Библиографическое описание:

Марашан М. В., Оглуздина К. А. Способы обеспечения продольной устойчивости самолетов типа «летающее крыло» // Молодой ученый. — 2016. — №14. — С. 154-156.



Рассмотрены основные способы обеспечения устойчивого управления летательных аппаратов схемы «летательное крыло». Обоснованы сильные и слабые стороны компоновки типа «летательное крыло». Выделены перспективы применения летательных аппаратов схемы «летательное крыло».

В наши дни в практике мирового самолетостроения самой распространённой является «классическая» схема — с фюзеляжем, хвостовым оперением (вертикальным и горизонтальным) позади крыла и прочими элементами конструкции. Данная схема с точки зрения аэродинамики и технологичности конструкции не является идеальной. Только крыло участвует в образовании подъемной силы. Фюзеляж и хвостовое оперение создают дополнительное сопротивление [1].

Аэродинамическая схема типа «летающее крыло» разновидность схемы «бесхвостка», в которой роль фюзеляжа играет крыло, несущее все агрегаты, экипаж и полезную нагрузку [2]. Схема летающее крыло не имеет фюзеляжа и горизонтального оперения, поэтому на ней могут быть получены малые коэффициенты лобового сопротивления по сравнению с классической схемой. Также преимущество схемы проявляется в отсутствии скосов потока, вызывающих понижения эффективности рулей. Использование рулей на горизонтальных крыльях делает более надежным управление по крену, поскольку в такой схеме исключается возможность обратного влияния [3]. Несмотря на то, что у данной конфигурации аэродинамическое качество выше, чем у «классической», летные и эксплуатационные характеристики вызывают трудности для практического применения. На больших углах появившийся аэродинамический момент тангажа настолько велик, что управляющие рули, элевоны, в хвостовой части крыла при отклонении создают момент, не способный его скомпенсировать. Проблема устойчивости принимает угрожающий характер. Поэтому диапазон допустимых углов атаки у летающего крыла уже, чем у самолетов «классической» схемы. Ограниченностью углов атаки неспособность летающего крыла достичь максимально возможного коэффициента подъемной силы

Благодаря отсутствию дополнительных поверхностей, таких как фюзеляж, оперение, особенностью самолетов схемы «летающее крыло» является их малая ЭПР (эффективная площадь рассеивания). Это позволяет строить малозаметные для радаров Летательные аппараты. Учитывая эти особенности, для пассажирского транспортного самолета схема летающее крыло не применяется, но является оправданной при создании специальных летательных аппаратов, например планера, разведывательного самолета или самолета-бомбардировщика большой дальности.

Сегодня известны следующие способы повышения продольной устойчивости летательных аппаратов типа «бесхвостка»:

– использование стабилизирующего S-образного дозвукового профиля крыла;

– комбинирование сверхзвукового стреловидного крыла с отрицательной круткой концевого профиля;

– комбинирование прямого стреловидного крыла и уменьшение площади задней части крыла;

– использование системы стабилизации управления движения по углу тангажа с малым периодом дискретности работы БЦВМ;

S-образный профиль (рис.1) применяется для того, чтобы уменьшить максимальные углы отклонения элевонов. Хорда таких профилей имеет два изгиба. При увеличении угла атаки центр давления у такого профиля быстрее, чем у профилей с хордой имеющей один изгиб, смещается назад. Этим и обусловлена повышенная продольная статическая устойчивость профилей S-образной формы. Недостаток такого способа, — узкий полетный диапазон коэффициента подъемной силы Сy.

Рис. 1. Крыловой профиль S-образной формы

Второй способ обеспечения продольной устойчивости «летающего крыла» — комбинирование стреловидного крыла с отрицательной круткой концевого профиля. Концевые участки крыла всегда находятся на меньших углах атаки, чем корневые участки крыла. Элементарные приращения подъемной силы при увеличении угла атаки на смещенных назад концах крыла будут больше, чем у смещенной вперед корневой части, что и обеспечивает продольную балансировку.

Третий способ нашел применение в ВВС США (бомбардировщик В-2 Spirit). Способ заключается в уменьшении площади задней части крыла прямой стреловидности с помощью «вырезки» сегментов. Такая схема позволяет уменьшить расстояние между центром давления и центром масс, расположенным несколько дальше от носка. В случае B-2 Spirit сегменты имели треугольную форму, что позволило добавить на грани «вырезанных» сегментов дополнительные рулевые поверхности (рис. 2).

Рис. 2. Бомбардировщик B-2 Spirit с «вырезанными» треугольными сегментами в задней части крыла

Система управления (в частности продольного движения), включающая в себя контур стабилизации, является на сегодняшний день неотъемлемой частью современного летательного аппарата. Упрощенная схема контура системы управления продольного движения ЛА изображена на рис.3.

Рис. 3. Упрощенная схема управления движения самолёта по тангажу

Бортовая система управления по каналу тангажа включает датчики информации, бортовую вычислительную машину, выдающую команды на рулевые приводы с учетом команд пилота (автопилота), текущего вектора состояния и наложенных ограничений на параметры вектора состояния (углы, угловые скорости, угловые ускорения), сигналы положения управляющих рулей и сами приводы рулей высоты. В качестве датчиков информации используются датчик углового положения (интегрирующий гироскоп), датчик угловой скорости (дифференцирующий гироскоп), датчик углового ускорения (часто вместо датчика применяется дифференцирование сигнала с дифференцирующего гироскопа).

Принцип работы системы следующий: при воздействии внешних возмущений изменяется суммарный момент , что приводит к изменению угла тангажа самолета и появлению сигналов и с датчиков. По этим сигналам и сигналу текущего положения руля высоты в БЦВМ формируется управляющее напряжение на рулевой привод, который изменяет угловое положение руля высоты так, что возникающий при этом аэродинамический момент компенсирует изменение момента , и угол тангажа самолета становится близким к требуемому.

Как было сказано ранее, летающее крыло неустойчиво в отличие от, например, пассажирских лайнеров. Это накладывает дополнительные требования на систему управления продольного движения летательного аппарата. В частности, может потребоваться уменьшение периода дискретизации работы БЦВМ, уменьшения периодов запаздывания по сигналам обратной связи с датчиков.

Таким образом, на сегодняшний день, схема «летающее крыло» при своих достоинствах и недостатках способна занять нишу тяжелых транспортных неманевренных летательных аппаратов.

В 2009 году в России начались разработки проекта ПАК ДА — Перспективный авиационный комплекс дальней авиации в ПАО «Туполев». Самолет будет выполнен по схеме «летающее крыло». Датой начала эксплуатации назначен 2025 год [4].

Литература:

  1. Костенко И. К. Летающие крылья — 2-е изд. — М.:Машиностроение, 1998. — 104с.
  2. А. Ш. Биксаев [и др.] Летательные аппараты нетрадиционных схем — Казань: Журнал «Молодой ученый». № 11. С. 75–78. 2013 г.
  3. А. Г. Голубев, В. Т. Калугин, А. Ю. Луценко, В. О. Москаленко, Е. Г. Столярова, А. И. Хлупнов, П. А. Чернуха. Аэродинамика. — М.: МГТУ им.Н. Э. Баумана, 2010
  4. Валагин. А.Перспективный ракетоносец станет «летающим крылом»: // Русское оружие. 2014. № 7. URL: https://rg.ru/2014/12/04/pakda-site.html (Дата обращения: 04.12.2014).

Обсуждение

Социальные комментарии Cackle