:
К достоинствам данного варианта можно отнести
- большую ширину колеи,
- малый размер и вес основных стоек шасси,
- разгрузка крыла весом основных стоек шасси,
- отсутствие проблем взаимной компоновки шасси и бомбоотсека,
кроме того, отсутствуют и некоторые другие недостатки, встречавшиеся в
ранее рассмотренных вариантах - не требуется удлиннять гондолы
двигателей,
усилия
от шасси передаются без изменения направления, не утяжеляя
конструкцию, в связи с малыми размерами стоек не требуется больших ниш
в гондолах двигателей, а также, нет изменения центровки при
выпуске/уборке шасси,
Отрицательные стороны варианта 9:
- ухудшение аэродинамики (из-за неоптимального размещения гондол
двигателей,
нарушения правила площадей),
- из-за смещения центра тяжести назад уменьшаются плечи
горизонтального и вертикального оперения, а также в целом усложняется
распределение масс по длине фюзеляжа,
- снижение устойчивости к флаттеру из-за появления на крыле большой
массы позади центра жёсткости,
- возможные затруднения с обслуживанием двигателя и сложность
ремоторизации.
кроме того, есть и другие описанные ранее проблемы, возникающие при
размещении шасси в одной гондоле с двигателем: требуется разместить
стойки с колесами в убранном положении
без ухудшения аэродинамики гондолы двигателя, гондола двигателя и пилон
должны выдерживать дополнительные нагрузки от
реакции опор шасси (вертикальные, продольные и поперечные силы).
Выбор варианта
Итак, мы рсссмотрели 9 вариантов с несколькими подвариантами и
принимаем решение на этом
остановиться и сделать выбор в пользу
последнего (простите, крайнего) 9-го
варианта. Возможно, его нельзя
назвать лучшим даже среди рассмотренных, но наша цель
в первую очередь - освоение CAD-системы и здесь все варианты
равноценны. Для нас важно, чтобы выбираемый вариант был технически
допустимым, не имел критических недостатков, позволял достичь требуемых
ТТХ, соответствовал исходным
данным и ограничениям проекта.
Оптимальность с точки зрения обычных критериев (наилучшие ЛТХ,
максимальная эффективность при минимальной стоимости и др.) является
желательной, но не обязательной. Всем требованиям вариант 9 вполне
соответствует, при этом он является достаточно оригинальным и
одновременно не слишком рискованным решением.
Что касается недостатков, то они, как видим, есть у всех вариантов,
главное, чтобы среди них не было критических. У выбранного нами №9 все
недостатки некритические, то есть, можно нивелировать их пойдя на
определённые затраты ресурсов (увеличив вес конструкции, её сложность
и/или стоимость, ухудшив некоторые ТТХ и др.).
Рассмотрим недостатки варианта 9 и подумаем, как минимизировать их
негативное влияние.
1) Повышенное аэродинамическое сопротивление из-за неоптимального
расположения гондол двигателей (в том числе из-за нарушения правила
площадей).
Возможно, сопротивление удастся уменьшить путём подбора наилучшей формы
самолёта (при этом оставаясь в рамках компоновки по варианту 9).
Например, можно применить поджатие фюзеляжа в зоне, находящейся между
двигателями, или применить сверхкритический профиль крыла, изменить его
удлинение, сужение, крутку и т.д. Однако оценить насколько эффективны
будут эти меры позволят только расчёты и продувки. У нас нет возможности
провести их, поэтому для компенсации возросшего сопротивления мы могли
бы заложить
некоторый запас энерговооружённости и топлива. Но так как условия
задачи
позволяют использовать современные мощные и экономичные двигатели,
будем считать, что они покроют ухудшение аэродинамики. Также применим
сверхкритический профиль крыла. А вот от поджатия
фюзеляжа мы откажемся чтобы не уменьшать объём бомбоотсека - ведь
основной
нагрузкой у нас будут, естественно, агитационные бомбы и листовки,
плотность у них маленькая, места им нужно много.
2) из-за смещения центра тяжести назад уменьшаются плечи
горизонтального и
вертикального оперения, а также в целом усложняется распределение
масс
по длине фюзеляжа.
Сложности, вызванные сдвигом центра тяжести назад действительно есть,
но они не фатальны, как показывает опыт других самолётов. Есть немало
примеров, где двигатели сдвинуты даже не к задней кромке крыла, а
вообще в хвост самолётаувеличение плеча стабилизатора размещением его
на стреловидном киле (Boeing 727, Trident, Vickers VC.10, Ил-62,
Ту-154 и др.).
Первую часть проблемы - малые плечи оперения можно попытаться сгладить
придав ВО большую стреловидность и разместив на нём ГО. Этот приём
применён, например на Як-40, где ВО - единственная стреловидная
поверхность и сделана она такой только для выноса ГО назад. На рисунке
ниже показано увеличение плеча горизонтального оперения Lго при
придании ВО стреловиднсти.
Увеличение плеча горизонтального оперения при
размещении его на стреловидном киле
На нашем самолёте, в отличии от Як-40, нельзя использовать T-образное
оперение (так оговорено в исходных
данных и ограничениях проекта),
поэтому применим крестообразное оперение. Оно также позволяет увеличить
плечо ГО, хоть и в меньшей степени чем T-образное. Кстати,
первоначально возникли сомнения в возможности применения
крестообразного оперения на высокопланах - не окажется ли стабилизатор
в зоне срывного потока за крылом при больших углах атаки? Поводом для
сомнений стало то, что почти все высокопланы имеют ГО
расположенное на фюзеляже, в основании киля или на его вершине, то
есть, или выше
или ниже чем в крестообразной схеме. Однако, такие самолёты всё таки
существуют и эксплуатируются успешно. Примером может быть английский
бомбардировщик Vickers Valiant (см. фото ниже).
Vickers Valiant - пример высокоплана с крестообразным оперением. Фото с
сайта www.airwar.ru
Что касается распределения масс по длине фюзеляжа, то мы стараемся
исходить из принципа размещать все расходуемые в полёте грузы (полезную
нагрузку, топливо, боекомплект) симметрично относительно центра масс. А
так как в варианте 9 из-за положения двигателей за крылом центр масс
смещён назад, то правильное размещение грузов в фюзеляже будет
усложнено. Значит, надо постараться минимизировать сдвиг центра тяжести
назад, например, такими способами:
- по возможности уменьшить вынос двигателей назад,
- перенести вперёд часть грузов, не расходуемых в полёте,
- сдвинуть крыло с двигателями вперёд, при этом ГО будет
участвовать в создании подъёмной силы.
Величина выноса двигателя за крыло определяется несколькими факторами и
мы её ещё обсудим.
Перенос постоянных грузов вперёд - мера вполне реальная. Постараемся
разместить ближе к носу всё оборудование и снаряжение. Кроме того, мы
сильно облегчим хвост самолёта и загрузим нос если перенесём кабину
стрелка-радиста вперёд. В хвосте останется только артустановка,
управлять которой стрелок будет дистанционно (такое решение
использовалось, например, на одном из наших прототипов - A-3
SkyWarrior). Таким образом, хвостовая гермокабина упраздняется, а
носовая продляется и частично бронируется.
Было бы хорошо также переместить в переднюю часть и верхнюю и нижнюю
артустановки, но их боекомплект в полёте может расходоваться, поэтому,
чтобы не вызывать разбалансировку самолёта, их приходится оставлять по
разные стороны от центра тяжести. Как вариант, пушки с турелями можно
разместить в передней части, а боекомплект распределить равномерно
вдоль фюзеляжа или крыла, однако, это может усложнить конструкцию,
снизить надёжность работы вооружения и затруднить эксплуатацию.
Сдвиг крыла вместе с двигателями вперёд приведёт к тому, что центровка
станет излишне задней, ГО придётся играть роль "второго крыла" создавая
положительную подъёмную силу и самолёт не будет статически устойчивым
по тангажу. Но для нас это как раз не страшно - мы располагаем
электроникой, позволяющей обеспечить искуственную устойчивость даже
утюгу. Дело в другом - в любом случае точки опоры основных стоек шасси
должны остаться позади центра тяжести и, значит, сильно сдвигать крыло
вместе с двигателями мы не имеем возможности.
2) требуется разместить
стойки с колесами в убранном положении без ухудшения аэродинамики
гондолы двигателя.
После проработки принято решение остановиться на следующей схеме
размещения и уборки основных стоек шасси: каждая стойка состоит из двух
половин ("полустоек") - левой и правой. При уборке половины расходятся
по сторонам-вверх и укладываются по бокам от канала воздухозаборника
(или двигателя). Чтобы уменьшить сопротивление в убранном положении,
каждая полустойка устроена так, что имеет минимальную ширину. Для этого
колёса и амортизаторы размещаются в одной плоскости. Каждое колесо
находится между двумя амортизаторами. Штоки амортизаторов соединяются
горизонтальной балкою, к середине которой крепится ось колеса. Балка
вынуждено выступает из плоскости колеса и амортизаторов, но, так
как она расположена вдоль направления полёта и почти не увеличивает
миделево сечение, её влияние на сопротивление минимально. Так как
амортизация колеса производится одновременно двумя амортизаторами,
отпадает необходимость в шлиц-шарнирах. В выпущенном положении балки
левой и правой полустоек сходятся, скрепляются между собой и
фиксируются замками. Таким образом из двух полустоек получается единая
достаточно жёсткая и прочная конструкция. На рисунках ниже приведена
схема гондолы двигателя с размещенной в ней основной стойкой шасси, а
также показаны виды полустойки и продемонстрирована последовательность
уборки шасси.
Схема размещения основной стойки шасси в
гондоле двигателя
Внешний вид полустойки шасси
Процесс уборки основной стойки шасси
Канал воздухозаборника в местах размещения колёсных ниш будет иметь
плоские боковые стенки и, значит, его сечение не будет круглым. Чтобы
сделать плавный переход к круглому сечению на входе в двигатель
остаётся не так много места. Но по опыту других самолётов можно сделать
вывод, что возможно применение канала воздухозаборника, с местными
отклонениями от круглого сечения без заметного ухудшения ТТХ. Например,
на Boeing 737 серии Classic входное сечение воздухозаборника приближено
к треугольному - нижняя часть обечайки имеет вид приподнятой "губы".
Дело в том, что изначально на Boeing 737 устанавливался двигатель
гораздо меньшего диаметра и к тому же подвешивался он прямо под крылом
- без пилона. Исходя из этого была выбрана высота стоек шасси. В
результате ремоторизации, новый, более широкий, двигатель CFM-56
оказался расположен очень низко над землёй и конструкторам пришлось
поднять нижнюю кромку воздухозаборника чтобы уберечься от засасывания в
него мусора с земли. Несмотря на это, Boeing с новыми двигателями
показал высокую эффективность и получил широкое распространение.
Воздухозаборник Boeing 737-436. Хорошо заметно некруглое входное сечение. Фото взято со страницы avia-simply.ru/dvigatel-cfm56
Стоит заметить, что отход от круглого внутреннего сечения канала в
месте расположения двигателя невозможен, а в местах прохождения горячих
газов (как в варианте 8а) - сильно затруднён. Поэтому проще всего
компоновать ниши шасси на участке воздухозаборника.
Разумеется, при необходимости можно разместить колёсные ниши и по
сторонам двигателя. Именно так придётся поступить если мы решим
уменьшить вынос двигателей назад. Но в этом случае миделево сечение
получится значительно больше. Ниже представлено сравнение сечений
гондол с прямоугольным и круглым внутренними каналами. Площадь сечения
каналов в обоих случаях одинакова.
Сравнение миделевых сечений гондол двигателя с
круглым и прямоугольным внутренними каналами. Площади сечения каналов в
обоих случаях одинаковы.
Видно, что при круглом канале (а в
месте размещения двигателя канал будет круглым), мидель гондолы будет
заметно больше. Это аргумент в пользу того, чтобы размещать двигатель
позади колёсных ниш, хотя, как уже говорилось раньше, сдвиг такой массы
назад желательно минимизировать.
Впрочем, можно найти способы компактно разместить шасси вокруг
двигателя. Например, можно установить ТРДД, имеющий вентилятор не в
передней, а в задней части. Тогда мы сможем разместить ниши шасси по
бокам газогенератора, перед входом в вентилятор, как показано на
рисунке ниже.
Компоновка шасси вокруг двигателя с задним
расположением вентилятора. Вынос двигателя назад минимален при том, что
мидель гондолы увеличивается не сильно.
Надо сказать, что двигатели с задним расположением вентилятора
существуют и успешно
эксплуатируются, хотя и не получили большого распространения.
Вентилятор в таких двигателях не соединяется валом со свободной
турбиной, а является её продолжением
в радиальном направлении. На рисунке ниже представлен разрез подобного
двигателя.
CF700 - пример двигателя с задним
расположением вентилятора. Лопатки вентилятора "надеты снаружи" на
колесо свободной турбины. Рисунок взят со страницы:
http://forums.finalgear.com/off-topic/the-aviation-thread-contains-lots-of-awesome-pictures-38005/page-347/
В качестве примера можно привести двигатель CJ805-23C производства
General Electric, который установлен на самолётах Caravelle 7 и
10A и на Convair 990 "Coronado". Причём, на Caravelle воздушный канал
вентилятора короткий, а на Convair 990 он продлён вперёд и полностью
охватывает газогенератор, имея общий лобовой воздухозаборник. Именно
такой внешний канал мы можем сделать прямоугольным и разместить по его
сторонам ниши шасси.
Размещение двигателя CJ805-23C в хвостовой
части Caravelle. Фото из архива аэрокосмического музея Сан-Диего (San
Diego Air & Space Museum Archieve).
Размещение двигателей CJ805-23C на самолёте
Convair 990. Хорошо виден воздушный канал вентилятора, опоясывающий
контур газогенератора. Форму канала вентилятора вполне можно изменить
для удобства размещения колёсных ниш. Рисунок и фото взяты со страницы:
http://forums.finalgear.com/off-topic/the-aviation-thread-contains-lots-of-awesome-pictures-38005/page-347/из
архива аэрокосмического музея Сан-Диего (San
Diego Air & Space Museum Archieve).
Хочется обговорить ещё два момента по размещению
в гондоле двигателя стоек шасси в убранном положении.
Во-первых, использование 4-ех колёсных основных опор:
Если мы предполагаем использовать 4-ёх колёсные основные опоры в рамках
описанной выше конструкции, то на первый взгляд перспективным
предствляется размещение колёс попарно тандемом на единой продольной
балке. На два колеса будет приходиться два амортизатора (см. рисунок
ниже).
Размещение по два колеса на одной балке в 4-ёх колёсной стойке.
Но, к сожалению, такая схема не лишена недостатков. Из-за того, что
продольная балка крепится к амортизаторам жёстко, без шарниров,
обжатие переднего и заднего амортизаторов будет всегда одинаковым и
движение балки при амортизации будет поступательным, то есть,
паралельным переносом, без поворота. Например, если продольная балка
паралельна оси самолёта, то она будет паралельна ей при любом обжатии
амортизаторов. Когда при взлёте и посадке самолёт движется с поднятым
носом, балка не будет паралельна земле и из каждой пары колёс касаться
полосы будут только задние. Это нежелательно, так как в результате
наибольшая нагрузка, возникающая при касании полосы с большой
вертикальной скоростью, будет восприниматься только половиной
пневматиков. Такое происходит и на других самолётах, имеющих по
несколько основных стоек, разнесенных по длине (Ан-72/124/225,
Ил-76/86/96, Boeing 747, C-5/17 и многих других). Но, в отличии от
них, в нашем случае передние колёса будут нагружены только после того,
как самолёт примет горизонтальное положение. Этого можно было бы
избежать закрепив балку на амортизаторах шарнирно, но тогда пришллось
бы вводить дополнительные кинематические связи и упругие
стабилизирующие элементы. В итоге, конструкция потеряла бы своё
основное преимущество - относительную простоту.
Дополнительные проблемы при тандемном расположении колёс на одной балке
- из-за большой длины трудно обеспечить жёсткость балки и жёсткость
полустойки в целом, увеличивается вероятность перекоса балки между
амортизаторами и их заклинивание.
Поэтому при использовнии 4-ёх колёсных основных опор предпочтительнее
крепить каждое колесо к своей балке, а каждую балку к своей паре
амортизаторов (см. рисунок ниже). Однако, не стоит забывать, что такая
конструкция ещё больше увеличивает длину шасси и, если мы хотим
разместить двигатель позади стойки, то его придётся очень сильно
сдвигать назад, а это нежелательно. С этой точки зрения предпочтительно
использование двухколёсных основных опор шасси.
Сравнение вариантов 4-ёх колёсных стоек шасси
с размещением по два колеса на одной балке (верхнее изображение) и
индивидуальной подвеской колёс (нижнее изображение).
Второе, на что хочется обратить внимание - ориентация амортизаторов.
При движении по поверхности на амортизаторы действуют не только
вертикальные, но и боковые силы, от которых возникают изгибающие
моменты. От штока к корпусу амортизатора момент передаётся парой сил
через манжеты на конце штока и на конце корпуса цилиндра (см. рисунок).
Момент на аммортизаторе от действия боковой силы.
При одном и том же значении момента, силы реакции будут тем больше, чем
меньше плечо между ними, то есть, чем меньше расстояние между манжетами
(см. рисунок).
Увеличение сил реакции при уменьшении расстояния между манжетами.
Когда шток амортизатора выдвинут (обжатия нет), это расстояние
минимально. Кроме того, при этом увеличивается момент, который создаёт
боковая сила (см. рисунок).
Увеличение момента и сил реакции при необжатом амортизаторе.
Наконец, при слишком малом расстоянии между манжетами возможно заклинивание штока амортизатора.
Таким образом, желательно, чтобы при полностью выдвигутом штоке
сохранялось достаточное расстояние между манжетой на конце штока и
кольцевой манжетой на корпусе.
Возможная величина этого расстояния l определяется длиной амортизатора
в необжатом состоянии S, особенностями его конструкции и ходом штока h
(см. рисунок).
Линейные размеры амортизатора.
Из рисунка видно, что
расстояние l находится как:
l = S - 2h - d ,
где
l - расстояние между манжетами при необжатом амортизаторе,
S - полная длина необжатого амортизатора,
h - ход штока,
d - расстояние включающее толщину стенки
амортизатора и высоту полости для газовой пружины.
Чтобы увеличить l, мы можем уменьшить h, уменьшить d или увеличить S.
Ход штока h определяется гасимой перегрузкой при посадке и уменьшать
его мы не станем. Можно уменьшить d
сделав отдельную (вынесенную) ёмкость, куда газ будет уходить при
обжатии, однако, это усложнит конструкцию и, не исключено, снизит её
надёжность.
Попробуем увеличить S - длину необжатого амортизатора.
В нашей конструкции S ограничивается величиной (Hст - R), где Hст -
максимально допустимая высота всей стойки из условия размещения в
гондоле, а R
- радиус колеса (см. рисунок). В реальности, из длины амортизатора
должна вычитаться ещё часть высоты балки, но для простоты мы её здесь
не учитываем.
Линейные размеры элементов стойки шасси.
Можно было бы удлиннить амортизатор на всю высоту стойки Hст, но тогда
балка крепления колеса не будет прямой, а это не только дополнительные
нагрузки и вес, но и ухудшение аэродинамики в убранном положении (см.
рисунок).
Увеличение длины амортизаторов за счёт искривления балки. Видно насколько увеличилось расстояние между манжетами l
Однако, мы можем установить амортизатор штоком вверх (см. рисунок).
Тогда балка будет крепиться не к штоку, а к корпусу и перестанет
ограничивать длину амортизатора. Это позволит нам удлиннить амортизатор
и увеличить расстояние между манжетами с сохранением прямой формы балки.
Стойка шасси с перевернутыми амортизаторами. В этой конструкции расстояние между манжетами l увеличено и сохранена прямая форма балки
Сравнение стоек шасси с нормальным и перевёрнутым положениями амортизаторов
Правда, увеличить длину амортизатора (и, вместе с ней, минимальное
расстояние между манжетами) на всю величину радиуса колеса мы не можем,
иначе, при движении с поднятым носом, амортизатор будет задевать
землю. То же будет происходить и при попадании колеса в яму или выбоину
(хотя, в наших условиях оговорено базирование только с подготовленных
аэродромов).
Расстояние dH, на которое можно увеличить длину амортизатора, зависит
от радиуса колеса R, максимально допустимого угла тангажа (при движении
по земле он равен углу атаки) Alfa и расстояния от границы колеса до
дальней стенки цилиндра амортизатора W (см. рисунок ниже). Кроме того,
нижняя точка амортизатора должна отстоять от поверхности земли на
расстоянии не меньшем чем допустимая высота неровностей аэродрома.
Расчётная схема для определения возможной величины удлинения амортизатора.
расчётная схема для определения удлинения амортизатора
На рисунке ниже представлены графики зависимости расстояния dH от
радиуса колеса при различных значениях параметров W, Alfa и D. При этом
учтено, что с колёсами большего диаметра применяются и амортизаторы
большего размера и, соответственно, значения W будут другими (W
представлено как линейная функция радиуса колеса k*R).
Зависимость dH от R при различных значениях параметров k и α.
Как видно из графиков, даже несмотря на рост величины W при увеличении
R, имеется прямая зависимость между радиусом колеса и возможным
удлинением амортизатора. А значит, с этой точки зрения, более
эффективным является использование колёс большего диаметра (и меньшим
числом). Наиболее предпочтительными здесь явяются двухколёсные основные
стойки шасси.
3) снижение устойчивости к флаттеру из-за появления на крыле большой
массы позади центра жёсткости
Для снижения вероятности возникновения флаттера нужно чтобы центр масс
крыла вместе с размещёнными на нём грузами находился впереди центра
жёсткости. С этой точки зрения, принятое нами расположение двигателя за
крылом нежелательно. Для уменьшения неблагоприятных последствий влияния
компоновки мы можем:
- попытаться сдвинуть двигатель вперёд,
- установить противофлаттерные грузы,
- усилить крыло, увеличив его жёсткость на изгиб и кручение,
- применить другие меры.
Перемещение двигателей вперёд ограничивается в нашей схеме положением
основных стоек шасси - они должны находиться немного позади Ц.Т. Из
рассмотренного выше следует, что для уменьшения аэродинамического
сопротивления желательно разместить двигатель позади ниш основных опор
или применить специальный ТРДД с задним расположением вентилятора. В
любом случае желательно чтобы стойки шасси имели минимальные размеры
вдоль оси самолёта для сокращения выноса двигателей назад - и это снова
аргумент в пользу двух- а не четырёхколёсных основных опор.
Противофлаттерные грузы обычно устанавливаются вынужденно, когда не
находится более подходящих вариантов. Понятно, что это дополнительный
вес и применять их стоит только когда соответствующее усиление
конструкции крыла невозможно или приводит к ещё большему утяжелению.
Другое дело когда сами элементы конструкции играют роль
противофлаттерных грузов. Именно так получается при классическом
размещении двигателей впереди крыла. У нас двигатели расположены за
крылом, но если использовать 4-ёх двигательную компоновку, то наружную
пару можно расположить перед крылом. Эти внешние двигатели будут играть
роль противофлаттерных грузов, причём, как раз на наименее жёстких
участках крыла. Кроме того, уменьшается общее смещение Ц.Т. к хвосту,
что позволяет избавиться от нескольких недостатков варианта 9:
- увеличиваются плечи ГО и ВО,
- упрощается компоновка расходуемых в полёте грузов (в частности,
возникшая с принятием варианта 9 проблема размещения верхней и нижней
оборонительных установок снимается).
На рисунке ниже представлен пример подобной компоновки.
4-ёх двигательная компоновка с двумя двигателями перед крылом и двумя позади (можно кликнуть на
изображение для увеличения).
К сожалению, как видно из рисунка, подобная схема выглядит не очень
эстетично, в особенности эта нелепая зелёная полоса на киле. Учитывая
такой серьёзный недостаток, мы не станем в дальнейшем рассматривать
данное решение даже невзирая на его определённые достоинства.
Скорее всего нам придётся прибегнуть к простому усилению крыла,
увеличению его жёсткости, которе обычно сопровождается ростом веса
конструкции. Потери, вероятно, могут быть несколько снижены благодаря
использованию сверхкритического профиля. Это позволяет сделать крыло
большей строительной высоты без снижения аэродинамических характеристик
и упрощает задачу обеспечения необходимой жёсткости. Дополнительно
можно сделать крыло жёстче если увеличить его хорду и высоту на участке
между гондолами и фюзеляжем (относительная толщина профиля при этом
может оставаться неизменной). Именно так выглядят крылья самолётов
Ту-154, Ту-134 и нескольких других машин Туполева, у которых гондолы
шасси, как и гондолы двигателей нашего бомбардировщика, вынесены за
заднюю кромку крыла. Эти гондолы шасси достаточно массивны и повышают
риск возникновения флаттера. Увеличение хорды и высоты крыла на участке
от фюзеляжа до гондол способствуют, в частности, преодолению этого
недостатка. Возможно, Ту-154 и Ту-134 и не относятся к шедеврам
инженерной мысли, но их пример показывает, что наличие груза за задней
кромкой крыла не является непреодолимою проблемою.
Вполне вероятно, что на этапах более детального проектирования может
быть найдено какое либо новое решение. Например, использование неких
гипотетических пружин-амортизаторов в узлах навески двигателя, которые
будут сдвигать фазу его колебаний таким образом, чтобы гасить упругие
колебания крыла (см. рисунок ниже). На этапе предэскизного
проектирования мы не можем указать все технические решения, но понятно,
что любое из них наверняка потребует утяжеления конструкции. Поэтому
пока мы просто ограничимся тем, что при расчётах учтём дополнительную
массу на обеспечение устойчивости крыла к флаттеру.
Активное гашение флаттера. Зелёным цветом показаны гипотетические демпферы, сдвигающие фазу колебаний двигателя.
4) возможные затруднения с обслуживанием двигателя и сложность
ремоторизации.
Обслуживание двигателя включает в себя различные виды осмотра и
инструментального контроля (простой визуальный, бороскопический и др.),
заправка маслосистемы, съёмку/установку двигателя или его агрегатов для
ремонта, некоторые иные виды работ. Идеальным для обслуживание является
размещение каждого двигателя в своей мотогондоле, где кроме него ничего
нет. Если же в гондолах располагаются также стойки шасси, то его
элементы могут перекрывать или затруднять доступ к часям и агрегатам
двигателя. Мы можем минимизировать или даже устранить эту проблему
выбором взаимного положения двигателя и шасси.
Если разместить двигатель не между нишами основных опор, а позади них,
то единственным элементом с затруднённым доступом окажется 1-ая ступень
вентилятора. Возможность её осмотра важна, ведь именно лопатки 1-ой
ступени страдают в первую очередь при попадании посторонних предметов.
Нельзя сказать, что в нашем самолёте обычный метод осмотра (визуально,
через воздухозаборник) будет невозможен. Но он будет затруднён из-за
удаления двигателя от входного среза и из-за некруглого сечения канала,
частично перекрывающего обзор.
Чтобы облегчить доступ, можно сделать люки в нишах шасси, правда,
пользоваться ими надо будет аккуратно - на стенках ниш может
скапливаться грязь с колёс, которая при открытии люка может попасть в
двигатель.
Можно поступить иначе - установить перед первой ступенью вентилятора
несколько видеокамер с подсветкою, благо, современный уровень развития
электроники позволяет сделать такое устройство надёжным и недорогим. К
тому же, если сделать подсветку стробоскопической, совмещённую с
датчиком оборотов, то появится возможность при необходимости
осматривать двигатель непосредственно в полёте.
Простота съёма и установки для ремонта или замены двигателя
определяется доступностью узлов крепления, наличием подхода для
съёмно-транспортировочного оборудования. Не должно быть лишних связей,
когда, например, для снятия двигателя приходится отстыковывать шасси (а
истории авиации известны такие примеры). Всё это также будет достигнуто
если мы разместим двигатель позади ниш основных опор.
Таким образом, мы окончательно принимаем решение разместить двигатель
позади ниш шасси отказавшись от других вариантов, в том числе и от
использования ТРДД с задним расположением вентилятора. Чтобы уменьшить
вынос двигателей назад, будем устанавливать 2-ух колёсные основные
опоры, как более короткие по сравнению с 4-ёх колёсными.
Что касается возможности ремоторизации, то, разумеется, в нашей
конструкции провести её будет сложнее, чем при размещении двигателей в
отдельных гондолах, без шасси. Потребуется изменение сечения воздушного
канала, что может вызвать необходимость перепроектирования основных
опор. Трудности эти, однако, вполне преодолимы. История авиации знает
случаи замены типов двигателей в куда более сложных условиях. Да и
производится ремоторизация нечасто. Далеко не все типы ЛА за время
эксплуатации проходят через эту процедуру.
Одним словом, обеспечение простоты обслуживания и потенциальной
готовности к ремомторизации большой проблемы не представляет. И уж
точно, в нашей схеме это вызовет не больше трудностей, чем на многих
современных истребителях.
5) гондола двигателя и пилон должны выдерживать
дополнительные нагрузки от реакции опор шасси (вертикальные, продольные
и поперечные силы).
При совместном размещении двигателя и опор шасси, гондоле придётся
воспринимать не только продольные, но и вертикальные и поперечные
нагрузки. То же касается и пилона. Это потребует усиления конструкции
или принятия других мер. Усиление гондолы может быть выполнено в виде
двух силовых кольцевых шпангоутов по обеим сторонам от полустоек шасси
и продольных лонжеронов между ними. При этом образуется силовая
конструкция, опоясывающая колёсные ниши и соединяющаяся с пилоном.
Основные опоры осями поворота крепятся к узлам навески на шпангоутах.
Через эти узлы передаются продольные и частично вертикальные усилия. В
выпущенном положении амортизаторы полустоек упираются верхними концами
в подпятники, закрепленные на нижних лонжеронах. Через них передаётся
основная часть вертикальной нагрузки. На рисунке ниже показаны основные
силовые элементы гондолы.
Основные элементы силового набора гондолы при совместном размещении шасси и двигателя.
Описанная силовая схема имеет недостатки. Так из-за кольцевой формы
шпангоутов, при передаче вертикального усилия, их участки будут
работать на изгиб. При продольном нагружении на шпангоуты также будет
действовать изгибающий момент, но уже в другой плоскости.
Изгибающие моменты, возникающие в силовых элементах гондолы от действия продольных и вертикальных сил.
Можно спрямить путь передачи усилий, что, по видимому, должно привести
к облегчению конструкции. Это достигается, например, установкой
продольной вертикальной перегородки по центру гондолы (см. рисунок
ниже).
Центральная продольная перегородка в канале воздухозаборника.
Однако, это негативно скажется на внутренней аэродинамике канала
воздухозаборника, а она у нас и без того несовершенна благодаря
прямоугольному сечению. Оценить преимущества и недостатки, которые
принесёт применение перегородки, можно только после проведения расчётов
и продувок, поэтому мы не будем принимать решения по ней. Это задача
этапов более детального проектирования, которым мы сейчас не занимаемся.
Передача боковых усилий от шасси до пилона производится шпангоутами.
При этом они работают на кручение как замкнутые контуры, то есть,
оптимально. А вот пилон при этом будет испытывать изгибающие нагрузки и
тем сильнее, чем больше его высота. Для восприятия этих нагрузок может
потребоваться увеличение толщины боковых стенок пилона или его
расширение. В первом случае растёт вес конструкции, во втором -
аэродинамическое сопротивление.
Изгибающий момент на пилоне от действия поперечных сил.
С одной стороны, пример BAADE VEB-152A, где пилоны имеют большую высоту
и малую ширину, говорит о том, что усиление, даже если оно и
потребуется, не скажется заметно на конструкции. С другой стороны, этот
пример, пожалуй, единственный и скорее напоминает исключение. BAADE
VEB-152A не получил распространения, а вспомнить ещё хотя бы один
самолёт, у которого шасси расположены на гондоле, крепящейся к фюзеляжу
через пилон, сразу не получается.
Облегчить восприятие боковых нагрузок (а, скорее всего, и вертикальных
тоже), могло бы применение двойного пилона (см. рисунок).
Примерный вид сдвоенного пилона.
Однако,
подобная конструкция нигде не используется. По видимому, два
установленных рядом пилона создают слишком большое аэродинамическое
сопротивление и эффективнее оказывается расширенный одиночный пилон.
Поэтому здесь мы оставляем схему крепления гондолы к крылу без
изменений, а при весовом расчёте сделаем небольшой запас на усиление
пилона.
Итак, мы определились со всеми основными компоновочными решениями. На
рисунке ниже представлен примерный внешний вид нашего самолёта. На
следующих этапах - массовом и центровочном расчётах будут уточняться
геометрические и весовые характеристики для данной компоновки.
Примерный внешний вид самолёта, соответствующий выбранной компоновке.
