Назначения и особенности конструкции гондол и пилонов самолета. Зона турбулентности: сломанные крылья Родины

ПД, необходим воздушный винт.

В противоположность ПД в газотурбинном двигателе конструкция каждой отдельной его части оптимизирована в соответствии с режимом ее работы и назначением. Такое разделение обеспечивает газотурбинному двигателю и большую гибкость при практическом применении. Добавив ступени турбины к простому реактивному двигателю и уменьшив ускорение выхлопных газов в сопле, можно снизить скорость реактивной струи и получить дополнительную мощность на валу. Эта мощность может быть использована как для приведения в действие обычного воздушного винта, так и.для сжатия дополнительной массы воздуха и получения большей реактивной тяги, как это делается, например, в турбовентиляторном двигателе.

Тяга

Тяга авиационного двигателя - это не что иное, как реакция на силу, потребную для ускорения массы воздуха, проходящего через двигатель. Тяга проявляется как давление, действующее на лопасти винта (если двигатель винтовой) или на все внутренние поверхности (если двигатель реактивный). Основное различие между винтовыми и реактивными двигателями заключается в соотношении между величинами массы и ускорения в уравнении: сила = масса X ускорение.

Ускорение, придаваемое массе воздуха обычным воздушным винтом, сравнительно невелико и его можно увеличивать лишь в небольших пределах. Следовательно, и тягу воздушного винта можно увеличивать лишь путем увеличения массы отбрасываемого воздуха, что связано с применением воздушных винтов очень больших диаметров и со значительными трудностями при их установке на самолете и эксплуатации.

В реактивном двигателе тяга создается путем придания сравнительно небольшой массе воздуха весьма значительного ускорения. Массовый расход воздуха через двигатель, естественно, зависит от его размеров, и это является единственным, что может вызвать затруднения при установке на самолете реактивного двигателя с чрезвычайно большой степенью двухконтурности.

Влияние скорости реактивной струи на тяговый к. п. д. рассматривается ниже.

Влияние скорости полета и размеров двигателя на экономичность эксплуатации самолета

Теперь можно более подробно рассмотреть вопрос о различиях между поршневым и реактивным двигателями с точки зрения удовлетворения требований по летным и экономическим характеристикам транспортного самолета. Для этого лучше всего еще раз обратиться к важнейшим свойствам, которыми должна обладать авиационная силовая установка. О них уже кратко говорилось в гл. 1. Еще раз перечислим эти свойства: высокая выходная мощность силовой установки, высокая выходная мощность каждого двигателя, малый вес, малый мидель, малый расход топлива, высокий общий к. п. д., эффективное охлаждение и надежность. Рассмотрим каждое из этих свойств в отдельности.

Высокая выходная мощность силовой
установки. Типичное лобовое сопротивление транспортного
самолета весом 109 тс (1070 кН) в полете на крейсерской высоте
12 000 м со скоростью, соответствующей истинному числу М =
= 0,85, равно 9,1 тс (89 кН). Для четырехдвигательного самолета
это означает, что каждый двигатель должен развивать тягу 2,28 тс
(22,2 кН), которая в приведенных выше условиях эквивалентна
тяговой мощности порядка 7500 л. с. (5500 кВт). Такая мощность
находится явно за пределами возможностей даже наиболее совер
шенных ПД, которые на уровне моря имеют мощность на валу
около 3400 л. с. (2500 кВт), а на высоте 12 000 м - только около
1000 л. с. (735 кВт). Тяговая мощность ПД еще меньше, поскольку
крейсерский полет на скорости, соответствующей истинному
числу М = 0,85, приводит к значительному снижению к. п. д.
воздушного винта из-за влияния сжимаемости воздуха.
Высокая выходная мощность на один
двигатель. Оптимальное количество двигателей, устанав
ливаемых на самолете, зависит от назначения самолета и опре
деляется следующими факторами: величиной тяги, потребной
для взлета с учетом возможного отказа одного двигателя или для
полета с учетом возможного отказа одного или двух двигателей,
протяженностью маршрута и временем полета над водной поверх
ностью. Конечно, имеется и много других факторов, определяющих
степень безопасности полета при отказе двигателя и устанавли
вающих соответствие характеристик такого полета требованиям
норм летной годности, но, как правило, окончательный анализ
приводит к выводу, что короткорейсовый самолет должен иметь
не менее двух двигателей, самолет для воздушных линий средней
протяженности - не менее трех и дальний самолет - не менее
четырех.

Важным параметром, характеризующим мощность двигателя, является массовый расход воздуха в единицу времени. Количество воздуха, с которым может «справиться» ПД, ограничено. Это обусловлено, во-первых, ограничениями, накладываемыми

На размеры камер сгорания и давление наддува (что связано с проблемой обеспечения устойчивости пламени), и, во-вторых, трудностью увеличения количества цилиндров из-за самой геометрии двигателя, конструкции коленчатого вала и системы охлаждения. В то же время усложнение кинематики блоков цилиндров, расположенных радиально или в ряд, путем использования более одного основного коленчатого вала, в конечном счете уменьшает механический к. п. д. и увеличивает вес двигателя до недопустимой величин.

Что касается воздушного винта, то установка винтов большого диаметра представляет собой известную трудность - возникают чрезмерные потери, вызванные влиянием сжимаемости воздуха из-за очень высокой окружной скорости концов лопастей таких воздушных винтов при скоростях прямолинейного горизонтального полета, соответствующих числу М = 0,5 и выше. Эти ограничения в равной степени относятся и к турбовинтовому двигателю.

Если взять теперь цифры, приведенные в п. 1, и допустить, что можно достигнуть истинного числа М = 0,85 на высоте 12 000 м, применяя воздушный винт с к. п. д., равным 85%, то, как показывает простой расчет, в этом случае понадобится силовая установка из девяти ПД мощностью по 3400 л. с. 2500 кВт на уровне моря. Если же рассмотреть режим полета на малых числах М, когда воздушные винты более эффективны, и снова произвести расчет для взлета, предполагая статическую тягу винта равной 1,2 кгс (11,7 Н) на одну лошадиную силу мощности на валу, то потребное число ПД в силовой установке окажется не меньше шести. Прогнозы показывают, что реактивные транспортные самолеты следующего поколения будут иметь взлетный вес около 320 тс (3140 кН) и будут оснащены четырьмя двигателями общей тягой 82 тс(804 кН), что на режиме взлета соответствует мощности на валу свыше 60 000 л. с. (44000 кВт). Для достижения такой же тяговоору-женности этих самолетов при помощи силовых установок, состоящих из ПД, на каждом самолете потребовалась бы установка восемнадцати двигателей, развивающих мощность на валу по 3500 л. с. (2600 кВт) каждый. Указанные количества ПД далеки от оптимальных, не говоря уже о проблемах их установки на самолете.

Следовательно, для обеспечения высокой общей мощности силовой установки и оптимального количества двигателей для самолета данного назначения необходима высокая выходная мощность на один двигатель, которую ПД обеспечить не может.

С другой стороны, у реактивного двигателя нет каких-либо параметров, которые ограничивали бы дальнейший рост его мощности. Реактивные самолеты первого поколения были оснащены двигателями тягой 2,28 тс (22,2 кН). Современные самолеты имеют двигатели тягой 9,1 тс (89 кН), а на проектируемых реактивных самолетах-гигантах будут установлены двигатели тягой 20,4 тс (200 кН), и это еще не предел.

3. Малый вес. Необходимость создания двигателей, обладающих минимальным весом и максимальной мощностью, не требует доказательств. Металлоемкость корпуса ПД чрезвычайно велика, так как он должен выдерживать высокие нагрузки, возникающие при возратно-поступательном движении больших масс элементов конструкции двигателя, и иметь необходимую для

Этого прочность.

ПД типичной конструкции весит вместе с воздушным винтом 2,05 тс (19,6 кН). Такой двигатель имеет мощность на валу 3400 л. с. (2500 кВт) и при расчетной статической тяге 1,2 кгс (11,7 кН) на одну лошадиную силу мощности на валу создает тягу примерно 2 кгс (19,6Н) на один килограмм веса двигателя. Газотурбинный двигатель может быть легче, потому что его основные узлы представляют собой непрерывно вращающийся единый механизм, который, однако, требует, чтобы при проектировании учитывалась возможность разрушения двигателя и окружающей конструкции. Типичный большой реактивный двигатель весит 2,4 тс (23,5 кН) и создает статическую тягу 9,5 тс (93 кН), что составляет около 4 кгс (39 Н) на один килограмм веса двигателя. Данное сравнение сделано для наиболее благоприятных условий работы ПД и воздушного винта, а если учесть действительные условия крейсерского полета, то это соотношение еще более заметно изменится в пользу реактивного двигателя. Что касается турбовинтового двигателя, то вес винта и редуктора говорит против их использования в сочетании с турбиной, если только не требуется очень высокий к. п. д. и малые удельные расходы топлива на относительно небольших скоростях прямолинейного горизонтального полета.

4. Малый мидель. Все выступающие части двигателя, конечно, очень невыгодны в отношении аэродинамического сопротивления. При оптимальном соотношении внутреннего диаметра цилиндра и хода поршня диаметр ПД с радиальным расположением цилиндров пропорционален его мощности. То же самое можно сказать и о рядном ПД, для которого характерны проблемы, связанные с охлаждением цилиндров и конструкцией коленчатого вала. Мидель типичного ПД (воздушный винт в этом случае исключается из рассмотрения, потому что при работающем двигателе он не создает сопротивления) достигает около 1,85 м 2 с учетом капота. Основываясь на приведенных выше величинах, находим, что на 1 м 2 фронтальной площади ПД приходится тяга 2,2 тс

В реактивном двигателе, мидель которого, грубо говоря, пропорционален массовому расходу воздуха, мощность можно увеличить, повысив рабочую температуру газов, при этом массовый расход воздуха остается постоянным. Расход топлива можно уменьшить путем повышения к. п. д. частей двигателя и увеличения степени повышения давления. На протяжении ряда лет улучшение указанных параметров и уменьшение миделя реак-

тивного двигателя достигались также благодаря использованию и совершенствованию осевого компрессора. Усовершенствование компрессора до настоящего времени велось в основном в направлении увеличения его длины, а не радиуса, так как последнее связано с возрастанием миделя и соответственно - лобового сопротивления. Мидель типичного большого реактивного двигателя, включая и гондолу, составляет около 2,7 м 2 , что значительно превышает мидель рассмотренного выше поршневого двигателя. Однако при этом реактивный двигатель способен создавать гораздо большую тягу - на 1 м 2 его фронтальной площади приходится тяга 3,5 тс (344 кН). Реактивный двигатель показывает себя с еще более выгодной стороны, если проводить сравнение с учетом используемых в настоящее время высот и скоростей, при которых комбинация «ПД - воздушный винт» теряет свою эффективность.

Однако турбовентиляторный двигатель имеет больший мидель, чем простой реактивный двигатель стой же тягой, и по мере увеличения степени двухконтурности для него все большее значение начинает приобретать специальная аэродинамическая профилировка обводов мотогондолы для снижения ее лобового сопротивления.

5. Малый расход топлива. С необходимостью повышения мощности двигателя тесно связаны и поиски способов уменьшения расхода топлива. Если говорить об удельных расходах топлива реактивного двигателя и ПД в условиях крейсерского полета, то отношение расходов, составлявшее в недалеком прошлом 2: 1, в настоящее время все более уменьшается. Сравнивая оба двигателя по величине удельного расхода топлива, надо иметь в виду и то, что реактивный двигатель обеспечивает большую пассажировместимость самолета, позволяет ему достигнуть высоких эксплуатационных скоростей и имеет более низкую стоимость потребляемого топлива (керосин вместо бензина). Все это вместе взятое и ряд других факторов говорит в пользу самолета с реактивным двигателем, который в целом оказывается более экономичным, чем самолет с ПД.

Известно, что истинную воздушную скорость можно значительно увеличить, если совершать полет на наибольших высотах, Доступных реактивному самолету. А расход топлива пропорционален тяге, равной лобовому сопротивлению самолета, которое, в свою очередь, пропорционально приборной скорости полета. Таким образом, при постоянной приборной скорости истинную скорость можно увеличить путем набора большей высоты, где плотность воздуха, а следовательно, и лобовое сопротивление самолета становятся меньше. Соответственно и часовой расход топлива для данного расстояния будет меньшим. Это самый важный и единственный фактор, который может контролироваться пилотом.

Расход топлива не является показательным, если его рассматривать отдельно от других действующих факторов. Нужно сов-

5 Д. Дэвис 65

Мещать экономию топлива с типичным крейсерским режимом полета, который для реактивного самолета предусматривает высокую скорость полета на большой высоте. При своих «скромных» скоростных и высотных характеристиках ПД неплохо справился с задачей экономии топлива за пятьдесят лет своего развития. Однако цели изменились. Теперь необходимо летать высоко и быстро, а ПД уже не способен обеспечивать мощность, потребную для полета на большой скорости и высоте.

6. Общий к. п. д. авиационного двигателя. Это есть произведение термического и тягового к. п. д. Термический к. п. д. как ПД, так и газотурбинного двигателя можно повысить увеличением степени повышения давления. Степень повышения давления у ПД ограничена устойчивостью процесса горения (например, детонацией), но в газотурбинном двигателе предел еще не достигнут.

Тяговый к. п. д. (или к. п. д. движителя) зависит от к. п. д. Фруда (созданная тяговая мощность, деленная на кинетическую энергию, сообщенную массе воздуха) и потерь, связанных с превращением (в турбине, вентиляторе, винтах) энергии газа в скорость реактивной или завинтовой струи. К. п. д. Фруда определяется по формуле

Где V - скорость самолета;

U - скорость истечения реактивной или завинтовой струи

Относительно самолета.

Этот к. п. д. низок, когда U значительно больше V , и поднимается до 100%, когда две скорости равны, т. е. когда нет ускорения и, следовательно, нет тяги. На рис. 3.2 дается сравнение к. п. д. движителей для различных двигателей. Винтовой движитель, придающий относительно малое ускорение значительной массе воздуха, имеет высокий к. п. д. Фруда, но его эффективность из-за большой окружности скорости лопастей воздушного винта и эффекта сжимаемости воздуха, обтекающего лопасти, начинает падать уже на довольно малых значениях чисел М прямолинейного горизонтального полета, т. е. задолго до появления первых признаков сжимаемости воздуха при обтекании других элементов конструкции современного самолета.

Рис. 3.2. Сравнение к. п. д. различных движителей:

/ - воздушный винт; 2 - турбовентиляторный реактивный двигатель; 3 - простой реактивный двигатель

Простой реактивный двигатель, способный придавать большое ускорение относительно небольшой массе проходящего через него воздуха, становится сравнительно экономичным только при очень больших скоростях прямолинейного горизонтального полета. В диапазоне чисел М = 0,8-^0,9 он лишь умеренно экономичен, а при увеличении скорости истечения реактивной струи, или, что то же самое, при увеличении температуры газов на входе в турбину его экономичность еще более уменьшается. В этих условиях гораздо более эффективными, имеющими повышенные значения к. п. д. Фруда и лучшую экономичность, являются турбовентиляторные и двухконтурные реактивные двигатели, которые при одинаковой с простыми реактивными двигателями тяге, имеют меньшие скорости истечения реактивной струи, но больший массовый расход воздуха.

В конечном счете из рис. 3.2 становится ясно, что для обеспечения больших скоростей полета, характерных для современных транспортных самолетов, обычный ПД совершенно непригоден и должен уступить место реактивным двигателям, причем при полетах на дозвуковых скоростях предпочтение следует отдать турбовентиляторным и двухконтурным реактивным двигателям.

И, наконец, сравнение по механическому к. п. д. также говорит в пользу газотурбинного двигателя - в нем все основные движущиеся части непрерывно вращаются; при этом механический к. п. д. приближается к 100%. В ПД механические потери сравнительно высоки из-за значительного веса элементов конструкции двигателя, совершающих возвратно-поступательное движение.

7. Эффективность охлаждения. Лобовое аэродинамическое сопротивление ПД зависит и от выбранного типа охлаждения его цилиндров. При воздушном охлаждении ПД со звездообразным расположением цилиндров последние непосредственно обдуваются набегающим воздушным потоком, уносящим их тепло, а при жидкостном охлаждении, чаще всего используемом в двигателе с рядным расположением цилиндров, необходим радиатор, также обдуваемый воздушным потоком. Лобовое сопротивление системы охлаждения особенно увеличивается в режиме работы двигателя на большой мощности, когда возникает необходимость в полном открытии створок для выпуска охлаждающего воздуха. Все это требует весьма тщательного проектирования капота ПД или обтекателя радиатора, иначе часть мощности двигателя будет затрачиваться на преодоление его излишнего аэродинамического сопротивления.

В газотурбинном двигателе потери на охлаждение возникают лишь в том случае, когда для этой цели от компрессора двигателя отбирается часть воздуха, используемого в процессе сгорания и расширения. Такой отбор воздуха, безусловно, отражается на эффективности рабочего цикла двигателя.

8. Надежность. Самолету необходима такая силовая установка, которая могла бы непрерывно обеспечивать высокую мощность. В ПД из-за ограничений, обусловленных свойствами материала выхлопных клапанов и высокими внутренними напряжениями, максимальную крейсерскую мощность ограничивают примерно до 50% максимальной располагаемой мощности, что обеспечивает приемлемый срок службы двигателя. Мощность реактивного двигателя ограничивается подобным же образом свойствами материала лопаток турбины, однако у этого двигателя типичная максимальная крейсерская мощность составляет 75% максимальной располагаемой мощности.

Реактивный двигатель является, как правило, более простым и гораздо более надежным. Отсутствие механизма для изменения шага воздушного винта и редуктора, работающих в условиях высоких напряжений, дает газотурбинному двигателю дополнительные преимущества. У некоторых реактивных двигателей установленный срок службы до капитального ремонта более чем в два раза превысил срок службы самых лучших ПД.

На срок службы реактивного двигателя наиболее сильное влияние оказывает величина температуры газов в турбине. Ее максимально допустимое значение является критическим пределом, и если этот предел превышается сильно, например при запуске двигателя, то последний, несомненно, выйдет из строя. Если же этот предел превышается незначительно, но само превышение сохраняется в течение длительного времени (например, в крейсерском полете), то срок службы двигателя сократится.

В заключение подчеркнем еще раз: ПД и воздушный винт превратились в препятствие на пути увеличения размеров и эксплуатационных скоростей современных транспортных самолетов. Только газотурбинный двигатель может удовлетворить всем требованиям в отношении критических параметров, рассмотренных выше.

РАЗВИТИЕ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Не вдаваясь глубоко в детали данной темы, полезно ознакомиться со схемами различных типов двигателей, представленными на рис. 3.3-3.9, и попытаться охарактеризовать причины, обусловившие их появление. Это нелегкая задача, поскольку наряду с техническим уровнем проектирования двигателей и самолетов в каждый данный момент на развитие газотурбинных двигателей оказывали влияние различные экономические и политические факторы.

Реактивные двигатели в своем развитии видоизменялись много раз, начиная от простого двигателя с центробежным компрессором и кончая большими турбовентиляторными двигателями, предназначенными для самолетов-гигантов.

Двигатель с центробежным компрессором

Rit-«

Центробежные компрессоры вначале использовались в нагнетателях ПД, и полученный при этом опыт способствовал их успешному применению в газотурбинном двигателе, обеспечив его быстрое появление и внедрение в эксплуатацию, высокую надежность и соответствие требуемым характеристикам.

Двигатель с осевым компрессором

В процессе развития двигателей центробежный компрессор был заменен осевым компрессором в связи с необходимостью повышения экономичности и получения минимального миделя двигателя. Для обеспечения надлежащей экономичности требуются более высокие степени повышения давления и увеличенные к. п. д. Осевой компрессор наиболее успешно справляется с этой задачей (его конструкция позволяет осуществлять продольное размещение нескольких ступеней компрессора без увеличения миделя), но значительное улучшение характеристик такого двигателя стало возможным в результате тщательных газо-и аэродинамических исследований.

Двухвальный (или двухкаскадный) двигатель

Рис. 3.5. Двухвальный (двухкаскадный) двигатель

С увеличением степени повышения давления появилась тенденция к замене одновального двигателя двухвальным (с разделением компрессора на два каскада), ибо такое решение позволяло значительно расширить рабочий диапазон работы двигателя с высокой степенью повышения давления в компрессоре без применения системы|управления лопатками компрессора, т. е. не прибегая несложному автоматическому^изменению угла установки лопаток в зависимости от режима работы двигателя.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Двухконтурный турбореактивный двигатель был разработа!
с учетом использования более высоких температур в турбине для
получения большей тяги без соответствующего увеличения ско
рости истечения реактивной струи и уменьшения тягового к. п. д.
двигателя, ведущих к увеличению удельного расхода топлива.
Отличительным признаком такого двигателя является наличие
дополнительного воздушного контура, по которому часть заса-:
сываемого воздуха после сжатия в компрессоре подается в обход
камер сгорания и турбины непосредственно на выхлоп, увеличи
вая массу и снижая скорость истечения реактивной струи. Термин
«двухконтурный» обычно условно относится к схемам двигателей,
в которых предусматривается смешение горячего и холодного
потоков газов. Без этой особенности нет существенной разницы
между двухконтурным и турбовентиляторным (с передним рас
положением вентилятора) двигателями, которые рассматриваются"
ниже. ■

Турбовентиляторный двигатель

Турбовентиляторный двигатель, созданный на основе дальнейшего развития принципа двухконтурности без смешения горячего и холодного потоков газов, можно рассматривать как промежуточную ступень между турбореактивным и турбовинтовым двигателем. Но в отличие от последнего он не подвержен влиянию сжимаемости воздуха благодаря специальной профилировке ка-

Нала и значительно меньшему диаметру вентилятора. Турбовентиляторный двигатель имеет увеличенную по сравнению с двухконтурным турбореактивным двигателем степень двухконтурности, т. е. отношение расхода воздуха через вентилятор к расходу воздуха через газогенераторную часть двигателя, в результате чего еще больше возрастают преимущества, обеспечиваемые двухконтурным двигателем. При большой степени двухконтурности двигателя аэродинамическая форма мотогондолы оказывает повышенное влияние на располагаемую тягу, и могут понадобиться специальные меры для того, чтобы совместить противоречивые требования, относящиеся к крейсерскому и взлетному режимам работы этого двигателя.

Новые тенденции

Как уже было сказано выше, на ход разработки нового двигателя существенное влияние оказывает ряд факторов: существующий уровень развития техники, политика, экономика. Однако цели разработки остаются в основном те же, а именно: уменьшение удельного расхода топлива, уменьшение удельного веса двигателя, повышение надежности, усовершенствование системы управления, снижение уровня шума.

Для обеспечения малых удельных весов и расходов топлива потребовались более высокие к. п. д. соответствующих узлов (например, к. п. д. компрессора), а также увеличение степеней повышения давления, двухконтурности и температуры газа в турбине.

Что касается проблем управляемости, то надо сказать, что хорошо спроектированный двигатель не должен вызывать трудностей при управлении им, по какой бы конструктивной схеме он не был выполнен.

С развитием двухконтурных и турбовентиляторных двигателей от современных со степенями двухконтурности 1:1 и 2: 1 до проектируемых со степенями двухконтурности 8:1, 12: 1 и выше потребуются другие компоновочные схемы. Уже предложен например, трехвальный турбовентиляторный двигатель с трехкас-кадным компрессором. Большая гибкость в управлении и возможность изменения скорости вентилятора для снижения уровня шума в режимах захода на посадку и посадки - таковы основные преимущества, обеспечиваемые двигателями данного типа.

Имеются и другие направления развития двигателей с многокаскадными компрессорами, которые также представляют интерес и могут быть весьма полезными в определенных случаях. Такие Двигатели могут быть более «гибкими» в работе на различных режимах благодаря лучшей аэродинамической «подгонке» при неполной нагрузке и меньшей инерции вращающихся элементов. Двигатели с многокаскадными компрессорами легче запустить, поскольку стартером нужно повернуть лишь один каскад.

ЗАВИСИМОСТЬ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЯ ОТ ПОЛОЖЕНИЯ РЫЧАГА ГАЗА

Тяга ПД пропорциональна числу оборотов, давлению наддува и углу установки лопастей воздушного винта. Из этих величин самой важной является величина давления наддува. При постоянных оборотах можно путем изменения давления наддува и угла установки лопастей воздушного винта обеспечить более значительное изменение тяги, чем то, которого можно достичь при постоянном давлении наддува путем изменения числа оборотов. Поскольку число оборотов в минуту выбирается в соответствии с давлением наддува, можно в грубом приближении считать, что тяга ПД пропорциональна положению дросселя (рычага управления оборотами). Это значит, что при постоянных оборотах, характерных, например, для режима захода на посадку, тяга ПД пропорциональна положению рычага управления двигателем на пульте кабины экипажа.

У реактивного двигателя тяга пропорциональна числу оборотов (массовому расходу воздуха) и температуре (коэффициенту избытка воздуха). Эти параметры взаимосвязаны - их изменение зависит от к. п. д. компрессора при изменении числа оборотов. Весь рабочий цикл и газодинамический тракт двигателя рассчитаны на наибольшую отдачу при больших оборотах, в режиме которых двигатель должен работать наибольшую часть времени. С дальнейшим увеличением числа оборотов увеличивается массовый расход воздуха, возрастает температура газов в турбине, увеличивается к. п. д. и в результате создается значительно большая тяга. Наибольшая тяга может быть получена на предельно допустимых оборотах, например на взлетном режиме работы двигателя.

На рис. 3.10 показаны положения рычага газа для соответствующих величин тяги - от «Полного вперед» до «Полного назад», как для ПД, так

Рис. 3.10. Зависимость между поло жением рычага газа и тягой для реактивного двигателя (а) и ПД (б):

/ - «Полный вперед»; 2 - режим малого газа в полете; 3 - реверсивная тяга в режиме малого газа; 4 - максимальная реверсивная тяга

И для реактивного двигателя. Эти схемы не соответствуют каким-то конкретным двигателям, и представленные характеристики намеренно увеличены для того, чтобы подчеркнуть их разницу. Для обеспечения надлежащих характеристик при управлении двигателем важно учесть следующее:

У ПД тяга более или менее пропорциональна положению
рычага газа (на графике прямая линия), тогда как тяга реактив
ного двигателя не пропорциональна положению рычага газа (на
графике линия круто загибается при больших оборотах). Для ПД
изменение положения рычага газа на 25 мм соответствует изме
нению мощности, скажем, на 700 л. с, независимо от местополо
жения рычага в зоне большой или малой мощности. Для реактив
ного двигателя смещение рычага газа на 25 мм при малых оборо
тах соответствует изменению тяги лишь на 0,45 тс (4,4 кН), а при
больших оборотах будет соответствовать изменению тяги на 4,5 тс
(44 кН). Вот.почему на самолете с реактивным двигателем для
получения большого приращения тяги при положении рычага
газа в зоне малой тяги необходимо рычаг значительно подвинуть
вперед. Это, однако, не означает, что следует все время резко
оперировать рычагами - например, в случае, если они уста
новлены на тягу, типичную для стадии захода на посадку, для ее
изменения потребуются лишь незначительные перемещения ры
чагов.
При закрытом дросселе (рычаг газа находится в положе
нии «Полный назад») воздушный винт ПД создает аэродинамиче
ское сопротивление - обратите внимание на положение линии
тяги этого двигателя ниже нулевой отметки в режиме малого
газа. У реактивного двигателя все же сохраняется какая-то тяга,
когда положение рычага соответствует режиму малого газа.
Эта тяга в прямолинейном горизонтальном полете составляет
около 0,45 тс (4,4 кН). Она создает эффект «свободного хода»
и является одной из причин применения на современных самолетах
реверса тяги двигателя и воздушных тормозов. Остаточная тяга
и незначительное аэродинамическое сопротивление самолета с трех
колесным шасси ведут к чрезвычайно медленному снижению ско
рости при пробеге после посадки. В случае полного отказа тор
мозов (невозможного, конечно, у хорошо спроектированного
самолета, но эквивалентного условиям их работы на обледенев
шей поверхности ВПП) самолет будет просто безостановочно
двигаться вперед. Работа реактивного двигателя на малом газе
имеет, впрочем, одно неожиданное преимущество - отсутствие
возмущенного потока от авторотирующего воздушного винта.
Этот поток часто снижает эффективность руля высоты и, например,
в случае посадки со смещенным вперед ц. т. при закрытых дрос
селях в зоне входной кромки ВПП не дает возможности осуще
ствить выравнивание самолета, что может привести к грубой
посадке. На реактивном самолете таких неблагоприятных явле
ний в отношении руля высоты не происходит: у него эффективность

Руля высоты остается неизменной, независимо от того, работают двигатели или нет.

3. У ПД разница между тягой в прямолинейном горизонтальном полете и реверсивной тягой на режиме малого газа очень велика (обратите внимание на крутизну линии графика). Когда лопасти воздушного винта установлены в положение обратной тяги (включен реверс), то уже на малых оборотах ПД создается около 60% максимально возможного лобового сопротивления. Остальное достигается при полном реверсировании на полной мощности двигателя. Вот почему опасно реверсировать тягу ПД прежде, чем самолет совершит уверенную посадку; это связано не только с резким ростом лобового сопротивления, но и с потерей подъемной силы на большей части крыла, а также со значительным уменьшением эффективности руля высоты. У реактивного двигателя разница между прямой и реверсивной тягой в режиме малого газа очень мала. При эффективности реверса тяги 50% чистое изменение тяги будет находиться в диапазоне от 0,45 тс (4,4 кН) в прямолинейном горизонтальном полете до 0,22 тс (2,2 кН) при реверсировании. Следовательно, при чистой конфигурации самолета реверсирование тяги реактивного двигателя в полете вполне безопасно. Этот довод свидетельствует также и о том, что при посадке (режим малого газа) не следует задерживаться с включением реверса дольше, чем это необходимо. Реактивный самолет обладает очень малым лобовым сопротивлением и, чтобы получить полную отдачу от реверса, нужно как можно скорее отклонить рычаг управления двигателем до полной реверсивной тяги, особенно если иметь в виду то, что реверсивная тяга гораздо более эффективна на больших скоростях движения самолета.

Вообще говоря, пилоту может показаться довольно странным, что допускается такое длительное рассогласование между положением рычага управления и тягой газотурбинного двигателя. Системы управления, находящиеся в настоящее время в стадии разработки, можно спроектировать таким образом, чтобы они могли обеспечить любое соотношение между положением рычага управления двигателем и получаемой тягой. Такие системы могут управляться, например, с помощью электрических средств, что весьма облегчает решение этой задачи. Однако на современных газотурбинных двигателях то же самое можно сделать путем применения довольно простого передаточного механизма, который изменил бы существующую зависимость между положением рычага управления и открытием топливного крана в соответствии с величиной получаемой при этом тяги.

ПРИЕМИСТОСТЬ

Способность воздушного винта ПД сохранять постоянную скорость вращения позволяет поддерживать у двигателя такие обороты, которые являются компромиссными между мощностью

На режиме при заходе на посадку и мощностью на режиме ухода на второй круг; при этом мощность меняется путем изменения давления наддува. Чтобы быстро увеличить мощность, увеличивают давление наддува и изменением шага винта быстро создают потребную тягу. «Быстро» в данном случае означает примерно 3-4 секунды, что обусловлено тенденцией воздушного винта к моментальному превышению скорости (раскрутке), и это не может удовлетворить пилота, как бы одобрительно он ни относился к любым механическим приспособлениям. Между прочим, тягу ПД можно уменьшить так же быстро (и до такой степени, что будет даже создаваться лобовое сопротивление), потому что регулятор постоянного числа оборотов больше не сможет уменьшать угол установки лопастей воздушного винта.

Уже объяснялось, что самый высокий к. п. д. реактивного двигателя имеет место на больших оборотах, когда компрессор работает на режимах, близких к оптимальным. На малых оборотах рабочий цикл двигателя обычно неэффективен. Если неожиданно потребуется увеличить тягу при работе двигателя на оборотах, эквивалентных обычным оборотам при заходе на посадку, то двигатель среагирует немедленно, и полная тяга может быть достигнута примерно через 2 секунды. Однако при работе двигателя на более низких оборотах внезапный переход на максимальную тягу может привести к переполнению двигателя топливом и вызвать его перегрев или помпаж. Для предотвращения подобных явлений в регуляторе подачи топлива установлены различные ограничители числа оборотов двигателя, функционирующие до тех пор, пока последний не наберет таких оборотов, на которых он может реагировать на быстрый разгон без всяких осложнений. Этот критический предел оборотов особенно заметен, когда осуществляется резкое увеличение числа оборотов при выходе из режима малого газа. Сначала разгон идет очень медленно, но затем резко возрастает, когда число оборотов превысит эту важную критическую величину. На переход с малой тяги на полную при типичной скорости захода на посадку требуется в среднем около 6 секунд. Некоторые типы двигателей справляются с этим лучше других, но и среди отдельных двигателей одного и того же типа имеется расхождение по времени. Иногда двигателю требуется для этого целых 8 секунд, что не превышает, однако, допустимых пределов.

Обратите внимание, что точка перегиба кривой, определяющей зависимость времени, потребного для достижения полной тяги, °т числа оборотов, соответствует примерно 78% максимальных оборотов (рис. 3.11). Двигатель «с трудом» набирает тягу до этой точки, но затем реагирует очень быстро. Обратите внимание также и на ограничитель, который вступает в действие как раз перед тем, Как создаются максимальные обороты (в зависимости от того, Какой параметр ограничивается в данный момент). Это небольшое 3ат РУДнение не представляет особого интереса с точки зрения

Рис. 3.11. Зависимость времени, потребного для достижения полной тяги, от числа оборотов двигателя

Летных характеристик потому, что двигатель уже располагает достаточной тягой, чтобы удовлетворить требова-100% ниям обеспечения набора высоты после од/мин неудачного захода на посадку в соответствии с нормами летной годности.

Время приемистости играет очень важную роль для стадий захода на посадку, посадки и ухода на второй круг. Хотя небольшие изменения тяги можно осуществлять достаточно быстро, например, чтобы подкорректировать последнюю прямую захода на посадку, тем не менее всегда нужно помнить о том, каковы в это время обороты двигателя. Если обороты малы, скажем, после быстрого подъема над нижним концом глиссады (что ведет к уходу на второй круг), то может потребоваться до 8 секунд, чтобы достигнуть полной тяги. Следует подчеркнуть, что в первые 5 секунд после передвижения рычага газа происходит очень небольшое увеличение тяги. В условиях нормального полета эта задержка может быть терпимой, но в аварийной обстановке, когда большую тягу нужно получить мгновенно, такая задержка может оказаться роковой. На реактивном самолете внезапная потребность в быстром увеличении тяги может возникнуть по многим причинам (ниже они будут рассмотрены подробно). Поэтому, до тех пор пока необ-ходимость в быстром и значительном увеличении тяги полностью не отпала, не следует допускать снижения оборотов двигателя ниже той величины, с которой возможен быстрый разгон. Эта величина у разных двигателей различна, но в большинстве случаев она лежит в пределах максимального числа оборотов при заходе на посадку минус 5%, т. е. равна 70-80% максимального числа оборотов.

ОТСУТСТВИЕ ЗАВИНТОВОЙ СТРУИ

Воздушный винт создает тягу путем ускорения большой массы воздуха, отбрасываемой назад и обтекающей сравнительно большую часть площади крыла. Подъемная сила крыла с установленными на нем винтовыми двигателями создается всей поверхностью крыла: как той ее частью, которая обтекается завин-товой спутной струей, так и той, которую завинтовая струя не обтекает. Поэтому, изменяя скорость спутной струи, можно изменять полную подъемную силу, действующую на крыло при постоянной скорости полета. В прошлом учет этого простого факта позволил предотвратить несколько потенциальных катастроф.

Опасность заходов на посадку на слишком малой высоте и скорости во многих случаях была устранена путем резкого увеличения мощности двигателя. Помимо увеличения подъемной силы при постоянной воздушной скорости, скорость сваливания также снижается в случае обдува крыла струей от воздушных винтов. При мощности, типичной для режима захода на посадку, обычную скорость сваливания порядка 166 км/ч можно уменьшить при неработающих двигателях примерно на 18 км/ч, а при полной тяге двигателей - даже еще больше.

Реактивный двигатель также создает тягу путем ускорения большой массы воздуха, но этот воздух, как правило, не обтекает крылья. Поэтому на постоянной воздушной скорости нет никакого приращения подъемной силы при увеличенной тяге и тем более не происходит значительного уменьшения скорости сваливания при работе всех двигателей. Практически существует лишь небольшое уменьшение скорости сваливания в пределах 3,7 - 5,5 км/ч, вызванное:

А) влиянием реактивной струи двигателя на обтекание крыла и

Б) появлением вертикальной составляющей тяги на больших
положительных углах тангажа, эффективно снижающей вес
самолета.

Итак, поскольку на реактивном самолете отсутствуют воздушные винты, пилот может попасть в затруднительное положение по двум причинам:

А) невозможно мгновенно увеличить подъемную силу только
путем увеличения тяги двигателей;

Б) невозможно снизить скорость сваливания простым увели
чением тяги двигателей. При этом теряется скрытый запас, равный
примерно 18 км/ч (разница между скоростями сваливания при не
работающих и работающих двигателях для винтового само
лета).

Добавим еще сюда недостаточную приемистость реактивного двигателя, о чем уже говорилось выше, - и перед нами три причины, которые усложняют пилотирование реактивного самолета по сравнению с самолетом, оснащенным винтовыми двигателями. Все эти три причины обусловлены именно наличием на самолете реактивных двигателей и отсутствием воздушных винтов. Ниже сюда будут добавлены еще три фактора, связанные с конструкцией планера самолета.

По этим причинам имеется заметная разница - мы затрагиваем наиболее важную область - между методикой захода на посадку самолета с ПД и реактивного самолета. В первом случае допустимы некоторые ошибки: скорость не является слишком критическим параметром, и увеличение мощности двигателя может предотвратить увеличение скорости снижения. Во втором случае почти нельзя допускать ошибок; если увеличение скорости снижения все же произойдет, то нужно помнить о двух следующих моментах в их должной последовательности: во-первых, увеличе-

Ние подъемной силы возможно только путем ускорения набегающего воздушного потока, обтекающего крыло (что будет освещено в одном из последующих подразделов), а этого можно добиться лишь посредством разгона самого самолета; во-вторых, разгон самолета без потери высоты можно осуществить только быстрым увеличением тяги двигателей, которые, как известно, обладают недостаточной приемистостью на малых оборотах.

Предотвращение увеличения скорости снижения при заходе на посадку может оказаться очень трудным маневром, о чем будет. сказано подробнее при рассмотрении основных вопросов, касающихся самолета. А пока следует довольствоваться теми знаниями о двигателе, которые у нас имеются, и не забывать о трех упомянутых выше факторах. Для того чтобы не попасть в затруднительную ситуацию, следует все время и особенно при заходе на посадку выдерживать скорость захода на посадку, поддерживать повышенные обороты двигателя и принимать соответствующие меры сразу же, как только любой из этих основных параметров начнет приближаться к своему пределу. Нужно не только представлять себе заданную траекторию полета, но и предвидеть пути ее корректирования с помощью средств, имеющихся в вашем распоряжении. Конечно, нужно иметь полное представление о возможностях этих средств и их особенностях.

ОТСУТСТВИЕ СОПРОТИВЛЕНИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА

Когда на самолете с ПД двигатели задросселированы до малого газа, воздушный винт создает лобовое сопротивление, т. е. отрицательную тягу. Нулевой тяге на скорости захода на посадку соответствовало бы примерно 1800 об/мин и давление наддува 305 мм. Величина сопротивления, создаваемого авторотирующим воздушным винтом, зависит также от скорости вращения и угла установки его лопастей. Если воздушный винт зафиксирован в положении малого шага, то чем выше будут обороты, тем больше будет сопротивление. Эта способность воздушного винта создавать сопротивление полезна, потому что бывает необходимо не только быстро увеличить скорость при некоторых условиях полета, но и в равной степени быстро ее снизить.

Реактивный двигатель, наоборот, при задросселировании до малого газа все еще создает в прямолинейном горизонтальном полете тягу - примерно до 0,45 тс (4,4 кН), если его номинальная тяга составляет 9 тс (88 кН). Как и в других случаях, это имеет свои преимущества и недостатки. Основное преимущество состоит в том, что пилот может больше не опасаться лобового сопротивления, создаваемого вышедшим из строя простым или реверсивным воздушным винтом (реверсивный винт в полете можно приравнять к сплошному диску, который при диаметре 4,3 м создает лобовое сопротивление 1,8 тс (17,6 кН). А основным недостатком является

Эффект «свободного хода», который оказывает заметное влияние на характеристики самолета. Хотя это явление можно иногда использовать как преимущество (например, при продолжительном снижении), оно является препятствием, когда необходимо быстро снизить скорость, например при входе в зону аэропорта или при выравнивании перед посадкой.

Этот основной недостаток возмещается путем использования других средств создания лобового сопротивления. Почти на всех самолетах применяются воздушные тормоза, причем в этом качестве довольно часто используются и главные ноги шасси и сравнительно редко - пока только на двух типах самолетов - реверс тяги в полете. Хотя эти средства и установлены для того, чтобы ими пользоваться, применять их нужно с осторожностью. С небольшим упреждением траекторией полета самолета вполне можно управлять так, чтобы уменьшить необходимость их использования до минимума. Применение этих средств почти всегда создает шум или тряску, и более осторожный пилот станет пользоваться ими только в случае действительной необходимости. Эффект свободного, или, как его иногда называют, холостого хода, заключающийся в сохранении значительной положительной тяги на режиме малого газа, осложняет проблему инерции для большого скоростного самолета с убранными шасси и закрылками. Если ранее упоминалось, что из-за плохой приемистости двигателя никогда не следует необдуманно задерживать перемещение рычагов газа, а теперь акцентируется внимание на эффекте свободного хода на режиме малого газа, то читателю можно простить, если он подумает, что контролирование траектории полета реактивного самолета является (в отношении управления скоростью) весьма сложным делом. В действительности это не так уж трудно и описанное является типичным примером того, как прием, который в полете можно продемонстрировать за несколько минут, требует гораздо больше времени для изложения на бумаге.

Самолет с ПД более или менее «привязан» к своей траектории полета в продольной плоскости вследствие действия воздушного винта, подобно тому, как вагон фуникулера «привязан» к своему пути посредством зубчатой рейки и шестерен. Изменение мощности двигателей самолета с ПД ускоряет или замедляет его полет заранее известным образом. У реактивного самолета нет такой «привязанности» ни к чему, и его движение в продольной плоскости должно корректироваться путем точного контролирования задержки реакции самолета на уменьшение или увеличение тяги и оценки тяги, сохраняющейся на режиме малого газа.

При выдерживании скорости во время захода на посадку не следует ждать появления прямого указания на необходимость повышения тяги. Рычаги газа должны быть мгновенно сдвинуты при появлении первого намека на снижение скорости. Подобным же образом, если при быстрой потере скорости требуется сравнительно большое увеличение тяги, не следует создавать большую

тягу на слишком продолжительное время, иначе самолет снова быстро наберет большую скорость. Быстро уменьшите тягу и вы увидите, что скорость хорошо стабилизировалась.

ВЫСОКИЙ РАСХОД ТОПЛИВА НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ ПОЛЕТА

Уже указывалось, что часовой расход топлива изменяется. в соответствии с приборной скоростью, следовательно, чем больше разница между приборной скоростью и истинной воздушной скоростью, тем большее расстояние, отнесенное к килограмму топлива, сможет пролететь самолет. Этим в основном и объясняется название данного подраздела. Остановимся на этом вопросе несколько подробнее. Продолжительность и дальность полета будут рассматриваться отдельно.

Продолжительность полета

В том случае, если нужно продержаться в воздухе как можно дольше при данном количестве топлива, необходим минимальный часовой расход топлива. Поскольку для реактивного двигателя часовой расход топлива приблизительно пропорционален тяге, для его минимального значения необходимо наличие минимальной тяги и минимального лобового сопротивления.

Йа рис. 3.12 показан классический график зависимости полного лобового сопротивления от приборной скорости, из которого следует, что оптимальной скоростью, обеспечивающей наибольшую продолжительность полета, очевидно является та скорость, при которой создается наименьшее лобовое сопротивление. Вообще говоря, эта скорость остается постоянной при изменении высоты, но в действительности: а) ее обычно несколько увеличивают, чтобы улучшить характеристики пилотирования и избежать небольших снижений скорости, вызывающих отклонение кривой лобового сопротивления в нежелательную сторону и б) на больших высотах ее слегка уменьшают во избежание чрезвычайно большого лобового сопротивления, возникающего из-за влияния числа М. Расход топлива остается более или менее постоянным с изменением высоты, потому что лобовое сопротивление и тяга постоянны.

В действительности, опять-таки на большой высоте, расход топлива несколько уменьшается благодаря повышению к. п. д. двигателя, обусловленному более высоким значением истинной

Рис. 3.12. К определению оптимальных скоростей при полете на максимальную продолжительность и дальность:

/ - оптимальная скорость при полете на максимальную продолжительность; 2 - оптимальная скорость при полете на максимальную дальность

Воздушной скорости, а также благодаря и более высоким оборотам, которые требуются для поддержания потребной тяги (что связано в основном с работой реактивного двигателя без «наддува» и падением его тяги при любом заданном режиме с высотой) и почти соответствуют режиму работы с наименьшим удельным расходом топлива. Этот режим с наименьшим удельным расходом топлива определяется внутренней газодинамикой двигателя и отражает стремление оптимизировать конструкцию двигателя для получения наименьшего удельного расхода топлива в условиях, в которых он будет работать большую часть своего срока службы, т. е. в условиях большой высоты и скорости полета при сравнительно большой тяге.

Итак, не пренебрегая другими соображениями эксплуатации, пилот должен помнить о том, что если требуется продержаться в воздухе максимальное время на оставшемся количестве топлива (например, при продолжительном ожидании посадки), то следует совершать полет на возможно большей допустимой высоте. Однако, если пилот вынужден снизиться на несколько меньшие высоты, то нет особых причин для беспокойства, потому что расход топлива увеличится незначительно.

Дальность

Максимальная дальность полета при заданном количестве топлива достигается из условия обеспечения минимального километрового расхода топлива. На рис. 3.12 прямая, проведенная из начала координат, касается кривой, показывающей основную зависимость лобового сопротивления от приборной скорости, в точке, которая определяет наивысшую приборную скорость при наименьших лобовом сопротивлении или тяге, а следовательно, и минимальный километровый расход топлива. Обратите внимание на то, что эта скорость несколько выше скорости, обеспечивающей максимальную продолжительность полета.

Теоретически приборная скорость постоянна на всех высотах, но практически: а) она незначительно увеличивается на малых высотах, что достигается доведением числа оборотов двигателя до такой величины, при которой повышение лобового сопротивления в значительной степени окупается наименьшим удельным расходом топлива и б) она несколько уменьшается на больших высотах во избежание возникновения повышенного лобового сопротивления при больших числах М. Теперь становится очевидным, что чем больше высота, тем больше налет в километрах на килограмм расходуемого топлива. Действительно, приборная скорость, лобовое сопротивление и расход топлива остаются более или менее постоянными, в то время как истинная воздушная скорость, а следовательно, и пройденное расстояние увеличиваются. Это обстоятельство следует рассматривать.как наиболее важное. Например, типичный реактивный транспортный самолет при одном

6 Д. Дэвис 81

И том же количестве топлива имеет на высоте 12 000 м примерно на 65% большую дальность, чем на уровне моря.

Итак, правило для полета на наибольшую дальность таково: чем выше, тем лучше. Конечно, насколько именно выше, зависит от многих других факторов. Два наиболее важных из них - это наличие ветра на различных высотах и длина горизонтального участка полета. Нет нужды объяснять роль, которую играют два этих фактора.

Конечно, при современных методах управления воздушным движением, когда специальные службы тщательно планируют jj полеты реактивных транспортных самолетов с учетом плотности движения на различных эшелонах, не часто случается, чтобы пилоту приходилось самому заботиться об обеспечении надлежащей дальности и продолжительности полета. Но когда необходимость в этом возникает, пилот должен помнить, что он не ошибется, если продержится на большой высоте как можно дольше. Это применимо до тех пор, пока не произойдут заметные изменения! ветра на высоте полета. Полет на слишком малой высоте дорого обходится в отношении расхода топлива и пройденного расстояния. Расход топлива у большого транспортного самолета с реактивными двигателями (например, в течение двух неудачных заходов на посадку в пункте назначения из-за неблагоприятных условий погоды) может оказаться совершенно потрясающим. В этом случае гораздо более разумным может оказаться решение уйти на запасной аэродром.

ПРИЕМЫ ПИЛОТИРОВАНИЯ ДЛЯ СНИЖЕНИЯ ШУМА НА МЕСТНОСТИ

Реактивные двигатели создают много шума. Шум вызывается эффектом перепада скоростей на границе реактивной струи. Чем больше тяга двигателя и скорость истечения реактивной струи, тем больше эффект перепада и тем сильнее шум. Кроме того, при заходе на посадку шум от компрессора или вентилятора некоторых двигателей распространяется вперед по направлению полета, и этот шум также может оказывать неблагоприятное воздействие. Для снижения шума реактивной струи применяются глушители шума - специальные насадки, устанавливаемые на реактивное сопло двигателя, которые смешивают воздух пограничного слоя на периферии реактивной струи. Это уменьшает перепад скоростей на границе реактивной струи и, следовательно, способствует снижению шума. Установка таких глушителей, конечно, приводит к небольшому ухудшению характеристик двигателя. Учитывая, что высокий уровень шума реактивных самолетов беспокоит проживающих вблизи аэродромов людей, в настоящее время авиакомпании обязаны ввести в практику такие приемы пилотирования, которые позволяют поддерживать приемлемый минимальный уровень шума на местности без ущерба для безо-

Пасности полета. Допустимые значения максимальных уровней шума для дневного и ночного времени устанавливаются национальными нормирующими органами отдельных стран. Уровни шума измеряются постами прослушивания, расположенными на некотором расстоянии от каждой ВПП.

Из многих факторов, определяющих уровень шума, только два имеют действительно преобладающее значение и могут быть использованы практически. Во-первых, уровень шума пропорционален тяге, развиваемой двигателем, и во-вторых, он обратно пропорционален расстоянию между источником шума и его «приемником». Следовательно, возможны только два пути снижения уровня шума. Необходимо уменьшить мощность и уйти как можно быстрее и как можно дальше от зоны, где нежелательно сильное воздействие шума. В то же время отсутствие в большинстве аэропортов свободы выбора направления трассы для взлета обусловливает необходимость проводить все мероприятия по снижению уровня шума только в вертикальной плоскости.

Во всем мире приняты следующие основные приемы пилотирования для снижения уровня шума (причем только этими приемами может воспользоваться пилот, других пока нет). После отрыва от ВПП эти приемы выполняются в два этапа:

На первом этапе снижения шума производится возможно более крутой набор высоты при полной тяге и при обеспечении надлежащей безопасности полета, чтобы достичь как можно большей высоты в пределах или вблизи границ аэропорта.

Второй этап наступает на подходе к постам прослушивания, которые сами находятся около зон сильного воздействия шума; здесь траектория полета изменяется и двигатели дросселируются до тяги, необходимой для сохранения самолета в режиме плавного набора высоты. На этом режиме полет продолжается до достижения заявленной высоты или до выхода из зоны ограничения воздействия шума. Затем тяга двигателя восстанавливается, самолет разгоняется, убираются механизация крыла, шасси и устанавливается нормальный режим набора высоты на маршруте.

Как видим, первый этап удовлетворяет требованию достижения возможно большего расстояния между источником и приемником шума, а второй - удовлетворяет требованию обеспечения возможно меньшей тяги. Конец первого этапа обычно определяется окончанием стандартного промежутка времени, который отсчитывается с момента снятия самолета с тормозов в начале разбега при взлете.

При пилотировании по этой методике становятся очевидными Два очень важных фактора: выбор скорости на первом этапе и величина снижения тяги на втором этапе. На протяжении всего второго этапа закрылки большинства реактивных самолетов находятся во взлетном положении.

Скорость на первом этапе выбирается на основании следующих требований:

А) достижение угла набора высоты при всех работающих дви
гателях должно производиться на такой скорости, которая при
отказе двигателя не скажется отрицательно на высоте прохода
над препятствием, установленной для случая отказа двигателя
при полете на скорости V z ;

Б) в случае отказа двигателя должна обеспечиваться надле
жащая управляемость самолета;

В) необходимо обеспечить надлежащую спиральную устой
чивость (о чем будет сказано ниже);

Г) угол тангажа должен выдерживаться в диапазоне значений,
на которые рассчитаны пилотажные приборы, включая приемле
мый допуск на ошибки в управлении.

Скорость, удовлетворяющая этим требованиям, обычно постоянна для всех весов самолета вплоть до некоторого достаточно большого веса (как правило, она устанавливается исходя из требования обеспечения нормального угла тангажа); в диапазоне весов от этого достаточно большого веса до максимального скорость равна У 2 + 28 км/ч (для удовлетворения требованию по градиенту набора высоты). Другие требования обычно не накладывают ограничений.

Величина снижения тяги на втором этапе выбирается таким образом, чтобы при самых неблагоприятных сочетаниях веса самолета, высоты и температуры был обеспечен градиент набора высоты 2% (или скороподъемность 120 м/мин). При более благоприятных сочетаниях веса, высоты и температуры скороподъемность на втором этапе будет, конечно, значительно выше. Для максимального упрощения приемов пилотирования в таких условиях для некоторых самолетов устанавливается единое число оборотов на втором этапе. Для тех самолетов, которые не допускают использования единого числа оборотов в таком широком диапазоне условий, число оборотов на втором этапе постепенно изменяется в зависимости от веса и температуры. Минимальный градиент набора высоты 2% был выбран с таким расчетом, чтобы при сочетании таких переменных факторов, как обычная способность пилота управлять самолетом, погодные условия и различия в летных данных самолетов, действительные характеристики набора высоты никогда не выходили за рамки безопасных.

Приемы пилотирования изменяются в зависимости от типа самолета. Например, эти изменения могут касаться использования закрылков и выбора величины скорости на втором этапе, которая обычно бывает такой же, как и на первом, но может быть и немного выше. Специальные приемы пилотирования того или иного самолета оговариваются в руководствах по летной эксплуатации.

На рис. 3.13 показана типичная схема взлета с использованием приемов пилотирования для снижения шума. Последовательность их выполнения состоит в следующем.

Аэродром зон о. ограничения

воздействия шума

Рис. 3.13. Типичная схема взлета с использованием приемов пилотирования для снижения шума

1. Первый этап - шасси убрано, закрылки находятся
во взлетном положении, полная тяга двигателей, скорость V 2 +
+ 28 км/ч.

A. Переход на второй этап-тяга уменьшается.

2. Второй этап - закрылки во взлетном положении,
тяга уменьшена, скорость V 2 + 28 км/ч.

B. Отпадает необходимость в снижении шума. Тяга восстанав
ливается до тяги набора высоты.

3. Третий этап - разгон самолета в полетной конфи
гурации (закрылки убраны).

C. Тяга всех двигателей должна обеспечить скорость, необ
ходимую для набора высоты на маршруте.

4. Четвертый этап - набор высоты на маршруте.
Выяснив необходимость применения изложенной методики

Пилотирования для снижения шума и разобрав соответствующие приемы, рассмотрим теперь последовательность их выполнения при управлении самолетом. Необходимо сразу же отметить, что вопреки прежнему мнению в выполнении этих приемов пилотирования нет ничего исключительно сложного или трудного, и пилот средней квалификации, придерживаясь их, способен пилотировать самолет с требуемой степенью точности и справляться с возникающими проблемами. Это, однако, не означает, что все будет проходить очень легко. Описанные приемы пилотирования для снижения шума при взлете, безусловно, сложнее обычных, но при некотором опыте, хорошем знании обстановки и соблюдении определенной точности в выдерживании траектории полета они оказываются не столь трудными, как может показаться с первого взгляда.

Однако все же имеется несколько моментов, которые необходимо особо учитывать при выполнении приемов пилотирования Для снижения шума. Для того чтобы после отрыва от земли плавно, быстро и точно перейти к первому этапу, полезно знать заранее приблизительный угол тангажа на этом этапе, который определяется достигаемым уровнем летних характеристик самолета.

Предположим, известно, что на первом этапе необходим угол тангажа 15°. Тогда сразу же после того, как будет убрано шасси и будет достигнуто нужное приращение воздушной скорости, надо штурвальную колонку плавно и мягко взять на себя для получения угла тангажа 15° и выдерживать ее в этом положении. Когда воздушная скорость приблизится к потребной воздушной скорости, можно последовательно проводить небольшие корректировки по тангажу и скорости. Если же начать сначала выдерживать скорость как основной параметр, то траектория полета будет менее устойчива из-за медленного изменения воздушной скорости, присущего реактивному самолету, что скажется на угле тангажа. Сделав такое утверждение, необходимо отметить, что нельзя лететь, просто управляя по тангажу и исключая все остальное. Хотя угол тангажа рекомендуется принимать за основной параметр, предполагается, что должен проводиться обычный и тщательный контроль за воздушной скоростью, высотой и скороподъемностью на основе информации, получаемой от авиагоризонта.

Переход от первого ко второму этапу необходимо проводить плавно и непрерывно. Нужно знать угол тангажа на втором этапе, достичь его при уменьшении тяги, а затем следить за показаниями вариометра - самолет должен плавно набирать высоту - и контролировать воздушную скорость. Следующая задача - перейти к полетной конфигурации. Тяга двигателей увеличивается, затем на установленной скорости полета убираются закрылки. Необходимо следить за углом тангажа во время уборки закрылков, парируя стремление самолета опустить нос. Держите самолет в положении с поднятой носовой частью, произведите его балансировку на скорости набора высоты на маршруте, и все будет в порядке.

В случае, если возникает тенденция к появлению бафтинга при убирании закрылков, необходимо сразу же после установки рычага управления закрылками в положение на уборку увеличить скорость, необходимую для нормального полета с убранными закрылками, путем легкого отклонения штурвальной колонки на пикирование. В этом маневре можно несколько пожертвовать высотой ради получения необходимого ускорения.

Если, следуя приемам пилотирования для снижения шума, пилот почувствует, что общая безопасность полета каким-либо образом ставится под угрозу, он имеет полное право выполнять полет так, как он считает нужным при сложившихся обстоятельствах. Это следует особенно подчеркнуть.

Появившаяся в последнее время тенденция уменьшения тяги при взлете также связаига с желанием снизить шум. Однако следует иметь в виду, что взлет и набор высоты с пониженной тягой приводят к тому, что полет проходит на меньшей чем обычно высоте. И хотя уменьшение тяги обеспечивает незначительное снижение шума, это преимущество более чем компенсируется уменьшенной высотой полета. Поэтому при возникновении потребности

В снижении шума не прибегайте к уменьшению тяги при взлете, если только возможная степень ослабления шума в результате применения этого метода не оправдывает некоторого отклонения от норм эксплуатации и не создает серьезных трудностей.

В этом подразделе рассматриваются приемы уменьшения шума только при взлете. Проблеме уменьшения шума при заходе на посадку в настоящее время уделяется много внимания, но она оказалась более трудной для решения: использование крутых наклонов глиссады делает полет более опасным и не оправдывается получаемым при этом снижением шума. Подобным же образом метод захода на посадку в два этапа (под углом 6°, скажем, до высоты 450 м, затем переход на стандартную глиссаду 2,5° или 3° до входной кромки ВПП) все еще находится в стадии начальных исследований, и проблемы, возникающие при этом, весьма сложны. До сих пор не разработаны специальные методы уменьшения шума при заходе на посадку, и обычно пилоты стараются избегать пролета над густонаселенными районами в конфигурации, создающей большое лобовое сопротивление. Поэтому снижение по глиссаде следует начинать с высоты 750-900 м, а не с высоты 450 м.

Снижения шума при заходе на посадку, можно, конечно, достигнуть, если поздно выпускать шасси и закрылки и не использовать автодросселирование. К сожалению, это противоречит современным требованиям - производить возможно больше автоматических заходов на посадку в условиях хорошей погоды, чтобы получить необходимые данные, которые будут использованы в будущем для разработки методики автоматической посадки в плохих погодных условиях.

РАСПОЛОЖЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕ

Поршневые двигатели значительно ограничивали конструктора самолета, в выборе места для их расположения. Кроме необходимости решения проблем охлаждения, требовалось обеспечить размещение ПД с воздушным винтом на достаточном расстоянии от соседних двигателей, от конструкции самолета и в неменьшей степени - от земли. Хотя в процессе развития схемы самолета с ПД двигатели устанавливались в самых различных местах, в конечном счете, на больших транспортных самолетах их стали располагать вдоль размаха на передней кромке крыла. Такое расположение давало определенные преимущества. В частности, двигатели способствовали уменьшению изгибающего момента и снижению веса крыла. В этом случае почти полностью использовался и благоприятный эффект обдува крыла завинтовой спутной струей, но при отказе крайнего двигателя возникал неблагоприятный момент рыскания.

Реактивные двигатели благодаря отсутствию воздушного винта предоставляют конструктору значительно более широкий выбор места для их размещения на гражданских транспортных самоле-

Тах, но на стадии разработки иногда встречаются трудности, связанные с размещением воздухозаборников двигателей и обеспечением их нормальной работы в различных условиях полета.

Наиболее часто встречаются три основные схемы размещения реактивных двигателей на самолете, а именно:

А) в корневой части крыла;

Б) в гондолах под крылом;

В) в хвостовой части фюзеляжа или в гондолах на хвостовой
части фюзеляжа.

Каждая схема имеет свои преимущества и недостатки. И, хотя пилот мало что может сделать в отношении последних, все же стоит проанализировать особенности каждой схемы, чтобы лучше понять общие особенности взаимного расположения планера и двигателя, их возможности и ограничения.

Установка двигателей в корневой части крыла

Преимущества:

В случае отказа одного двигателя возникает небольшой асим
метричный момент рыскания, потому что линия действия тяги
проходит очень близко от оси симметрии самолета. Поскольку
в этом случае другие параметры не являются преобладающими,
то и критические скорости получаются относительно небольшими,
а конструкция руля направления - менее сложной.
Двигатели установлены вблизи ц. т. самолета и в полете не
оказывают дестабилизирующего влияния, что при данном плече
позволяет использовать горизонтальное оперение меньшей пло
щади, с меньшим лобовым сопротивлением.
Двигатели, утопленные в корне крыла, имеют относительно
небольшое лобовое сопротивление.

Недостатки:

Из-за необходимости делать вырезы в силовых элементах
крыла (обшивке, лонжеронах) для размещения самого двигателя,
его воздухозаборника и выхлопного сопла прочность этих элемен
тов уменьшается, а конструкция значительно усложняется.
Усиление силовых элементов в местах установки двигателей
и сложность их конструкции ведут к заметным весовым потерям.
Воздействие выхлопной струи двигателя на хвостовую часть
фюзеляжа усиливает шум в пассажирской кабине.
Трудно или даже совсем невозможно установить реверс
тяги двигателя из-за опасности попадания реверсивного потока
выхлопных газов на фюзеляж."
Действие акустических нагрузок может вызвать поврежде
ние конструкции самолета в зоне выхлопной струи.
Наличие общего воздухозаборника для двух и более двига
телей с коротким разделителем потока может привести к тому,
что в случае разрушения одного двигателя вылетающие из него

лопатки и прочие части могут попасть в соседние двигатели и причинить им повреждения.

7. Горячие части двигателя находятся довольно близко к топливу.

Установка двигателей в гондолах под крылом

Преимущества:

В зависимости от геометрии и расчетного крейсерского
числа М сопротивление интерференции может быть сведено к ми
нимуму.
Исключается влияние различных частей самолета на к. п. д.
воздухозаборника.
Двигатели способствуют уменьшению величины изгибаю
щего момента и снижению веса конструкции крыла, которое в прин
ципе тем больше, чем дальше от оси симметрии самолета отстоят
двигатели.
Не ухудшается профиль крыла по сравнению с вариантом
установки двигателей в корне крыла.
При больших углах атаки (а при тщательном проектирова
нии и в других случаях) пилоны подвески двигателей действуют
подобно аэродинамическим перегородкам, управляя течением по
тока вдоль размаха крыла.
Уменьшается воздействие акустических нагрузок на кон
струкцию планера.
Становится возможным создание простой и эффективной
конструкции реверса тяги двигателя.
Обеспечивается хороший доступ к двигателю при наземном
обслуживании.
Уменьшается опасность общего повреждения самолета при
посадке с убранным шасси.

Недостатки:

Если двигатели не установлены достаточно близко к фюзе
ляжу (что само по себе уменьшило бы возможность снижения вели
чины изгибающего момента, а следовательно, и веса крыла), то
асимметричный момент рыскания при отказе крайнего двигателя
очень велик, приводит к большим критическим скоростям и к не
обходимости иметь высокоэффективный руль направления.
Угол крена при движении самолета по земле ограничен из-за
малого клиренса внешней гондолы над землей.
Низко расположенная по отношению к ц. т. самолета линия
действия тяги двигателей может оказывать дестабилизирующее
влияние в продольной плоскости, например, при уменьшении тяги
возможно появление пикирующего момента.
На четырехдвигательном самолете со стреловидным крылом
поток, выходящий из реверсивных устройств внутренних двига
телей, может нарушить работу воздухозаборников внешних дви-

Гателей, что вызывает необходимость раннего выключения реверсивных устройств внутренних двигателей.

5. Низкое расположение двигателей способствует засасыванию посторонних предметов с поверхности ВПП.

Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа или в гондолах на хвостовой части фюзеляжа

Преимущества:

Двигатели создают заметно меньший уровень шума в пас
сажирской кабине.
В случае отказа крайнего двигателя возникающий асим
метричный момент рыскания невелик, потому что линия действия
тяги близка к оси симметрии самолета.
Крыло, свободное от ограничений, вызываемых установкой
двигателей, может быть оптимизировано по своим аэродинамиче
ским характеристикам для всего диапазона режимов полета.

4. Возможна установка нечетного числа двигателей.
Недостатки:

При одинаковой длине фюзеляжа пассажировместимость
меньше по сравнению с уже рассмотренными вариантами уста
новки двигателей.
На больших углах атаки более вероятны отказы двигателя
из-за попадания в воздухозаборник возмущенного потока, иду
щего от крыла.
Необходима тщательная изоляция и защита топливопро
водов, проложенных в фюзеляже от крыла к двигателям.
Расположение двигателей далеко позади за центром тяжести
самолета приводит к сильному смещению назад и крыла, что в свою
очередь значительно уменьшает плечо оперения и вызывает не
обходимость в применении горизонтального оперения большой
площади.
Увеличивается вес конструкции самолета, так как из-за
отсутствия разгрузки крыла двигателями возрастает вес крыла,
а заднюю часть фюзеляжа приходится усиливать, чтобы обеспе
чить крепление к ней двигателей, а также восприятие конструк
цией киля нагрузки от высокорасположенного горизонтального
оперения большой площади.
Применение высокорасположенного горизонтального опере
ния вызывает в некоторых случаях очень сложные проблемы по
обеспечению устойчивости и управляемости самолета на больших
углах атаки.
При установке в хвостовой части фюзеляжа по его оси сим
метрии третьего двигателя могут возникнуть трудности при созда
нии эффективного воздухозаборника и устройств реверсирования
тяги; кроме того, при таком расположении двигателей пилот не
«ощущает» отказа двигателя. В связи с этим требуется хорошее
приборное оборудование, обеспечивающее надежный контроль за
работой двигателя.

Пилот почти лишен возможности сделать что-либо в целях устранения большинства этих недостатков, но с некоторыми их проявлениями можно справиться, если их предвидеть заранее. Следует запомнить следующее.

1. Когда двигатели установлены в гондолах на крыле, то в слу
чае отказа крайнего двигателя при взлете бывает очень трудно
парировать разворот. Поскольку применение киля большой пло
щади (который в данном случае является наилучшим решением
проблемы) приводит во многих случаях к аэродинамическим и ве
совым потерям, то при сертификации такого самолета стараются
определить наименьшую безопасную величину скорости V M cg -
С другой стороны, поскольку нормы летней годности допускают,
чтобы минимальная скорость V 1 равнялась скорости Vmcg > эффект,
обеспечиваемый этими в общем-то совершенно разумными пра
вилами, не очень велик. Выбор между прерванным и продолжен
ным взлетом дает мало утешения - прерванный взлет может
оказаться более неустойчивым в смысле тенденции бокового
смещения и крена, чем продолженный взлет.

Здесь просто подчеркивается тот факт, что для большинства самолетов нужно наиболее полно использовать преимущества, обеспечиваемые выполнением того или иного требования во время сертификации. Самолет с расположением двигателей в гондолах под крылом должен идти на скорости, как можно более близкой к скорости Vmcg - Простым решением, видимо, было бы введение минимальной скорости V\ ^ 1,05 V M cg - Поскольку, однако, отказ двигателя на скорости У г на ВПП ограниченной длины является маловероятным, то нельзя показать, что коэффициент 1,05 оказывается необходимым, исходя лишь из вероятности отказа двигателя.

Итак, при совершении взлета на самолете с малым взлетным весом с укороченной ВПП на скорости V x = V MCG действуйте быстро и энергично. Будьте психологически готовы к прерванному взлету и мысленно проработайте соответствующие приемы пилотирования, пока скорость самолета не достигнет скорости У\; после достижения скорости V x будьте готовы произвести плавный координированный взлет в случае отказа двигателя, не забывая о подъеме передней ноги на скорости Vr , и сумейте достичь установленных скорости и высоты при проходе над препятствием, несмотря на трудности, которые все еще могут быть при управлении рулем направления и элеронами.

При любом расположении двигателей, если два из них на
ходятся очень близко друг к другу, следите за ними обоими, осо
бенно в том случае, если один из них подвергся удару или появи
лись признаки его разрушения. Существует определенная опас
ность того, что части разрушающегося двигателя могут нанести
повреждения другому.
При расположении двигателей в гондолах под крылом воз
можность кренения при движении самолета по земле или вблизи

От нее может оказаться весьма ограниченной. Концы стреловидного крыла и выпущенные закрылки также расположены очень близко к земле. Поэтому, производя взлет при боковом ветре или плавно устраняя снос во время посадки с боковым ветром, следите, чтобы самолет сохранял горизонтальное положение крыльев.

Применяя реверсирование тяги при посадке самолета с че
тырьмя двигателями в гондолах под крылом, необходимо иметь
в виду, что в случае бокового ветра реверсирование тяги всех
двигателей, выдерживаемое до достижения малой скорости, может
привести к неустойчивой работе внешних двигателей из-за «за
глатывания» ими струй газа, выходящих из реверсивных устройств
внутренних двигателей. Казалось бы, что в таком случае нужно
выключить реверсивные устройства на всех двигателях. Однако
не делайте этого, иначе придется сбросить со счетов полезное и
эффективное действие от реверсирования внешних двигателей. На
скорости около 148 км/ч при встречном ветре или на несколько
большей скорости при боковом ветре плавно уменьшите обороты
внутренних двигателей так, чтобы реверсирование их тяги про
изводилось на малом газе при скорости около ПО км/ч; затем
постепенно уменьшайте обороты внешних двигателей до реверси
рования также их тяги на малом газе. При этом приеме не только
устраняется риск повреждения двигателей, но и из применения
реверса тяги извлекается максимальная польза.
Особое внимание нужно уделить тем двигателям, у которых
внешние признаки отказа на взлете почти незаметны или даже
совсем не проявляются вследствие того, что возникающий в таких
случаях момент рыскания выражен очень слабо. Это особенно
характерно для среднего двигателя на трехдвигательном самолете
и в не меньшей степени для внутренних двигателей четырехдвига-
тельной силовой установки, расположенной на хвостовой части
фюзеляжа. Быстрое распознавание отказа двигателя во многом
определяет взлетно-посадочные характеристики самолета, и не
обнаруженный вовремя отказ двигателя может привести к тому,
что самолет совершенно не выдержит дистанцию прерванного
взлета или не достигнет необходимой высоты при проходе над
препятствием.

Многие из вопросов, рассмотренных в этом подразделе, относятся к проблемам проектирования самолета. К тому времени, когда тот или иной тип самолета получит свидетельство летной годности, все недочеты, присущие проекту, должны быть устранены. И важно подчеркнуть, что ко времени получения свидетельства летной годности самолеты всех типов, независимо от расположения двигателей, достигают приемлемого уровня летных качеств. Автор рассматривает эти^вопросы потому, что считает, что пилот должен о них знать. Тогда, если пилот когда-либо попадет в необычные условия полета, при которых возникнут некоторые из этих проблем, у него будет необходимый запас знаний, на основании которых он придет к правильному решению.

ПД и ТВД могут размещаться в передней части фюзеляжа (один двигатель) или передней части крыла (два и более двигателей). Возможно применение толкающих винтов при размещении ПД или ТВД в хвостовой части фюзеляжа или крыла. ТРД, ДТРД, ПВРД в зависимости от назначения самолета, требований безопасности полета, условий эксплуатации могут размещаться в фюзеляже, корнях крыла и киля, на пилонах под крылом и над ним с непосредственным креплением гондол двигателей к крылу, на концах крыла, на хвостовой части фюзеляжа. Каждая схема крепления имеет свои преимущества и недостатки, анализируя которые конструктор располагает двигатели так, чтобы обеспечить экономичность эксплуатации самолета и удовлетворить разработанным ТТТ.

2.2.4.5 Выбор числа двигателей на самолете

Число двигателей на самолете (п дв) обусловлено его назначением, безопасностью полета, экономичностью эксплуатации.

На легких самолетах устанавливается один или два двигателя.

На пассажирских магистральных самолетах согласно НЛГС-2 должно быть не менее двух двигателей, что диктуется условиями взлета и полета с одним отказавшим двигателем. Большое количество двигателей снижает потребную тяговооруженность самолета, но увеличивает расходы на эксплуатацию.

Для ближних магистральных самолетов используют обычно два двигателя, для средних магистральных - два или три, для дальних магистральных с дальностью полета свыше 5000 км - четыре двигателя.

На тяжелых военно-транспортных, грузовых, специальных самолетах устанавливается четыре и более двигателей.

В некоторых случаях, когда высокая тяговооруженность самолета требуется только на режиме взлета, экономически выгодно использовать силовую установку (СУ) с дополнительным двигателем уменьшенной тяги - СУ типа 2,5 или 3,5. Этот дополнительный двигатель работает только на взлете, а в крейсерском полете он выключается.

2.2.5 Определение относительного запаса топлива

Относительная масса топлива может быть определена приближенно в зависимости от расчетной дальности полетаL и выбранной по статистическим данным или заданной в ТТТ скорости крейсерского полетаV к p:

а + bL / V кр,

где а = 0,04...0,05 для легких неманевренных самолетов (m 0 < 6000 кг); а = 0,06...0,07 для всех других самолетов; b = 0,05...0,06 для дозвуковых самолетов; b = 0,14...0,15 для сверхзвуковых самолетов. Для ориентировки и контроля правильности расчетов можно пользоваться средними статистическими значениями
в работе .

2.2.6 Выбор тяговооруженности самолета

Стартовая тяговооруженность самолета любого назначения

= 10P 0 / m 0 g ,

где Р 0 - суммарная стартовая тяга всех двигателей, даН; g - ускорение свободного падения.

Потребная величина определяется из условий обеспечения основных летных характеристик и режима полета, заданных ТТТ и требованиями НЛГС-2.

2.2.6.1 Тяговооруженность гражданского самолета

В соответствии с НЛГС-2 для гражданского самолета взлетная тяговооруженность выбирается наибольшей из следующих условий.

Полет на крейсерской скорости V кр на высоте Н кр определяет по формуле:

где К кр = (0,85...0,9)К max - аэродинамическое качество на крейсерском режиме;
- максимальное аэродинамическое качество;
- аэродинамический параметр;k 1 = 1,02 для трапециевидных крыльев ( > 3); k 1 = 1,6 дли треугольных крыльев (  2);

 учитывает изменение тяги двигателей по скорости и высоте полета;

 =
;

 руд учитывает изменение тяги двигателей при дросселировании;

 руд = 1 для номинального режима;  руд = 1Д..2 для форсажного режима.

Коэффициент  можно определить по работе .

Полет на потолке Н п определяет следующим образом:

где  определяется для Н п и скорости в числах М полета М = (0,7...0,8)М кр.

Полет при обеспечении заданной длины разбега l разб определяет по формуле:

где К разб - аэродинамическое качество при разбеге самолета;

К разб = 8...10 для дозвуковых самолетов;

К разб = 5...6 для сверхзвуковых самолетов;

 разб - коэффициент трения колес шасси на разбеге;

 разб = 0,02 - бетон, укатанный снег и лед (0,03 - мокрый бетон);

 разб = 0,06 - мокрый травяной покров;

 разб = 0,07 - твердый грунт;

 разб = 0,08 - травяной покров.

Взлет с одним отказавшим двигателем определяет по формуле

где К наб = 1,2 К разб - аэродинамическое качество при наборе высоты; tg = 0,024 при п дв = 2; tg = 0,03 при п дв = 3; tg = 0,05 при п дв  4.

Тяговооруженность самолетов, взлетающих с грунтовых аэродромов , должна удовлетворять условию проходимости по грунту

где  кач = 0,4 - мокрый грунт;  кач = 0,25 - грунт в период просыхания;  кач = 0,12 - сухой и плотный грунт.

Коэффициенты даны для давления в пневматиках 0,3...0,5 МПа.

Министерство образования Украины

Государственная летная академия Украины

Контрольная работа

по дисциплине

основы конструкции авиационной техники

«Назначения и особенности конструкции гондол и пилонов самолета»

Выполнил курсант 662 к/о

Никашин В.Н.

Проверил преподаватель:

Соболь О.Ю

Кировоград 2008

1. Размещение двигателей в фюзеляже;

2. Размещение двигателей на крыле;

3. Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа;

4. Гондолы и пилоны;

5. Силовые схемы гондол;

6. Прочность гондол, пилонов;

7. Литература.

Компоновка двигателей на самолете весьма разнообразна. Выбор той или иной схемы определяется типом двигателей, их числом и габаритами, а также типом самолета, его летно-техническими данными и условиями базирования. Некоторые возможные схемы размещения двигателей на самолете показаны на рис. 1

1.Размещение двигателей в фюзеляже (рис. 1, а-д) обеспечивает самолету минимальное дополнительное сопротивление от двигательной установки и небольшое влияние на устойчивость и управляемость самолета. При этом практически отсутствует влияние струи выхлопных газов на хвостовое оперение. Вес конструкции узлов крепления двигателя получается небольшим.

Воздух к двигателю подается по каналам от воздухозаборников, которые могут быть расположены в носовой части фюзеляжа (а), по бокам фюзеляжа (б), в корневых частях крыла (в) или сверху фюзеляжа (г, д).

Наиболее высокую степень использования скоростного напора обеспечивает лобовой воздухозаборник (рис. 1, а), так как он обтекается невозмущенным потоком. При большой длине фюзеляжа могут оказаться более выгодными боковые, крыльевые или верхние воздухозаборники. Применение таких входных устройств способствует уменьшению длины воздушных каналов. При этом также упрощается размещение агрегатов оборудования и вооружения в носовой части фюзеляжа и улучшается обзор экипажу.

Для снижения потерь на входе в воздухозаборник предусматривают систему отсоса пограничного слоя.

К недостаткам крыльевых и верхних заборников следует отнести дополнительные потери скоростного напора на поворот струи и утяжеление конструкции, связанное с компенсацией вырезов, образованных в крыле и фюзеляже для прохода воздушных каналов.

2. Размещение двигателей на крыле (рис. 1, г-з, к).

Двигатели могут располагаться в корневой части крыла или на консоли. К достоинствам расположения двигателей в корневой части крыла (е, ж) следует отнести сравнительно небольшое дополнительное сопротивление, обусловленное их установкой, и малое влияние на балансировку самолета отказа одного из двигателей. При этом двигатели могут располагаться либо позади основного силового набора крыла (е), либо внутри силового кессона (іт)- В последнем случае они лучше вписываются в обводы крыла, но вес конструкции получается большим, главным образом, из-за необходимости создания монтажных люков в силовых панелях, крыла.

К недостаткам расположения двигателей в корне крыла следует отнести значительные вибрационные нагрузки обшивки фюзеляжа от реактивной струи, высокий уровень шума в кабине, опасность распространения пожара от двигателей на кабину и топливные отсеки.

При расположении двигателей в средней части и на конце крыла (з) эти недостатки частично устраняются. Двигатели, разнесенные по размаху крыла, обеспечивают разгрузку крыла в полете, благодаря чему вес конструкции крыла снижается.

Широкое распространение получила схема с расположением двигателей на пилонах под крылом (к). К достоинствам такой схемы можно отнести следующее:

Высокое аэродинамическое качество крыла;

Малые потери на всасывании (лобовой воздухозаборник) и на выхлопе (нет удлинительной трубы);

Увеличение критической скорости флаттера за счет смещения вперед центров тяжести сечений крыла, в которых размещены двигатели;

Удобные подходы к двигателю.

В то же время размещение двигателей на пилонах имеет и недостатки:

Увеличивается сопротивление самолета;

Тяга двигателей оказывает влияние не только на путевую, но и на продольную устойчивость самолета;

Увеличивается высота шасси, особенно на самолетах со стреловидным крылом, имеющим отрицательное поперечное V;

Увеличивается вероятность выхода из строя двигателей из-за попадания в воздухозаборники твердых частиц с поверхности аэродрома.

3. Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа (рис. 1 и).

Эта схема имеет следующие достоинства:

Отсутствие на крыле гондол способствует повышению его аэродинамического качества и более эффективному использованию механизации;

Близость двигателей к плоскости симметрии самолета облегчает, полет при отказе одного из них;

Объем крыла освобождается для размещения топлива;

Снижается уровень шума и вибраций в кабине;

Снижается возможность попадания в двигатель частиц грунта во время пробега и разбега самолета.

Вместе с тем, эта схема приводит к некоторому увеличению веса конструкции фюзеляжа и веса крыла, которое в этом случае не имеет разгрузки от массовых сил двигателей.

Рис.1 Схемы размещения двигателей на самолете.

4. Гондолы и пилоны.

Для уменьшения лобового сопротивления двигатели и присоединенные к ним агрегаты заключаются в обтекаемые гондолы. Гондолы предохраняют двигатель и его агрегаты от коррозии, загрязнения и механических повреждений. Воздухозаборник гондолы обеспечивает использование кинетической энергии набегающего потока и подвод к двигателю воздуха с выравниванием поля скоростей для нормальной работы компрессора ВРД
или охлаждения поршневого двигателя.

Рис. 2. Схема нагружения стержневого крепления ТВД:

P x , P y , P z - нагрузки, действующие на ДУ; Р 1 x , P 1 y , P 1 z - силы, воспринимаемые передними узлами фермы; Р г - сила, воспринимаемая задними узлами фермы; M y г М z г - гироскопические моменты; М x д - реактивный момент

Рис. 3. Конструкция несимметричного крепления двигательных установок к фюзеляжу (Ту-154):

2 - силовые шпангоуты гондолы; 3- продольная балка; 4, 5, б - подкосы передней плоскости крепления двигателя; 7- продольный подкос; 8, 9-подкосы задней плоскости крепления двигателя; 10 - шаровой шарнир заднего крепления; Il - шаровой шарнир крепления подкоса к цапфе двигателя; 12, 13 - узлы крепления силовых шпангоутов гондолы к фюзеляжу. Конструкция, непосредственно закрывающая двигатель, называется капотом. Гондолы должны обеспечивать удобный доступ к двигателю и агрегатам, расположенным на нем, для осмотра, замены и технического обслуживания. Для этого они имеют системы легко-съемных или откидных крышек. Гондолы двигателей представляют собой тонкостенные конструкции, аналогичные конструкции фюзеляжа.

5. Силовые схемы гондол могут быть двух типов.

Гондола полумонококовой конструкции состоит из жестких панелей, образующих замкнутую силовую оболочку. Такая конструкция воспринимает воздушные нагрузки и массовые силы и крепится к планеру или подвеске двигателя. Нагрузки же от двигателя передаются на планер (непосредственно на крыло, фюзеляж или пилон).

Каркасная конструкция отличается тем, что имеет силовой каркас. Гондола такой конструкции воспринимает также нагрузки от двигателя и передает их на планер.

На рис. 4 показана гондола ТРД на вертикальном пилоне под крылом. На рисунке видно сходство конструкций гондолы и фюзеляжа, пилона и крыла.

Особенностью конструкции и компоновки гондол ТВД является специфическая конфигурация передней части, обусловленная наличием обтекателя втулки винта и редуктора.

6. Прочность гондол, пилонов и креплений оборудования силовых установок.

Гондолы двигателей, воздухозаборники, которые нагружаются в основном аэродинамическими силами, особенно значительными при действии скоростного напора q max max в случаях нагружения А" и D". Поэтому их конструкция сходна с конструкцией фюзеляжа. Для глушения шума от двигателя используется трехслойная обшивка с сотовым заполнителем.

Конструкции пилонов имеют те же внутренние силовые элементы, что и конструкция крыла, достаточно сильные для восприятия больших нагрузок от двигательной установки и гондолы и передачи их на крыло или фюзеляж.

Прочность конструкции и креплений оборудования силовых установок (баки, трубопроводы, агрегаты) проверяется в соответствии со случаями нагружения по НЛГС частей планера ЛА, где они установлены.

Поскольку гондолы, пилоны и части оборудования силовых установок непосредственно соединяются с двигателем, они испытывают

значительные вибрационные воздействия, что может сказаться на состоянии конструкции (ослабление затяжки болтов и заклепок, образование люфтов и трещин) и ресурсе. Поэтому необходимо принимать меры защиты от вибраций.

Рис. 4. Гондола ТРД на вертикальном пилоне под крылом

Литература:

1. Конструкция и прочность самолетов, В.Н.Зайцев, Г.Н. Ночевкин – Киев 1974 г.

По теме:
Если рассматривать расположение двигателей с исторической точки зрения, то первыми додумались поставить их в хвост французы на своей Карвелле. Кстати, Аэрофлот чуть было не купил таких самолётов, но выходило как то несолидно (страна-создатель Ту-104 покупает самоли у буржуев!), и нифига французам не выгорело. Зато (по рассказам многих представителей КБ Туполева) Хрущёв, прокатившись на этом лайнере, был просто поражён тишиной в салоне. И по прилёту домой вдарил кулаком по столу - учитесь, лентяи! Так появился Ту-124А, названный позже Ту-134...
В целом же тенденция ставить двигатель в корне крыла была заслужено признана неправильной, и после первого поколения (Комета, Ту-104 и Ту-124) к ней не возвращались. Американцы пошли своим путём (моторы на пилоне), оказавшимся исторически верным и всяко правильным. Упомянутыя Е-152 (кстати, не совсем немецкий. Он был сделан на основании эксперементального бомбардировщика "150", построенного при активном участии немецких авиаконструкторов в СССР после их возвращения на историческую родину) не совсем показателен, ибо был высокопланом, что существенно упрощало подвеску мотора на пилоне (за землю не скребли). Но шумоизоляции, ИМХО, почти не было бы.(Кто летал на Ил-76 рядом с иллюминатором, расположенным напротив мотора, поймёт).
Французы после гениальной Карвеллы сели в лужу до самого ренессанса под флагом Эрбаса, который пошёл по мурлюканскому пути, признанному верным. В СССР же и Англии продолжали лепить моторы в хвост, пачками по 3 - 4 штуки (и пусть весь мир отдохнёт. Оне нам не указ!) VC-10, Трайдент, Ту-154, Ил-62... Причём у нас КБ туполева так и не смогло реализовать все прелести этой компоновки, продолжая портить крыло обтекателем шасси - ну привычней нам так!
Английское самолётостроение так и не смогло пережить застой в мозгах (рыночная экономика, знаете ли. Ну и местные политиканы помогли). Теперь у них есть производство компонентов, включая обалденные моторы, но самолётостроения нет.
А вот у нас всё не так просто. Появились самолёты "модной схемы" - Ил-86 и 96 (76 не в счёт, не для того построен), Ту-204. Барахтаемся по чуть-чуть, авось выплывем.
Были и любопытные исключения. Так у мурлюканцев использовалась "комбинированная" схема - один мотор в хвосте, 2 на пилонах. Но не смотря на ряд преимуществ таких самолётов больше не строят. А далбше всех пошли экспериментаторы-немцы. На аппарате VFW-Fokker VFW-614 они установили 2 ТРД на пилонах над крылом! Пилоны были скошены назад, ак что проблема шума была не столь актуальной. И летать бы этому аппарату по небу тыщами, каб не аховая экономика. Построили всего несколько штук. Сейчас японцы мудрят с той схемой на каком-то бизнес-джете. Вообще бизнес-джеты особая тема, я в ней не особо силён. Но там такие компоновки встретить можно, мама не горюй!
И ещё в довесок, про клюв на нкрыле Ил-62. Слышал от бортинженера такую историю. Снижаются они, значит, мостятся на полосу. А перед ними туполь. У туполя механизация помощнее, скорость на глиссаде пониже. И лдиспетчер Илу подсказывает: помедленние, помедленние. А КВС матом: кокой, на... помедленнее, у меня из механизации только запилы на крыле!
А вообще Илы, ИМХО, получше тушек. Во всех отношениях.

Когда в очередной раз вы видите презентацию нового авиалайнера, не появляется ли у вас ощущение дежавю, не кажется ли вам, что каждый раз из ангара выкатывают самолет, который вы уже много раз видели раньше?

В понедельник открывается парижский авиасалон Ле Бурже, где будут представлены самые последние новинки авиационного рынка. 2017 год вообще богат на премьеры - только в мае в воздух впервые поднялись российский лайнер МС-21 и китайский С919, вот-вот начнутся первые поставки Boeing 737MAX, а А321NEO уже поступает к первым покупателям.

Но если стереть со всех этих самолетов опознавательные знаки, ливреи, отличите ли вы на летном поле один от другого? На фото в конце этого абзаца изображены Airbus A320 и Boeing 737. Сможете ли вы, не прибегая к помощи интернета, понять, какой где?

Проверьте себя. На этом снимке - Airbus A320 и Boeing 737. Сможете отгадать, какой где? Ответ - в последнем абзаце текста

Мы привыкли к тому, что самолеты похожи друг на друга, однако, оказывается, так было не всегда. В первые десятилетия после Второй мировой войны - во время расцвета гражданской авиации - у каждого пассажирского самолета было свое "лицо".

1950-е годы, Caravelle, Ту-104, Boeing 707, Comet - каждый из них можно было узнать по неповторимому силуэту. В 1960-е и 70-е небо было тоже более пестрым: Ил-62, Boeing 727, Ту-154. Все они были легко отличимы друг от друга даже на большом расстоянии. Посмотрите, какими разными они были:

Британский лайнер Comet - первый серийный реактивный пассажирский самолет

Ту-104 - первый советский реактивный авиалайнер

У германского VFW 614 двигатели располагались над крыльями - наверное, самая причудливая модель за всю историю гражданской авиации

DC-10 - еще один неповторимый силуэт в гражданской авиации

Ил-62 - советский дальнемагистральный лайнер совершенно не похож на своего американского конкурента Boeing 707

Boeing 707 - "одноклассник" Ил-62

Так что же случилось? Все очень просто. Похоже, авиаконструкторы во всем мире нашли оптимальную форму самолета. В авиации не бывает дизайна ради красоты (ну разве чуть-чуть) - каждая мелочь имеет свое объяснение и обоснование.

Русская служба Би-би-си попросила авиационных экспертов, включая представителей крупнейших мировых авиастроительных корпораций Boeing и Airbus, объяснить особенности конструкции современных авиалайнеров.

Почему у самолета крылья снизу?

Начнем с крыльев. Когда у самолета они расположены внизу фюзеляжа, он называется "низкопланом". Абсолютное большинство пассажирских самолетов -низкопланы.

В компании Boeing нам объяснили, что причин этому сразу несколько. "Расположение крыла внизу (схема - низкоплан) позволяет сделать более короткие шасси (снизить вес), расположить двигатели под крылом достаточно близко к земле, более удобно скомпоновать пассажирский салон (центральная часть крыла проходит под полом пассажирской кабины), создает условия для безопасного покидания самолета в случае аварийной посадки на воду", - рассказали в американской компании.

Низкорасположенное крыло более безопасно при аварийных посадках даже при полных топливных баках. В 2009 году А320 компании US Airways приводнился на реку Гудзон сразу после взлета. Все пассажиры и экипаж спаслись

Давайте чуть подробнее поговорим о безопасности. Центральная часть самолета - место, где крылья соединяются с фюзеляжем, - называется центроплан. Это самая прочная и самая тяжелая его часть. В ней же расположены и топливные баки. Если самолету придется совершать аварийную посадку, то, очевидно, лучше сидеть на самой прочной и тяжелой части, а не под ней, не правда ли? А если при этом самолет сядет на воду, то полупустые, или почти пустые топливные баки станут своего рода понтонами, которые будут поддерживать его на плаву.

Среди региональных и ближнемагистральных хватает высокопланов, у которых крылья находятся сверху. Есть совсем немного среднепланов, крылья которых соединяются с фюзеляжем в середине, и даже биплан - Ан-2, но это уже авиационная экзотика, хотя и весьма симпатичная .

Ан-158 проще садиться на плохо подготовленные полосы

Схема "высокоплана" тоже имеет свои преимущества. Самолетам с пропеллерами удобней располагать их выше от земли, а реактивные высокопланы, такие как украинский Ан-158, могут приземляться на аэродромах с не очень хорошо подготовленной полосой, где есть опасность того, что пыль или мелкие камни могут попасть в двигатели.

Наконец, высокопланы чрезвычайно удобны для посадки и высадки - фюзеляж находится близко к земле, можно сойти на нее даже без трапа (особенно актуально как раз для плохо оборудованных аэродромов). Конструкторы транспортных самолетов от этой схемы в полном восторге - загружать такой самолет намного проще.

Почему у самолетов два реактивных двигателя, а не один, три или четыре?

Расцвет гражданской авиации пришелся на послевоенные годы, и некоторое время турбореактивные (без пропеллера) и турбовинтовые (с пропеллером) двигатели соперничали друг с другом.

Первые позволяли самолетам летать быстро, вторые - экономить топливо . Сегодня средне- и дальнемагистральные самолеты летают на турбовентиляторных реактивных двигателях, которые становятся все более экономичными, надежными и, что немаловажно, более тихими.

Тяжеловозы А380, А340 и B747 все еще используют по четыре двигателя (Россия планирует добавить к ним модернизированный Ил-96), до сих пор летают трехдвигательные DC-10 и Ту-154, но в мировой авиации давно наметилась тенденция делать пассажирские самолеты, даже большие и тяжелые, с двумя моторами.

Новейший российский лайнер МС-21 построен по схеме, ставшей классической

"Расход топлива, аэродинамическое сопротивление и вес силовой установки самолета с двумя мощными двигателями значительно меньше, чем у такого же самолета с тремя или четырьмя двигателями поменьше", - объяснили в Boeing.

Два - идеальное число двигателей авиалайнера. Оставлять один небезопасно - двигатели иногда отказывают в полете, а современный авиалайнер должен быть способен продолжить полет на одном.

Впрочем, есть еще "Мрия", у которой под крыльями целых шесть моторов. Но это особый самолет. И невероятно красивый - полюбуйтесь на него .

Почему двигатели находятся под крыльями?

За всю историю гражданской авиации конструкторы перепробовали великое множество вариантов того, как прикрепить к самолету двигатель. Их размещали в корне крыла, в хвостовой части фюзеляжа, под крыльями, встречались и более экзотические схемы - на американском широкофюзеляжном DC-10 два мотора находились под крыльями, а третий - в хвосте, а у германского Fokker 614 - над крыльями на двух стойках-пилонах.

Теперь на абсолютном большинстве новых лайнеров двигатели подвешены на пилонах под крыльями. Это может показаться странным, ведь два тяжелых авиационных мотора должны создавать большую нагрузку на крылья, которым и без того приходится поддерживать весь самолет. Не лучше ли, например, оставить их в задней части фюзеляжа, как это делали поколения авиаконструкторов?

Новый Boeing 737MAX - обратите внимание, что к двигателям можно просто подойти по земле, совершенно необязательно при этом бегать за стремянкой. При этом стойки шасси настолько короткие, что гондолы двигателей пришлось в нижней части немного подрезать

"Преимущество двигателей под крылом - это в первую очередь короткий путь к топливному баку, находящемуся, опять же, в крыле. Это означает более простую и более легкую систему подачи топлива. Проще регулировать центр тяжести самолета в полете, так как масса двигателей находится практически в центре", - объяснил Би-би-си германский эксперт в области авиации Александр Вейц.

Для того чтобы обеспечить центровку лайнеров, двигатели которых расположены в хвосте, действительно надо приложить определенные усилия - у таких самолетов центр тяжести смещен назад.

В корпорации Airbus Русской службе Би-би-си объяснили, что еще одним достоинством схемы современных самолетов является то, что двигатели под крыльями работают эффективнее, поскольку находятся в "невозмущенном потоке" - вне завихрений воздуха, которые образуются в полете возле фюзеляжа.

Еще одна причина, на которую указали в Airbus, - уменьшение нагрузки на крыло. Во время полета самолет "опирается" на воздух целиком, и крыльями, и фюзеляжем, и хвостовым оперением. И чем равномернее будет распределена нагрузка по всей площади, тем лучше для всех узлов и сочленений. При этом если тяжелые двигатели будут на фюзеляже, сила притяжения будет стараться как бы "сложить" самолет подобно книге. Сделать это, конечно, не получится, но и лишняя нагрузка планеру ни к чему.

Схема расположения двигателей в хвостовой части самолета, от которой сейчас отказываются производители больших авиалайнеров, долгое время была очень популярной. Вспомним советские Ту-154, Ту-134, Як-40, Як-42, Ил-62, американский Boeing 727 и многие другие. Она имеет определенные преимущества, поскольку позволяет сделать крыло более тонким, аэродинамически более совершенным.

Кроме того, если в полете откажет один двигатель, и самолет сможет продолжать полет на втором, то в случае, если тот будет расположен под крылом, самолет неизбежно будет немного разворачивать (попробуйте толкать детскую коляску одной рукой, взявшись за ручку с краю). Это немного дискомфортно для пилота, но не так уж опасно. Когда двигатели находятся в хвостовой части, экипаж не будет испытывать даже и этого дискомфорта.

Однако когда речь заходит о комфорте во время технического обслуживания, разница между двигателями под крылом и в хвосте становится колоссальной. Инженер по техническому обслуживанию самолетов Алексей Ребик рассказал Би-би-си об обслуживании самолета на примере самой простой операции - установки на двигатель заглушки (алюминиевый щит или кусок ткани, которым закрывают воздухозаборник). Эту операцию выполняют каждый раз, когда самолет отправляется на более-менее длительную стоянку.

1982 год, техники зимой пытаются добраться до двигателей Ту-134

1994 год. Более современный "Туполев" - Ту-204. Техникам явно намного проще с ним работать

"Если двигатель расположен высоко, значит, вы должны взять стремянку, потаскать ее вокруг всего самолета, подтащить к каждому двигателю, заглушить... А там несколько точек крепления, и с одной стремянки, бывает, не достать до всех точек - на магистральных самолетах воздухозаборник обычно диаметром не меньше двух метров. С одной стремянки вы не можете достать до всех точек, и каждый раз вам надо спуститься, переставить стремянку, прикрепить заглушку в следующей точке и повторить это еще раз", - рассказал он.

При этом в случае с Ту-154 или Boeing 727, у которых имеется третий двигатель внутри хвостовой части фюзеляжа, как рассказал инженер, для простейшего технического обслуживания надо вообще вызывать специальный автомобиль со стрелой и люлькой. На самолетах с низкорасположенными двигателями такая процедура, по его словам, делается минимум на полчаса быстрее.

А ведь установка заглушки - простая операция, при более сложном обслуживании проблемы с доступом становятся еще более острыми, а их решение - еще более длительным.

Если вы считаете, что пассажира это не очень касается, то напрасно - техническое обслуживание самолета авиакомпания обычно оплачивает по времени работы техника. И в конечном счете тот факт, что самолеты теперь стало проще и быстрее обслуживать, отразился на стоимости билетов - полеты стали более доступными.

Есть еще одна причина, по которой двигатели вешают не просто под крылом, но и поотдаль от фюзеляжа. В корпорации Airbus Би-би-си объяснили, что это делается для того, чтобы в салоне не было слышно шума от них.

Почему у самолета именно такой хвост?

Прежде чем окончательно прийти к той форме, которую обычно имеют современные самолеты (однокилевое хвостовое оперение с двумя горизонтальными плоскостями в основании), авиаконструкторы перепробовали великое множество вариантов. Самым экзотическим был, наверное, Constellation - лайнер, который выпускала с 1943 по 1958 год американская компания Lockheed. Его разрабатывали во время Второй мировой, и самолету нужен был невысокий хвост, чтобы вписываться в ворота ангаров - вместо одного большого в результате сделали три маленьких.

Lockheed Constellation можно наградить призом за самый пышный хвост

За всю историю авиации хвостовое оперение приобретало самые причудливые формы - одно- и двухвостое оперение, Н-образное, V-образное, Т-образное и многие другие. Если бы конструкторы не нашли в результате оптимальную схему, они бы, наверное, перепробовали весь алфавит.

В настоящее время классическими можно считать два типа: оперение с одним вертикальным стабилизатором (рулем направления) и двумя горизонтальными (рулями высоты), которые расположены у его основания, а также Т-образное, как на Ту-134 или Boeing 727. У каждого типа есть свои преимущества и недостатки, но в результате на большинстве авиалайнеров применяется первый вариант.

Boeing 727-225 авиакомпании Дональда Трампа Trump Shuttle (действовала с 1989 по 1992 годы). Обслуживать такое Т-образное хвостовое оперение намного сложнее, чем у самолета, стабилизаторы которого находятся на фюзеляже

Проблема тут в том, что обе схемы обладают своими достоинствами и недостатками. К недостаткам схемы, ставшей традиционной на современных лайнерах, можно отнести то, что стабилизаторы "попадают в возмущенный поток, сходящий с расположенного впереди крыла", рассказали специалисты Boeing. Другими словами, воздушные завихрения за крыльями образуются ровно в том месте, где находятся рули высоты.

Новый китайский авиалайнер С919 - никаких сюрпризов в компоновке, традиционная схема с низкорасположенными стабилизаторами

Однако у Т-образной схемы недостатков больше. Как объяснили в Airbus, нижнее расположение рулей высоты продиктовано вопросами безопасности: "При сваливании стабилизаторы на вершине находятся в "тени" воздушного потока крыла, такой самолет тяжелее вывести в стабильное управляемое положение".

В Boeing тоже обращают внимание на эту проблему: "Основным недостатком этой схемы с позиций безопасности полета является возможность попадания стабилизатора и расположенных на нем рулей высоты в зону скосов потока с крыла в случае полета самолета на очень больших углах атаки".

Поясним, речь идет о положении самолета, при котором его нос сильно задран, а сам он продолжает лететь вперед - в такой ситуации крылья как бы раздвигают воздух, оставляя за собой сильно разреженный его слой. В этой "тени" и оказываются горизонтальные стабилизаторы на вершине хвоста (и двигатели, если они расположены сзади), при помощи которых можно выровнять самолет - из-за отсутствия плотного воздуха сделать это почти невозможно. В такую опасную ситуацию лайнеры попадают нечасто, но этот недостаток серьезно усугубляет весь набор проблем Т-образной схемы хвоста.

В Airbus указали еще на одну проблему такого хвостового оперения - большой вес. Горизонтальные рули и сами по себе весят немало, но сверху нужно еще разместить различные механизмы, да и сам хвост укрепить, увеличив тем самым его массу.

Наконец, судя по рассказу инженера по техобслуживанию самолетов Алексея Ребика, эта схема - настоящее наказание для техников. Он объяснил это на примере обслуживания стабилизаторов на Ту-154.

"Высота горизонтального оперения на Ту-154 - 11-12 метров. Здесь не обойдешься стремянкой. Надо вызывать машину и ждать, пока она приедет. Когда приезжает машина, у нее выдвигаются аутригеры - гидравлические подъемники, опоры, которые она ставит на землю. Это занимает время. Чтобы переместиться от одной половины стабилизатора к другой, ей нужно опустить стрелу, потом поднять аутригеры, затем вы управляете этой машиной, подъездом-отъездом, потом снова она выдвигает опоры, вы залезаете в корзину, едете наверх, выполняете работы. По сравнению с тем, как вы одну стремянку под Boeing 737 подкатили, это плюс полчаса получается", - рассказал инженер.
Прогресс в авиации идет по малозаметному со стороны пути - использование новых материалов, новых систем управления самолетом

"Наверное, бесконечными можно назвать модификации в салоне самолета, ведущие, с одной стороны, к увеличению числа перевозимых пассажиров, с другой - к улучшению комфорта салона. Кроме того, идет активная работа по улучшению показателей экономической эффективности самолетов: это более современные двигатели, новые законцовки крыла, шарклеты, это новая геометрия крыла, как на А350, ну и, конечно же, это новые материалы. Прежде всего это композитные материалы, они более лёгкие и более надежные", - рассказал авиационный эксперт Александр Вейц.

В Boeing указали на "широкое применение новых композитных материалов, новых прочных и легких сплавов", а также прочих систем, главная задача которых - снизить вес самолета и продлить его жизненный цикл.

Кроме того, в американской компании рассказали, что в новых авиалайнерах будет "существенно более высокий уровень автоматизации полета, практически от взлета до заруливания на стоянку после посадки, автоматическая "защита" от попадания самолета в какие-либо критические ситуации в результате ошибок экипажа или/и отказов двигателя или систем".

Однако, по словам представителей корпорации, "продолжаются исследования других аэродинамических схем самолета, например: схема "летающее крыло", расположение двигателей над фюзеляжем и другие для снижения расходов топлива, уровня шума на местности и вредных выбросов".

Ах, да, и на картинке в начале текста слева - Boeing 737-700, а справа - Airbus 320.