За типом шасі літаки класифікуються. Класифікація літаків за призначенням

Класифікація літаків
залежно від виконуваних ними функцій

Призначення літаків визначається в основному конструкцією окремих його фрагментів, загальним складанням, обладнанням, що застосовується на літаку, а також льотними, ваговими та геометричними властивостями. Сайт зазначає, що в основному існує дві великі групи літаків – це військові та цивільні.

Військові літаки беруть участь у нанесенні повітряних ударів по різних військових об'єктах, живій силі та техніці, а також комунікацій противника. Повітряні удари наносяться як у тилу протилежного боку, так і в прифронтовій зоні. Крім цього, військові літаки служать для захисту своєї живої сили та об'єктів від ударів з повітря, а також для перевезення військ та техніки, вантажів та десанту. Іноді військові літаки застосовують у розвідці й у зв'язку «зі своїми». Військові літаки, своєю чергою, діляться за призначенням кілька типів – бомбардувальники, винищувачі, винищувачі-бомбардувальники, літаки-розвідники, військово-транспортні і допоміжні літаки.

Бомбардувальники завдають бомбових ударів по найголовніших об'єктах противника, а також по вузлах комунікацій та місцях, де спостерігається найбільша кількість живої сили та техніки. В основному дія бомбардувальника відбувається у тилу. Винищувачі служать у тому, щоб відбивати повітряні удари авіації противника. Вони поділяються на винищувачів супроводу (захист своїх бомбардувальників від авіаударів), фронтових винищувачів (захист своїх військ над полем бою та неподалік лінії фронту), винищувачів-перехоплювачів (перехоплення та руйнування бомбардувальників суперника). Винищувачі-бомбардувальники забезпечені бомбами, ракетами та гарматами. Вони беруть участь у завданні ударів у передовій зоні та ближньому тилу, знищують повітряну армію супротивника.

Військово-транспортні літаки застосовуються, коли необхідно перевести вантажі, техніку та війська. Літаки-розвідники ведуть розвідку в тилу протилежної сторони, а допоміжні літаки здійснюють зв'язкові, коригувальні, санітарні та інші функції.

На відміну від військових, цивільні літаки працюють у галузі перевезення вантажів, пошти, пасажирів, а також застосовуються у деяких галузях народного господарства. Вони можуть бути поділені на кілька видів, а також залежно від призначення. Пасажирські літаки використовуються для переміщення пасажирів, різного багажу та пошти. Вони є магістральні, а також місцевих ліній. Сайт зазначає, що поділ залежить від кількості пасажирів, дальності повітряних перевезень, а також від розміру злітно-посадкових смуг. Магістральні підрозділяються на ближні, середні та дальні, та здійснюють перевезення на відстані від однієї до одинадцяти тисяч кілометрів. Літаки місцевих ліній включають важкі, середні і легкі, і можуть перевозити від п'ятдесяти п'яти (максимум) до восьми (мінімум) чоловік.

Цивільні літаки також бувають вантажними, вони використовуються для перевезення вантажів різного обсягу та тяжкості. Літаки спеціальні застосовуються у сільськогосподарській, санітарній та полярній авіації. Крім того, зустрічаються літаки, що беруть участь у геологічній розвідці, для забезпечення збереження лісів (від пожеж, наприклад), і навіть для аерофотозйомок. Для підготовки пілотів є спеціальні навчальні літаки – вони бувають початкового навчання та перехідні. У літаках початкового навчання існує лише два місця, вони досить легкі в освоєнні та техніці, використовуються для льотчиків, які вперше сіли «за штурвал». Перехідні літаки служать для того, щоб навчити вже досвідчених пілотів польотам на серійних літаках, які вже використовуються на різних авіалініях.

Крім призначення, існує визначення літаків за схемою. Враховується взаємне розташування, типи, форми, кількість окремих частин літака. Наприклад, літаки розрізняються за кількістю крил та їх розташування, по тифу фюзеляжу, шасі та двигунів, а також за розташуванням оперення. Також зустрічаються змішані схеми, однією з яких є човен-амфібія. Розташування, тип і кількість двигунів сильно впливає на схему та визначається в основному призначенням літака, про який йшлося вище.

· Обладнанням пасажирських місць зручними кріслами, знімними столи-ками, індивідуальним освітленням, вентиляцією та сигналізацією;

· Гарною звукоізоляцією кабін;

· Виконанням польотів на висотах, де «болтанка» менш можлива;

· Обладнанням пасажирських кабін буфетами, гардеробами, туалетами та іншими побутовими приміщеннями.

Особливі вимоги висуваються до вантажних літаків. До таких вимог належать:

· Велика вантажопідйомність, збільшені розміри вантажних відсіків;

· Наявність засобів кріплення (швартування) вантажів;

· Наявність внутрішньолітакних засобів механізації навантаження-розвантаження.

Багато з перелічених вимог перебувають у протиріччі друг з одним: поліпшення одних характеристик тягне за собою погіршення інших. Наприклад, збільшення максимальної швидкості польоту викликає збільшення посадкової швидкості та погіршення його маневрених властивостей; виконання вимог міцності, жорсткості та живучості входить у протиріччя з вимогою забезпечення мінімальної маси конструкції; збільшення дальності польоту досягається за рахунок зниження маси вантажу, що перевозиться і т. п. Неможливість одночасного виконання суперечливих вимог унеможливлює створення універсального літака або вертольота. Кожен літак або гелікоптер проектується для виконання конкретних завдань.

3.2. Класифікація літаків, вертольотів та авіадвигунів

3.2.1. Класифікація літаків

Різноманітність типів літаків та їх використання у народному господарстві зумовило необхідність класифікації їх за різними ознаками.

Серед численних ознак, якими можна класифікувати літак, найважливішим є призначення. Ця ознака визначає вибір льотно-технічних характеристик, розміри та компонування літака, склад обладнання на ньому та ін.

Основне призначення цивільних літаків – перевезення пасажирів, пошти та вантажів, виконання різноманітних народногосподарських завдань. Відповідно до цього за призначенням літаки поділяються на: транспортні, спеціального призначення та навчальні. У свою чергу, транспортні літаки поділяються на пасажирські та вантажні. По максимальній злітній масі літаки розбиваються на класи, табл. 3.1.

Таблиця 3.1

Класи літаків

		Тип літака
	75 і більше	Іл-96, Іл-86, Іл-76Т, Іл-62, Ту-154, Ту-204
		Ан-12, Іл-18, Іл-114, Ту-134, Як-42
		Ан-24, Ан-26, Ан-30, Іл-14, Як-40
		Ан-2, Л-410, М-15

Навчальні літаки служать для підготовки та тренування льотного складу у різних навчальних закладах цивільної авіації.

Літаки спеціального призначення: сільськогосподарські, санітарні, для охорони лісів від пожеж та шкідників, для аерофотознімальних робіт та ін.

По дальності польоту літаки поділяються на магістральні дальні (понад 6000 км), магістральні середні (від 2500 до 6000 км), ближні магістральні (від 1000 до 2500 км) і літаки місцевих повітряних ліній (до 1000 км).

Вантажні літаки на відміну від пасажирських мають великі внутрішні обсяги у фюзеляжі, що дозволяють розміщувати різні вантажі, міцнішу підлогу, оснащені засобами механізації вантажно-розвантажувальних робіт.

Класифікація літаків наведено на рис. 3.1. З усього різноманіття конструктивних ознак виділено основні: кількість та розташування крил; тип фюзеляжу; тип двигунів, їх кількість та розташування; тип шасі; тип та розташування оперення.

Мал. 3.1. Класифікація літаків

Розглянемо особливості схем літаків, зумовлені кількістю та розташуванням крил.

За кількістю крил літаки поділяються на моноплани, тобто літаки з одним крилом, і біплани - літак з двома крилами, розташованими одне над іншим. Перевагою біпланів є найкраща, порівняно з монопланом, маневреність, завдяки тому, що при рівній площі крил розмах їх у біплана виявляється меншим. Проте внаслідок великого лобового опору через наявність міжкрилових стійок і розчалок швидкість польоту біплана невелика. Наразі в цивільній авіації експлуатується літак – біплан Ан-2.

Більшість сучасних літаків виконано за схемою моноплану.

За розташуванням крила щодо фюзеляжу розрізняють низькоплани, середньоплани і високоплани. Кожна з цих схем має свої переваги та недоліки.

Низькоплан- Літак з нижнім розташуванням крила щодо фюзеляжу. Саме така схема набула найбільшого поширення для пасажирських літаків, завдяки наступним її перевагам:

· невелика висота стійок шасі, що зменшує їх вагу, спрощує прибирання та зменшує обсяги відсіків для розміщення шасі;

· Зручність обслуговування авіадвигунів при розміщенні їх на крилі;

· При аварійній посадці на воду забезпечується хороша плавучість;

· При аварійній посадці з невипущеними шасі приземлення відбувається на крило, що створює менше небезпеки для пасажирів та екіпажу.

Недоліком такої схеми є те, що в зоні стику крила та фюзеляжу порушується плавність відсікання повітря і виникає додатковий опір, що називається інтерференцією, та обумовлений взаємним впливом крила на фюзеляж. Крім того, на низькоплані важко захистити двигуни, розташовані на крилі та під крилом, від попадання пилу та бруду із злітно-посадкової смуги аеродрому.

Середньоплан- Літак, у якого крило розташоване приблизно по середині висоти фюзеляжу. Основна перевага такої схеми – мінімальний аеродинамічний опір.

До недоліків схеми відноситься труднощі з розміщенням пасажирів, вантажів та обладнання у середній частині фюзеляжу у зв'язку з необхідністю пропускати тут поздовжні силові елементи крила.

Високоплан- Літак, у якого крило кріпиться до верхньої частини фюзеляжу.

Основні переваги високоплану:

· Мала інтерференція між крилом та фюзеляжем;

· Розміщення двигунів високо від поверхні злітно-посадкової смуги. Що зменшує ймовірність їх пошкодження при рулюванні по землі;

· Хороший огляд нижньої півсфери;

· Можливість максимального використання внутрішніх обсягів фюзеляжу, обладнання його засобами механізації завантаження та вивантаження великогабаритних вантажів.

До недоліків схеми належать:

· Проблема прибирання шасі в крило;

· Складність обслуговування двигунів, розташованих на крилі;

· Необхідність посилення конструкції нижньої частини фюзеляжу.

· За типом фюзеляжу літаки поділяються на однофюзеляжні, двобалочні з гондолою та «літаюче крило».

· Більшість сучасних літаків має один фюзеляж, до якого кріпляться крило та хвостове оперення.

· Залежно від типу та розташування оперення розрізняють три основні схеми:

· Заднє розташування оперення;

· Переднє розташування оперення (літак типу «качка»);

· Безхвості літаки типу «літаюче крило».

Більшість сучасних цивільних літаків виконано за схемою з хвостовим оперенням. Ця схема має такі різновиди:

· Центральне розташування вертикального кіля та горизонтальне розташування стабілізатора;

· Рознесене вертикальне оперення;

· V - образне оперення без вертикального кіля.

За типом шасі літаки поділяються на сухопутні та гідролітаки. Шасі у сухопутних літаків, як правило, колісне, іноді - лижне, а у гідролітаків - човнове або поплавцеве.

Літаки розрізняють також за типом, числом і розташуванням двигунів. На сучасних літаках застосовуються поршневі (ПД), турбогвинтові (ТВД) та турбореактивні (ТРД) двигуни.

Розташування двигунів на літаку залежить від їх типу, кількості, габаритів та призначення літака.

У багатомоторних літаків двигуни з повітряними гвинтами встановлюються в гондолах перед крилом.

Турбореактивні двигуни розташовуються найчастіше на пілонах під крилом або у хвостовій частині фюзеляжу.

Переваги першого способу: безпосереднє розміщення двигунів у потоці повітря, розвантаження крила від згинальних та крутних моментів, зручність обслуговування двигунів. Однак близьке від землі розташування двигунів пов'язане з небезпекою влучення в них сторонніх предметів з поверхні ЗПС. На літаках з таким розташуванням двигунів створюються також труднощі в пілотуванні з одним двигуном, що відмовив (політ з несиметричною тягою).

При другому способі основними перевагами є:

· Чисте від надбудов крило має кращі аеродинамічні характеристики (є більше місця для розміщення засобів механізації крила);

· не виникає складнощів при польоті з несиметричною тягою;

· Зменшується рівень шуму в кабінах літака;

· крило захищає двигуни від бруду під час руху літака землею;

· Забезпечується зручне обслуговування двигунів.

Однак така схема розміщення двигунів має й серйозні недоліки:

· горизонтальне оперення необхідно переносити вгору та посилювати кіль;

· Фюзеляж у зоні розташування двигунів необхідно посилювати;

центрування літака в міру вигоряння палива переміщається назад, зменшуючи стійкість літака.

3.2.2. Класифікація вертольотів

Класифікуються вертольоти за різними ознаками, наприклад, за величиною максимальної злітної маси (табл. 3.2), по виду приводу несучого гвинта, кількості і розташування гвинтів або способу компенсації реактивного моменту цих гвинтів.

Таблиця 3.2

Класи гелікоптерів

	Максимальна злітна маса, т	Тип вертольота
	10 і більше	Мі-6, Мі-10К, Мі-26
		Мі-4, Мі-8, Ка-32

		Ка-15, Ка-18

У більшості сучасних вертольотів гвинт, що несе, приводиться в обертання через трансмісію від двигунів. Несучий гвинт при обертанні відчуває дію реактивного моменту Мреакт, що є реакцією повітря і рівного Мкр - моменту, що крутить, на валу несучого гвинта. Цей момент прагне обертати фюзеляж вертольота у бік, протилежний до обертання гвинта. Спосіб врівноважування реактивного моменту гвинта, що крутить, в основному визначає схему вертольота.

Одногвинтова схема вертольота в даний час є найпоширенішою. Гелікоптери такої схеми мають кермовий гвинт, який виноситься на довгій хвостовій балці за площину обертання несучого гвинта. Тяга, створювана кермовим гвинтом, дозволяє врівноважити реактивний крутний момент несучого гвинта. Змінюючи величину тяги кермового гвинта, можна здійснювати колійне керування, тобто поворот вертольота щодо вертикальної осі.

Гелікоптери одногвинтової схеми простіше інших у виготовленні та експлуатації і тому дозволяють отримати відносно меншу вартість льотної години. Такі вертольоти компактні, мають мало виступаючих частин частин і дозволяють досягати більшої ніж за інших схемах швидкості польоту. Іноді збільшення швидкості на таких вертольотах може встановлюватися крило. При підльоті з горизонтальною швидкістю на крилі створюється підйомна сила, внаслідок чого гвинт, що несе, частково розвантажується.

Витрати потужності (8 ... 10%) двигуна на привід рульового гвинта, а також наявність довгої хвостової балки і несучого гвинта великого діаметра, що збільшують габарити вертольота, є недоліками даної схеми.

У вертольотів двогвинтової схеми врівноваження реактивного моменту, що крутить, досягається повідомленням гвинтам протилежного обертання. Двогвинтові вертольоти можуть мати різне розташування гвинтів, що несуть.

При співвісній схемі вал верхнього гвинта, що несе, проходить через порожнистий вал нижнього. Площини обертання гвинтів віддалені один від одного на таку відстань, щоб виключити зіткнення між лопатями верхнього і нижнього гвинтів на всіх режимах польоту.

Шляхове управління вертольота співвісної схеми забезпечується за рахунок установки лопат верхнього і нижнього гвинтів на різні кути атаки. Різниця крутних моментів на несучих гвинтах, що виникає при цьому, викликає поворот вертольота в необхідну сторону. Іноді для поліпшення колійного керування такі вертольоти забезпечують кермами повороту, дія яких подібна до дії аналогічних кермів на літаку. Поздовжнє та поперечне управління здійснюється одночасним нахилом площин обертання обох несучих гвинтів.

Гелікоптери з співвісними гвинтами найбільш компактні та маневрені, мають високу вагову віддачу. Однак складність конструкції подорожчає їх виробництво і викликає труднощі при експлуатації, особливо в регулюванні системи, що несе.

При поздовжній схемі несучі гвинти встановлюються на кінцях фюзеляжу. Гвинти, що обертаються в протилежні сторони, синхронізовані так, що лопаті одного гвинта при обертанні завжди проходять між лопатями іншого.

Перевагою гелікоптерів такої схеми є довгий, ємний фюзеляж, усередині якого можна перевозити великогабаритні вантажі. В іншому вони поступаються вертольотам одногвинтової схеми.

Гелікоптери поперечної схеми мають два несучі гвинти, розташованих в одній площині з боків фюзеляжу і обертаються в протилежні сторони. З погляду аеродинаміки така схема розташування гвинтів є найбільш доцільною, але крила, що сприймають навантаження від несучих гвинтів, значно ускладнюють конструкцію вертольота.

3.2.3. Класифікація авіадвигунів

Силова установка призначена для створення тяги. Вона включає двигуни, повітряні гвинти, гондоли двигунів, паливну і масляну системи, системи управління двигунами і гвинтами та ін.

Залежно від конструктивної схеми та характеру робочого процесу двигуни класифікуються на поршневі (ПД) та газотурбінні (ВМД). У свою чергу газотурбінні двигуни поділяються на: турбореактивні (ТРД), турбогвинтові (ТВД), двоконтурні турбореактивні (ДТРД) та турбо-вентиляторні, рис. 3.2.

Мал. 3.2. Класифікація авіаційних двигунів

ТРД мають малу масу, компактні та надійні, тому займають домінуюче становище на магістральних літаках.

ТВД у порівнянні з турбореактивними мають більш високу паливну ефективність, проте їх конструкція суттєво обтяжена та ускладнена повітряним гвинтом, що викликає до того ж додаткові шуми та вібрації. ТВД встановлюють на крилі та в носовій частині фюзеляжу. Наявність повітряного гвинта на ТВД обмежує інші варіанти розташування на літаку.

ТРД встановлюють на крилі, під крилом на пілонах, усередині фюзеляжу, на його бортах у хвостовій частині. Кожна схема розміщення має свої переваги та недоліки та вибирається з урахуванням типу та числа двигунів, аеродинамічних, міцнісних, масових та інших особливостей літаків, умови їх експлуатації.

Поршневі двигуни працюють на авіаційному бензині марок Б-70 та Б-95/130. Теплова енергія палива, що згоріло в циліндрах, перетворюється на механічну і передається повітряному гвинту, який створює необхідну для польоту тягу. Газотурбінні двигуни працюють на авіаційній гасі марок Т-1, ТС-1, РТ-1 та ін.

Запитання для самоконтролю

1. Що таке "безпека польотів" і чим вона забезпечується?

2. Чим досягається «економічність експлуатації»?

3. За якими напрямками забезпечується «комфорт пасажирів»?

4. За якими ознаками та критеріями класифікуються літаки? Недоліки та переваги різних конструктивних схем літаків.

5. Класифікація гелікоптерів. Які переваги та недоліки різних конструктивних схем гелікоптерів?

6. Дайте класифікацію авіаційних двигунів.

РОЗДІЛ 4

АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ

ЛІТАКІВ

Аерогідромеханіка (механіка рідини та газу) – наука, що вивчає закони руху та рівноваги рідин та газів та їх силової взаємодії з обтічними тілами та граничними поверхнями. Механіка рідкого тіла називається гідромеханікою, механіка газоподібного тіла – аеромеханікою.

Розвиток повітроплавання, авіації і ракетобудування викликало особливий інтерес до досліджень силової взаємодії повітря та інших газоподібних середовищ з тілами, що рухаються в них (крилом літака, фюзеляжем, гвинтом, дирижаблем, ракетами та ін.).

Проектування та розрахунок літаків (вертольотів) ґрунтуються на результатах, отриманих при аеродинамічних дослідженнях. З урахуванням аеродинаміки можна вибрати раціональну зовнішню форму літака (беручи до уваги взаємний вплив його частин) та встановити допустимі відхилення у зовнішній формі, розмірах тощо при виробництві.

Для аеродинамічного розрахунку літака, тобто для визначення можливого діапазону швидкостей, висоти та дальності польоту, а також для визначення таких характеристик, як стійкість та керованість літака, необхідно знати сили та моменти, що діють на літак у польоті. Для розрахунку літального апарату на міцність, надійність та довговічність необхідно знати величини та розподіл аеродинамічних сил по поверхні літального апарату. Відповідь на ці питання дає аеродинаміка.

Дуже важливим є визначення аеродинамічних характеристик літального апарату та його частин при польоті зі надзвуковими швидкостями, так як у цьому випадку виникає додаткове завдання визначення температури на поверхні тіла, що обтікає, і теплообміну між тілом і середовищем.

Аеродинаміка відіграє велику роль не тільки при проектуванні та розрахунку літака (вертольота), але і при його льотних випробуваннях. За допомогою даних аеродинаміки та льотних випробувань встановлюють допустимі для літака величини деформацій, швидкостей, а також режими польоту, при яких мають місце вібрації, трясіння літака і т.д.

Відповідно до принципу механічної взаємодії кількох тіл, що рухаються, сили, що діють на тіла, залежать від їх відносного руху. Суть відносного руху полягає в наступному: якщо в нерухомому повітряному середовищі тіло (наприклад, літак у повітрі) рухається прямолінійно та рівномірно зі швидкістю V∞, то при одночасному сполученні середовищі та літаку зворотної швидкості V∞ виходить так зване «навернене» рух, т.е. е. на нерухоме тіло набігає повітряний потік (наприклад, потік повітря в аеродинамічній трубі на нерухому модель літака), при цьому швидкість непорушного потоку дорівнює V∞. І в тому, і в іншому випадку рівняння, що описують відносний рух літака та повітря, будуть інваріантними. Таким чином, аеродинамічні сили залежать лише від відносного руху тіла та повітря.

Для визначення аеродинамічних характеристик тіл (наприклад, крила, фюзеляжу та інших частин літального апарату), обтічних повітряним потоком, в даний час використовується синтез теоретичних та експериментальних методів: теоретичні розрахунки з введенням експериментальних поправок або експериментальні дослідження з урахуванням теоретичних поправок (на вплив варіації критеріїв подібності, граничних умов тощо). І в тому, і в іншому випадку для розрахунків та обробки експериментальних даних широко використовуються ЕЦОМ. Після створення літального апарату завершальним етапом є льотні випробування – експеримент у натурних умовах. Безпосередньо виміряти аеродинамічні сили (як, наприклад, в аеродинамічних трубах) при льотних випробуваннях важко. Аеродинамічні характеристики визначаються шляхом обробки виміряних під час випробувань параметрів руху літального апарату щодо повітря. Для отримання достатньої кількості досвідчених даних польоти виробляються різних режимах.

Аеродинаміка поділяється на два розділи: аеродинаміку малих швидкостей та аеродинаміку великих швидкостей. Принципова відмінність цих розділів полягає в наступному. Коли швидкості перебігу газу невеликі порівняно зі швидкістю поширення звуку, при аеродинамічних розрахунках газ вважається практично стисливим і зміни щільності та температури газу всередині потоку не враховуються. При швидкостях, порівнянних зі швидкістю звуку, явищем стисливості газу знехтувати не можна.

Завдання аеродинаміки - визначення аеродинамічних сил, від яких залежать льотні дані літальних апаратів.

Аеродинаміка як наука розвивається у двох напрямках: експериментальному та теоретичному. Теоретична аеродинаміка знаходить рішення шляхом аналізу основних законів гідроаеродинаміки. Однак через складність процесів, що відбуваються при обтіканні тіл потоком повітря, рішення при цьому виходять наближеними та вимагають експериментальної перевірки. Експериментальні аеродинамічні дослідження проводяться в аеродинамічних трубах або в ході льотних випробувань літальних апаратів. Літні випробування дозволяють отримати найдостовірніші результати. Вони проводяться, як правило, після того, як проведені випробування в аеродинамічних трубах.

Аеродинамічними трубами називаються пристрої, в яких штучно створюється повітряний потік, що обдуває ті тіла, що вивчаються.

На рис. 4.1 показано схему аеродинамічної труби. Вентилятор - 2 приводиться в обертання електродвигуном - 1, що дозволяє змінювати оберти вентилятора і швидкість повітряного потоку. Повітря, що всмоктується вентилятором, пройшовши через зворотний канал - 4, надходить через звуження сопло - 7 в робочу частину - 6, де поміщається випробувана модель - 5. Для втрат енергії повітря і запобігання появі вихорів при поворотах потоку служать напрямні лопатки - 9 а для створення рівномірного потоку в робочій зоні - решітка, що спрямовує, - 8. Розширюється дифузор - 3 зменшує швидкість і відповідно підвищує тиск повітряного потоку, що дозволяє зменшити енергію, необхідну для обертання вентилятора.

Мал. 4.1. Схема аеродинамічної труби: 1 – електродвигун; 2 – вентилятор; 3 – дифузор; 4 – зворотний канал; 5 – випробувана модель; 6 – робоча частина аеродинамічної труби; 7 – сопло; 8 - решітка, що спрямовує; 9 – напрямні лопатки

Для визначення аеродинамічних сил, що діють на модель, що випробовується, застосовуються аеродинамічні ваги. Тиск різних ділянках поверхні моделі вимірюються через спеціальні отвори, з'єднані з манометрами.

4.2. Характеристика повітряного середовища

Атмосфероюназивається газоподібна оболонка, що оточує земну кулю і обертається разом з ним. Верхня частина атмосфери складається з іонізованих частинок, захоплених магнітним полем Землі. Атмосфера плавно перетворюється на космічний простір і її точну висоту встановити важко. Умовно висота атмосфери приймається рівною 2500 км: на цій висоті густина повітря близька до густини космічного простору. Дослідження стану атмосфери представляє великий інтерес для авіації, так як від властивостей атмосфери залежать льотно-технічні характеристики літальних апаратів. Особливо великий вплив на льотні якості літаків надають метеорологічні умови.

Зі збільшенням висоти падають тиск та щільність повітря. Параметри атмосферного повітря залежать від координат місця та змінюються з часом у певних межах. Значний вплив стан атмосфери надає сонячне випромінювання. Атмосфера перебуває у безперервній взаємодії з космосом та землею.

Атмосфера складається з кількох шарів: тропосфери, стратосфери, хімосфери, іоносфери, мезосфери та екзосфери, кожен з яких характеризується різною зміною температури залежно від висоти.

У тропосфері температура зменшується з висотою загалом на 6,5оС кожні 1000 м. У стратосфері температура залишається майже постійної. У хімосфері теплий шар повітря лежить між двома холодними шарами, тому там існують два температурні градієнти: внизу в середньому +4оС на 1000 м, а вгорі - 4,5оС на 1000 м. В іоносфері температура зростає з висотою в середньому на 10о0 через 0 м. У мезосфері температура зменшується загалом на 3оС кожні 1000 м.

Всі шари відокремлюються один від одного зонами завтовшки 1...2 км, званими паузами: тропопаузою, стратопаузою, хімопаузою, іоноузою, мезопаузою.

Найбільший інтерес для авіації в даний час представляють нижні шари атмосфери, зокрема тропосфера і стратосфера.

Багаторічні спостереження стану атмосфери в різних місцях земної кулі показали, що значення температури, тиску і щільності повітря змінюються в залежності від часу і координат у вельми широких межах, що не дозволяє точно прогнозувати стан атмосфери в момент польоту. Наприклад, у Сибіру температура повітря взимку лише на рівні океану іноді досягає 2130 До, а влітку 3030 До, т. е. протягом року вона змінюється на 900 До. У середніх широтах температура змінюється приблизно 700К. У змінах температури різних висотах також спостерігаються значні коливання.

Значний діапазон коливань тиску: у середніх широтах лише на рівні океану воно змінюється від 1,04 до 0,93 бар (1 бар = 105 Н/м2). Відповідно, змінюється і щільність повітря (в межах ±10%).

Відсутність визначеності у стані атмосфери у Землі й у зміні її стану зі збільшенням висоти створює серйозні труднощі при аеродинамічних розрахунках льотних характеристик літаків, які, як зазначалось, істотно залежить стану атмосфери. Необхідність уніфікації розрахунків, пов'язаних з літальними апаратами, при вирішенні практичних завдань, наприклад, однакове градуювання різних льотних приладів (вимірники швидкості, махометри і т. п.), перерахунок льотних характеристик літаків, отриманих у конкретних атмосферних умовах, інші призвела до створення умовних характеристик атмосфери – стандартів. Такі характеристики були введені у формі умовної стандартної атмосфери (СА), яка має вигляд таблиці чисельних значень фізичних параметрів атмосфери для висот.

4.3. Загальні відомості про закони аеродинаміки

Аеродинаміка дає якісне пояснення природи виникнення аеро-динамічних сил та за допомогою спеціальних рівнянь дозволяє отримати їх кількісну оцінку.

При вивченні руху газів виходять із припущення, що ці середовища є складними з безперервним розподілом речовини у просторі. Потік газу (надалі – повітря) в аеродинаміці прийнято представляти у вигляді окремих елементарних струйок – замкнутих контурів у вигляді трубок, через бічну поверхню яких повітря перетікати не може, рис. 4.2. Якщо в будь-якій точці простору швидкість, тиску та інші характерні величини постійні за часом, то такий рух називається встановився.

Застосуємо до течії повітря в цівці два найбільш загальні закони природи: закон збереження маси і закон збереження енергії.

Для випадку встановленого руху закон збереження маси зводиться до того, що через кожен поперечний переріз струмка в одиницю часу протікає одна і та ж маса повітря, тобто:

ρ1f1V1= ρ2f2V2=const,

де: ρ – масова щільність повітря у відповідних перерізах цівки;

f – площа перерізу струмка;

V – швидкість повітря.

Це рівняння називається рівнянням нерозривності струменя.

Твір ρfV являє собою секундну масову витрату повітря, що проходить через кожен поперечний переріз струмка.

Для малих швидкостей течії (М< 0,3), когда сжимаемостью воздуха мож-но пренебречь, то есть когда ρ1 = ρ2 = const, уравнение неразрывности прини-мает вид:

f1V1 = f2V2 = const.

З цього рівняння видно, що за М< 0,3 скорость течения в струйке обратно пропорциональна площади ее поперечного сечения.

У міру збільшення швидкості вона починає все помітніше впливати на зміну густини. Наприклад, при швидкостях, відповідних М > 1, зростання швидкості можливе лише зі збільшенням площі поперечного перерізу струмка.

https://pandia.ru/text/78/049/images/image012_75.gif" width="29" height="38 src=">, а потенційна енергія, рівна роботі сили тяжіння щодо деякого умовного рівня, - mgh1. Крім цього повітря, що знаходиться вище першого перерізу, виконує роботу, просуваючи масу повітря, що знаходиться попереду, ця робота визначається як добуток сили тиску P1f1 на шлях V1Δτ.

Таким чином, на підставі рівняння Бернуллі можна зробити висновок, що при русі, що встановився, сума статичного тиску і динамічного тиску є величина постійна.

Основні агрегати літака

Літаки відносяться до літальних апаратів важчих за повітря, їм характерний аеродинамічний принцип польоту. У літаків підйомна сила Y створюється за рахунок енергії повітряного потоку, що омиває несучу поверхню, яка нерухомо закріплена щодо корпусу, а поступальний рух у заданому напрямку забезпечується тягою силової установки (СУ) літака.

Різні типи літаків мають одні й самі основні агрегати (складові частини): крило , вертикальне (ВО) та горизонтальне (ГО) оперення , фюзеляж , силову установку (СУ) та шасі (Рис 2.1).

Мал. 2.1. Основні елементи конструкції літака

Крило літака1створює підйомну силу та забезпечує поперечну стійкість літака при його польоті.

Часто крило є силовою базою для розміщення шасі, двигунів, а його внутрішні обсяги використовують для розміщення палива, обладнання, різних вузлів та агрегатів функціональних систем.

Для поліпшення злітно-посадкових характеристик(ВПХ) сучасних літаків на крилі встановлюються засоби механізації по передній та задній кромках. По передній кромці крила розміщують передкрилки , а по задній - закрилки10 , інтерцептори12 і елерони-інтерцептори .

У силовому відношенні крило є балкою складної конструкції, опорами якої є силові шпангоути фюзеляжу.

Елерони11є органами поперечного управління. Вони забезпечують поперечну керованість літака.

Залежно від схеми та швидкості польоту, геометричних параметрів, конструкційних матеріалів та конструктивно-силової схеми маса крила може становити до 9…14 % від злітної маси літака.

Фюзеляж13об'єднує основні агрегати літака на єдине ціле, тобто. забезпечує замикання силової схеми літака.

Внутрішній обсяг фюзеляжу служить розміщення екіпажу, пасажирів, вантажів, устаткування, пошти, багажу, засобів порятунку людей випадок виникнення аварійних ситуацій. У фюзеляжах вантажних літаків передбачені розвинені вантажно-розвантажувальні системи, пристрої швидкого та надійного швартування вантажів.

Функцію фюзеляжу у гідролітаків виконує човен, який дозволяє проводити зліт та посадку на воду.

фюзеляж у силовому відношенні є тонкостінною балкою, опорами якої є лонжерони крила, з якими він пов'язаний через вузли силових шпангоутів.

маса конструкції фюзеляжу складає 9…15 % від злітної маси літака.

Вертикальне оперення5складається з нерухомої частини кіля4 і керма напряму (РН) 7 .

Кіль 4 забезпечує літаку колійну стійкість у площині X0Z, а РН - колійну керованість щодо осі 0y.

Тример РН 6 забезпечує зняття тривалих навантажень із педалей, наприклад, при відмові двигуна.

Горизонтальне оперення9включає в себе нерухому або обмежено рухливу частину ( стабілізатор2 ) та рухому частину – кермо висоти (РВ) 3 .

Стабілізатор 2 надає літаку поздовжню стійкість, а РВ 3 - Поздовжню керованість. РВ може нести на собі тример 8 для розвантаження штурвальної колонки.

Маса, конструкції ГО та ВО зазвичай не перевищує 1,3…3 % від злітної маси літака.

Шасілітака 16 відноситься до злітно-посадкових пристроїв (ВПУ), які забезпечують розбіг, зліт, посадку, пробіг та маневрування літака під час руху по землі.

Число опор та розташування їх відносно центру мас (ЦМ) літака залежить від схем шасі та особливостей експлуатації літака.

Шасі літака, показаного на рис.2.1, має дві основні опори16 і одну носову опору17 . Кожна опора включає силову стійку18 та опорні елементи - колеса15 . Кожна опора може мати кілька стійок та кілька коліс.

Найчастіше шасі літака роблять такими, що забираються в польоті, тому для його розміщення передбачають спеціальні відсіки у фюзеляжі. 13. Можливе прибирання та розміщення основних опор шасі у спеціальних гондолах (або мотогондолах), обтічниках14 .

Шасі забезпечує поглинання кінетичної енергії удару при посадці та енергії гальмування на пробігу, рулюванні та при маневруванні літака по аеродрому.

літаки-амфібіїможуть здійснювати зліт і посадку як з наземних аеродромів, так і з водної поверхні.

Рис.2.2. Шасі літак-амфібії.

на корпусі гідролітака встановлюють колісне шасі, а під крилом розміщують поплавки1 ,2 (Рис.2.2).

Відносна маса шасі зазвичай становить 4…6 % від злітної маси літака.

Силова установка 19 (Див.рис.2.1), забезпечує створення сили тяги літака. Вона складається з двигунів, а також систем і пристроїв, що забезпечують їх роботу в умовах льотної та наземної експлуатації літака.

У поршневих двигунів сила тяги створюється повітряним гвинтом, у турбогвинтових - повітряним гвинтом та частково реакцією газів, у реактивних - реакцією газів.

У СУ входять: вузли кріплення двигунів, гондола, управління СУ, вхідні та вихідні пристрої двигунів, паливна та масляна системи, системи запуску двигуна, протипожежна та протиобледенюча системи.

Відносна маса СУ залежно від типу двигунів та схеми розміщення їх на літаку може досягати 14…18 % від злітної маси літака.

2.2. Техніко-економічні та льотно-технічні
характеристики літаків

Техніко-економічними характеристиками літаків є:

Відносна маса корисного навантаження:

`m пн = m пн /m 0

де m пн – маса корисного навантаження;

m 0 – злітна маса літака;

Відносна маса максимального платного навантаження:

`m кнтах = m кнтах / m 0

де m кнтах маса максимального комерційного навантаження;

Максимальна годинна продуктивність:

Пгод = m кнтах ∙ v рейс

де v рейс - рейсова швидкість літака;

Витрата палива на одиницю продуктивності q Т

До основних льотно-технічних характеристик літаків відносять:

Максимальну крейсерську швидкість vкр.mах;

Крейсерську економічну швидкість Vдо p.;

Висоту крейсерського польоту Ндо p;

Дальність польоту з максимальним платним навантаженням L;

Середнє значення аеродинамічної якості До У польоті;

Швидкопідйомність;

Вантажопідйомність, що визначається масою пасажирів, вантажів, багажу, що перевозиться літаком при заданій польотній масі та запасі палива;

Злітно-посадкові характеристики (ВПХ) літака.

Основними параметрами, що характеризують ВПХ, є швидкість заходу на посадку - Vз.п; посадкова швидкість - Vпшвидкість відриву при зльоті - V omp; довжина розбігу при зльоті - lраз; довжина пробігу при посадці - l np; максимальне значення коефіцієнта підйомної сили в посадковій конфігурації крила - Зу max п;максимальне значення коефіцієнта підйомної сили у злітній конфігурації крила Зу max взл

Класифікація літаків

Класифікацію літаків проводять за багатьма критеріями.

Одним із основних критеріїв класифікації літаків є критерій за призначенням . цей критерій визначає льотно-технічні характеристики, геометричні параметри, компонування та склад функціональних систем літака.

За своїм призначенням літаки поділяють на цивільні і військові . Як перші, і другі літаки класифікують залежно від виду виконуваних завдань.

Нижче розглянуто класифікацію лише цивільних літаків.

Громадянські літакипризначені для перевезення пасажирів, пошти, вантажів, а також вирішення різноманітних народногосподарських завдань.

Літаки поділяють на пасажирські , вантажні , експериментальні , навчально-тренувальні , а також на літаки цільового народногосподарського призначення .

Пасажирськілітаки в залежності від дальності польоту та вантажопідйомності поділяють на:

- дальні магістральні літаки - дальність польоту L>6000 км;

- середні магістральні літаки - 2500 < L < 6000 км;

- найближчі магістральні літаки - 1000< L < 2500 км;

- літаки для місцевих повітряних ліній (МВЛ) - L <1000 км.

Далекі магістральні літаки(рис. 2.3) з дальністю польоту понад 6000 км, як правило, оснащуються СУ з чотирьох ТРДД або гвинтовентиляторних двигунів, що дозволяє підвищити безпеку польоту у разі відмови одного або двох двигунів.

Середні магістральні літаки(рис. 2.4, рис. 2.5) мають СУ із двох-трьох двигунів.

Близькомагістральні літаки(Мал. 2.6) при дальності польоту до 2500 км мають СУ з двох-трьох двигунів.

Літаки місцевих повітряних авіаліній (МВЛ)експлуатуються на авіаційних трасах протяжністю менше 1000 км, які СУ може складатися з двох, трьох і навіть чотирьох двигунів. Збільшення числа двигунів до чотирьох зумовлене прагненням забезпечити високий рівень безпеки польотів за великої інтенсивності зльотів-посадок, характерних для літаків МВЛ.

До літаків МВЛ можна віднести адміністративні літаки, які розраховані на перевезення 4-12 пасажирів.

Вантажні літакизабезпечують перевезення вантажів. Ці літаки в залежності від дальності польоту та вантажопідйомності можуть поділятися аналогічно пасажирським. перевезення вантажів може здійснюватись як усередині вантажної кабіни (рис.2.7), так і на зовнішній підвісці фюзеляжу (рис. 2.8).

Навчально-тренувальні літакизабезпечують підготовку та тренування льотного складу у навчальних закладах та центрах підготовки цивільної авіації (рис.2.9) Такі літаки часто виготовляють двомісними (інструктор та стажер)

Експериментальні літакистворюються для вирішення конкретних наукових проблем, проведення натурних досліджень безпосередньо в польоті, коли необхідна перевірка гіпотез, що висуваються, і конструктивних рішень.

Літаки народногосподарського призначенняв залежності від цільового використання поділяються на сільськогосподарські, патрульні, спостереження за нафто- та газопроводами, лісовими масивами, прибережною зоною, дорожнім рухом, санітарні, льодової розвідки, аерофотозйомки та ін.

Поряд зі спеціально спроектованими для цього літаками під цільові завдання можуть переобладнатися літаки МВЛ малої вантажопідйомності.

Мал. 2.7. Вантажний літак

Мал. 2.10

Мал. 2.9

Рис.2.8

Мал. 2.8. Перевезення вантажів на зовнішній підвісці

Мал. 2.9. Навчально-тренувальний літак

Мал. 2.10. Літак народногосподарського призначення

Аеродинамічний компонуваннялітака характеризує число, зовнішня форма несучих поверхонь та взаємне розташування крила, оперення та фюзеляжу.

В основу класифікації аеродинамічних компоновок покладено дві ознаки:

- форма крила ;

- розташування оперені я.

Відповідно до першої ознаки виділяють шість типів аеродинамічних компоновок:

- з прямим та трапецієподібним крилом;

- зі стрілоподібним крилом;

- з трикутним крилом;

- із прямим крилом малого подовження;

- з кільцевим крилом;

- з круглим крилом.

Для сучасних цивільних літаків практично використовують перші два та частково третій тип аеродинамічних компоновок.

Відповідно до другого типу класифікації виділяють такі три варіанти аеродинамічних компоновок літаків:

Нормальної (класичної) схеми;

Схеми "качка";

Схема "безхвостка".

Різновидом схеми "безхвостка" є схема "крило, що літає".

Літаки нормальної схеми (див. рис.2.5, 2.6) мають ГО, розташоване за крилом. Ця схема набула панівного поширення на літаках цивільної авіації.

Основні переваги нормальної схеми:

Можливість ефективного використання механізації крила;

Легке забезпечення балансування літака із випущеними закрилками;

Зменшення довжини носової частини фюзеляжу. Це покращує огляд пілоту і зменшує площу ВО, так як укорочена носова частина фюзеляжу викликає появу меншого дорожнього моменту, що дестабілізує;

Можливість зменшення площ ВО та ГО, оскільки плечі ГО та ВО значно більші, ніж у інших схем.

недоліки нормальної схеми:

ГО створює негативну підйомну силу на всіх режимах польоту. Це призводить до зменшення підйомної сили літака. Особливо на перехідних режимах польоту при зльоті та посадці;

ГО знаходиться у обуреному повітряному потоці за крилом, що негативно позначається на його роботі.

Для виносу ГО з "аеродинамічної тіні" крила або "супутного струменя" закрилків на перехідних режимах польоту його зміщують щодо крила по висоті (рис.2.11, а), виносять його на середину кіля (рис.2.11;б) або на верх кіля (Рис.2.11, в).

Мал. 2.12

Мал. 2.11

Мал. 2.11 Схеми розміщення горизонтального оперення

а. ВО., Зміщене щодо крила по висоті;

б. ВО розташоване на середині кіля (хрестоподібне оперення);

в. Т-подібне оперення;

р v - образне оперення.

У практиці літакобудування відомі випадки використання літаком комбінованого, так званого v -подібного оперення (Рис. 2.12). функції ГО і У цьому випадку виконують дві поверхні, рознесені під кутом відносно один одного. Кермо, розміщені на цих поверхнях, при синхронному відхиленні вгору і вниз працюють як РВ, а при відхиленні одного керма вгору, а іншого вниз досягається керування літаком у дорожньому відношенні.

Досить часто на літаках може застосовуватися двокільове і навіть трикільове ВО.

При аеродинамічному компонуванні літака по схемою "качка" на ГО розміщують перед крилом на носовій частині фюзеляжу (рис.2.13)

Перевагами схеми "качка" є:

Розміщення ГО в незбуреному повітряному потоці;

Можливість зменшення розмірів крила, оскільки ГО стає несучим, тобто. бере участь у створенні підйомної сили літака;

Досить легке парування виникає пікіруючого моменту при відхиленні механізації крила відхиленням ГО;

Мал. 2.13 Компонування літака за схемою "качка"

Збільшення плеча ГО більше 30 %, ніж у нормальної схеми, що дозволяє зменшити площу крила;

При досягненні великих кутів атаки зрив потоку на ГО виникає раніше, ніж на крилі, що практично усуває небезпеку виходу літака на закриті кути атаки та звалювання його в штопор.

У літака, виконаного за схемою "качка", усунення положення фокусу назад при переході від М<1 к М>1 менше, ніж у літаків нормальної схеми, тому збільшення ступеня поздовжньої стійкості спостерігається меншою мірою.

Недоліками цієї схеми є:

Зниження несучої здатності крила на 10-15 % через скос потоку від ГО;

Порівняно мале плече ВО, що призводить до збільшення площі ВО, а іноді і до встановлення двох кілів для збільшення колійної стійкості. Це компенсує дестабілізуючий момент, який створюється подовженою носовою частиною фюзеляжу.

Схема "безхвостка"характеризується відсутністю ГО (див. рис. 1.13), у своїй функції ГО перекладаються крило. Літаки, виконані за такою схемою, можуть не мати фюзеляжу, у цьому випадку їх називають "літаючим крилом". Для таких літаків характерний мінімальний лобовий опір.

Схема "безхвостка" має такі переваги:

Так як на таких літаках використовують трикутні крила, то при великих розмірах бортової нервюри можна зменшити відносну товщину профілю, забезпечивши раціональне використання об'єму крила для розміщення палива;

Відсутність навантажень ГО дозволяє полегшити хвостову частину фюзеляжу;

Зменшується вартість і маса планера, оскільки відсутня ГО, з цієї ж причини зменшується опір тертя літака через зменшення площі поверхні, що обтікається повітряним потоком;

Значні геометричні розміри бортової нервюри забезпечують можливість створити ефект повітряної подушки на режимі посадки літака;

Так як у схемі "безхвостка" застосовують крила подвійної стріловидності, то на злітному режимі відбувається суттєвіший приріст коефіцієнта підйомної сили.

Серед недоліків цієї схеми найістотнішим є:

Неможливість повного використання несучої здатності крила на посадці;

Зниження стелі літака через зменшення аеродинамічної якості, що пояснюється утриманням елевонів у верхньому відхиленому положенні для досягнення найбільшого кута атаки крила;

Складність, інколи ж і неможливість балансування літака при випущених закрилках;

Складність забезпечення дорожньої стійкості літака через малого плеча ВО, тому іноді встановлюють три кілі (див. рис. 1.13).

У практиці дослідного авіабудування можна натрапити на варіанти з комбінацією основних схем в одному літаку.

Можливий варіант, коли на літаку застосовують два ГО – одне перед крилом та друге за ним. При реалізації схеми "тандем" літак має майже порівняні за площею крило і ГО. Схему "тандем" можна розглядати як проміжну між нормальною схемою та схемою "качка", завдяки чому розширюється експлуатаційний діапазон центрувань при порівняно малих втратах аеродинамічної якості на балансування літака.

Основними конструктивними ознаками, за якими проводять класифікацію літаків, є:

Число та розташування крил;

Тип фюзеляжу;

Тип двигунів, число та розміщення їх на літаку;

Схема шасі, що характеризується кількістю опор та їх взаємним розташуванням щодо ЦМ літака.

Залежно від кількості крил розрізняють моноплани та біплани.

Схема моноплану домінує у літакобудуванні, і більшість літаків виконується саме за цією схемою, що обумовлено меншим лобовим опором моноплану та можливістю збільшення зростання швидкостей польоту.

Літаки схеми "біплан" (Рис.2.16) відрізняються високою
маневреністю, але вони тихохідні, тому цю схему реалізують для літаків спеціального призначення, наприклад, для сільськогосподарських.

Рис 2. 16 Літак схеми "біплан"

За розташуванням крила щодо фюзеляжу літаки можуть виконуватися за схемою "низкоплан" (рис.2.17, а), "середньоплан" (рис. 2.17, б) і "високоплан" (рис.2.17, в).

Рис.2.17. Різні схеми розташування крила

Схема "низькоплан" найменш вигідна в аеродинамічному відношенні, так як у зоні сполучення крила з фюзеляжем порушується плавність обтікання та виникає додатковий опір через інтерференцію системи "крило-фюзеляж". Цей недолік можна суттєво зменшити постановкою залізів, забезпечуючи усунення дифузорного ефекту.

Розміщення ВМД у кореневій частині крила дозволяє використовувати
ежекторний ефект від струменя двигуна, який отримав назву активного заліза.

Низькоплан має вищу розташування нижнього обводу фюзеляжу над поверхнею землі. Це пов'язано з необхідністю виключення торкання кінцем крила поверхні ВПП при посадці з креном, а також із забезпеченням безпечної роботи СУ при розміщенні двигунів на крилі. В цьому випадку ускладнюється процес вивантаження-навантаження вантажів, багажу, а також посадку-висадку пасажирів. Цього недоліку можна уникнути, якщо оснастити шасі літака механізмом "присідання".

Схему "низькоплан" найчастіше використовують для пасажирських літаків, оскільки вона забезпечує більшу проти іншими варіантами безпеку при аварійної посадці грунт і воду. При аварійній посадці на ґрунт із прибраним шасі крило сприймає енергію удару, захищаючи пасажирську кабіну. При посадці на воду літак занурюється у воду по крило, яке повідомляє фюзеляжу додаткову плавучість та спрощує організацію робіт, пов'язаних із евакуацією пасажирів.

Важливою перевагою схеми "низькоплан" є найменша маса конструкції, так як основні опори шасі найчастіше пов'язані з крилом та їх габарити і маса менша, ніж у високоплану. У порівнянні з високопланом, що має шасі на фюзеляжі, низькоплан має меншу масу, так як не потрібно обтяження фюзеляжу, пов'язаного з кріпленням до нього основних опор шасі.

Низькоплан з розміщенням основних опор на крилі зберігає основне правило: опорою літаку служить поверхня, що несе. Це правило витримується на всіх експлуатаційних режимах як у польоті, так і при зльоті - посадці. Крило в останньому випадку спирається при пробігу та розбігу на шасі. Завдяки цьому вдається уніфікувати силову схему, що визначає шляхи передачі максимальних навантажень, та знизити масу конструкції літака загалом. Розглянуті переваги спричинили панівне становище схеми "низькоплан" на пасажирських літаках.

Схема "середньоплан" (рис. 2. 17, б) для пасажирських та вантажних літаків найчастіше не застосовується, оскільки кесон крила (його силова частина) не може бути розміщений у пасажирській чи вантажній кабіні.

Зі зростанням злітних мас та параметрів літаків з'являється можливість наблизити компонування крила широкофюзеляжних літаків до середньоплану. Крило в цьому випадку піднімають до рівня підлоги пасажирського салону або вантажної кабіни, як це зроблено на літаках А-300, і Боїнг-747", Іл-96 та ін. Завдяки такому рішенню вдається значно покращити аеродинамічні характеристики.

У чистому вигляді схема "середньоплан" може бути реалізована на двопалубних літаках, де крило практично не заважає використанню обсягів фюзеляжу для розміщення пасажирських салонів, вантажних приміщень та обладнання.

Схема "високоплан" (рис.2.17, в) широко використовується для вантажних літаків, а також знаходить застосування на літаках МВЛ. У цьому випадку вдається отримати найменшу відстань від нижнього обводу фюзеляжу до поверхні ЗПС, оскільки високо розташоване крило не впливає на вибір висоти фюзеляжу щодо землі.

При використанні схеми "високоплан"з'являється можливість вільного маневрування спецавтотранспорту під час технічного обслуговування літака.

Транспортна ефективність вантажних літаків підвищується через найнижче положення статі вантажної кабіни, що дозволяє забезпечити швидкість і легкість навантаження-вивантаження великогабаритних вантажів, самохідної техніки, різних модулів та ін.

Ресурс двигунів збільшується, тому що вони знаходяться на значному віддаленні від землі і ймовірність попадання твердих частинок з поверхні ЗПС у повітрозабірники різко зменшується.

Відзначені переваги високоплану пояснюють те панівне становище, яке зайняла дана схема на літаках транспортної авіації у вітчизняній (Ан-22, Ан-124, Ан-225), зарубіжній (C-141, С-5А, С-17 (США) та ін. .) практиці.

Схема "високоплан" легко забезпечує отримання нормованої безпечної відстані від поверхні ЗПС до кінця лопаті повітряного гвинта або нижнього обведення повітрозабірника ВМД. Цим пояснюється досить часто використання цієї схеми на пасажирських літаках МВЛ (Ан-28 (Україна), F-27 (Голландія), Шорт-360 (Англія), АТР 42, АТР-72 (Франція-Італія)).

Безперечною перевагою схеми "високоплан" є більш високе значення З у max завдяки збереженню над фюзеляжем повністю або частково аеродинамічно чистої верхньої поверхні крила, більшої ефективності механізації крила за рахунок зниження кінцевого ефекту на закрилках, оскільки борт фюзеляжу та мотогондолу відіграють роль кінцевих "шайб".

Однак велика маса конструкції планера в порівнянні з іншими схемами негативно позначається або на корисному навантаженні, або на запас палива і дальності польоту. Обтяження конструкції планера пояснюється:

Необхідністю збільшення площі на 15-20 % через влучення частини її в зону затінення від крила;

Зростанням маси фюзеляжу на 15-20 % внаслідок збільшення числа посилених шпангоутів у зоні кріплення основних опор шасі, посилення конструкції зони нижнього обводу фюзеляжу на випадок аварійної посадки з невипущеним шасі та за рахунок зміцнень гермокабіни.

При кріпленні основних опор шасі до силової бази фюзеляжу виникають складнощі із забезпеченням необхідної колії.

Мала колія шасі збільшує навантаження на одну бетонну плиту,
що може вимагати для експлуатації літака вищого класу аеродрому.

Прагнення забезпечити прийнятну колію часто змушує збільшувати габаритну ширину посилених шпангоутів в зоні розміщення основних опор, формувати гондоли шасі, що виступають, і збільшувати мідель літака, а значить, і його аеродинамічний опір. Як показує статистика, у цьому випадку лобовий опір гондол шасі може досягати 10-15 % від загального опору фюзеляжу

Менша безпека високоплану при аварійній посадці на воду і сушу робить іноді неможливим використання цієї схеми на літаках великої пасажиромісткості, тому що при аварійній посадці на ґрунт крило своєю масою разом із двигунами прагне роздавити фюзеляж та пасажирську кабіну. При посадці на воду спостерігається занурення фюзеляжу до нижніх обводів крила та пасажирський салон може опинитися під водою. У цьому випадку організація робіт із порятунку пасажирів значно ускладнюється і евакуація людей можлива лише через аварійні люки у верхній частині фюзеляжу.

За типом фюзеляжулітаки поділяються на звичайні, тобто. виконані за однофюзеляжною схемою (рис.2.18 а); за двофюзеляжною схемою та схемою "гондола" (рис.2.18,б).

Мал. 2.18 Класифікація літаків на кшталт фюзеляжу

Найбільшого поширення набула однофюзеляжна схема, що дозволяє отримати найбільш вигідну конфігурацію форми фюзеляжу з аеродинамічної точки зору, так як лобовий опір у цьому випадку буде найменшим порівняно з іншими типами.

При розміщенні оперення літака не так на фюзеляжі, але в двох балках (рис.2.18,б) чи заміні фюзеляжу гондолою відбувається збільшення лобового опору. Для схеми "гондола" (рис. 2.18,б) характерна погана обтічна гондол, що може призвести до нестійкості літака на великих кутах атаки. Тому двобалкова схема "гондола" у практиці літакобудування реалізується рідко, переважно, на транспортних літаках, де питання транспортної ефективності стають першорядними. Прикладом такого рішення може бути вантажний літак "Аргосі" фірми "Хоукер Сідлі".

Рис.2.19 Літак "Еджі Еркрафт"

За типом двигунів розрізняють літаки з ПД, ТРД, ТВлД та ін.

За кількістю двигунівлітаки поділяють на одно-, дво-, три-, чотири-, шестирухові.

На пасажирських літаках з умови забезпечення безпеки польотів кількість двигунів не повинна бути меншою за два. Збільшення числа двигунів понад шість виявляється невиправданим через складнощі, пов'язані із забезпеченням синхронізації роботи окремих СУ та збільшенням часу та трудомісткості робіт при технічному обслуговуванні.

За розташуванням двигунівдозвукові пасажирські літаки можуть класифікуватися на чотири основні групи: двигуни - на крилі (рис. 2.20 а), двигуни - в кореневій частині крила, двигуни - на хвостовій частині фюзеляжу (б) і змішаний варіант (в) компонування двигунів.

При виборі місця встановлення двигунів враховують особливості загального компонування літака, умови експлуатації та забезпечення максимального ресурсу двигунів, прагнуть отримати найменший лобовий опір СУ, звести до мінімуму втрати повітря в повітрозабірниках.

Так, на літаках із трьома двигунами доцільно застосовувати змішаний варіант компонування (рис.2.20): два двигуни під крилом і третій – у хвостовій частині фюзеляжу або на кілі.

Мал. 2.20 Схеми встановлення двигунів на літаках

На літаках із двома двигунами СУ розміщують на крилі або на хвостовій частині фюзеляжу.

Зі збільшенням ступеня двоконтурності двигуна його діаметр збільшується. Тому при компонуванні двигунів під крилом необхідно збільшувати висоту шасі для забезпечення нормованої відстані від обведення мотогондоли до поверхні землі. Це призводить до збільшення маси конструкції літака та породжує низку проблем, пов'язаних з пасажирами, багажем та технічним обслуговуванням. Насамперед це стосується літаків МВЛ, які часто експлуатуються з аеродромів, які не мають спеціального обладнання. У той же час ефект розвантаження крила в польоті через розміщення на ньому двигунів значно знижується, оскільки зі збільшенням ступеня двоконтурності питома маса ТРД зменшується.

На рис.2.21 показані два літаки, конструкція яких створювалася виходячи з однакових вимог до платного навантаження, дальності, ВПХ, міделю фюзеляжу та ін. На рис.2.21 видно різницю між двома літаками по висоті розташування відносно землі крила та фюзеляжу.

Рис.2.21 Вплив двоконтурності двигунів на компонування літака

За типом опор шасіїх поділяють на колісне, лижне, поплавкове (для гідролітаків), гусеничне та шасі на повітряній подушці.

Переважне поширення отримало колісне шасі, і досить часто застосовують поплавцеве.

За схемою шасілітаки поділяються на триопорні та
двоопорні.

Трихопорна схема виконується у двох варіантах: триопорна схема з носовою опорою та триопорна схема з хвостовою опорою. Найчастіше на літаках застосовується триопорна схема з носовою опорою. Другий варіант цієї схеми трапляється на легких літаках.

Двохпірна схема шасі на цивільних літаках практично не використовується.

На важких, особливо транспортних, літаках набула поширення багатоопорна схема шасі. Наприклад, на літаку "Боїнг-747" використовується п'ятистоєчний шасі, на літаку Ан-225 -шістнадцятистоєчний, а на пасажирському Іл-86 - чотиристійкове.

2.4. ВИМОГИ, ЩО ПРЕД'ЯВЛЯЮТЬСЯ ДО КОНСТРУКЦІЇ
ЛІТАКІВ

Всі вимоги до конструкції літаків поділяють на загальні , обов'язкові для всіх агрегатів планера, та спеціальні .

До загальних вимог відносять аеродинамічні, міцнісні та жорсткі, надійності та живучості літаків, експлуатаційні, ремонтопридатності, технологічності виробництва літаків, економічні та вимоги, мінімальної маси конструкції планера та функціональних систем.

Аеродинамічні вимогизводяться до того, щоб вплив форми літака, його геометричні та проектні параметри відповідали заданим льотним даним, отриманим при найменших енергетичних витратах. Реалізація цих вимог передбачає забезпечення мінімального опору літака, потрібних характеристик стійкості та керованості, високих ВПХ, показників крейсерського режиму польоту.

Виконання аеродинамічних вимог досягається вибором оптимальних значень параметрів окремих агрегатів (частин) літака, їх раціональним взаємним компонуванням та високим рівнем питомих параметрів.

Міцні та жорсткі вимогипред'являються до каркасу планера та його обшивці, які повинні сприймати всі види експлуатаційних навантажень без руйнування, при цьому деформації не повинні призводити до зміни аеродинамічних властивостей літака, не повинні виникати небезпечні вібрації, не з'являтися значні залишкові деформації. Виконання цих вимог забезпечується вибором раціональної силової схеми та площ поперечних перерізів силових елементів, а також підбором матеріалів.

Вимоги надійності та живучостілітака передбачають розробку та реалізацію конструктивних заходів, спрямованих на безпеку польотів.

Надійність літакає здатністю конструкції виконувати свої функції із збереженням експлуатаційних показників протягом встановленого терміну міжрегламентного періоду, ресурсу або іншої одиниці виміру часу функціонування. Характеристиками надійності є наліт годин на одну відмову, кількість відмов на одну годину нальоту та ін.

Підвищити надійність літака можна підбором надійних елементів конструкції, їх дублювання (резервування).

Живість літакавизначається здатністю конструкції виконувати свої функції за наявності ушкоджень. Для забезпечення цієї вимоги необхідні конструктивні заходи, наприклад застосування статично невизначених силових схем, ефективних протипожежних заходів і, головним чином, резервування. Ці вимоги є особливо важливими для забезпечення заданого рівня безпеки польотів .

Експлуатаційні вимогипередбачають створення таких
конструкцій, які дозволяють у стислий термін забезпечувати технічне
обслуговування літаків за мінімальних матеріально-технічних витрат.

Реалізація таких вимог можлива за умови забезпечення зручного доступу до агрегатів, стандартизації та уніфікації вузлів, агрегатів, частин літака та роз'ємів, застосування вбудованих систем автоматичного контролю технічного стану систем та агрегатів літака, ефективних систем пошуку несправностей та їх усунення, збільшення ресурсу та міжрегламентних термінів служби.

Вимоги ремонтопридатностівизначають можливість швидкого та дешевого відновлення частин, що відмовили (ушкоджених) ЗС, оперативного підтримання чисельності літакомоторного парку. Значимість цих вимог зростає у зв'язку з постійним ускладненням літаків та засобів н