С аналогичной целью было проведено исследование различных вариантов размещения двигательной установки и формы гондол двигателей; при этом дополнительное сопротивление от интерференции гондолы и крыла может быть использовано как фактор, благоприятно влияющий на подъемную силу самолета. Известно, что одиночная гондола двигателя, установленная непосредственно под крылом или на пилоне, создает собственное большое сопротивление из-за значительного увеличения поверхности (особенно для гондол двигателей с форсажными камерами) и площади поперечного сечения и, кроме того, из-за вредного взаимного влияния гондолы и крыла.
Рис. 1.64. Расположение баков и последовательность перекачивания топлива в зависимости от режима полета самолета «Конкорд».
а-переход от дозвуковой к сверхзвуковой скорости; б-торможение; в-последняя стадия торможения и переход к дозвуковой скорости; г-перекачивание топлива из балансировочных баков.
В самолетах «Конкорд» и Ту-144 (серийный вариант) двигатели помещаются парами в двух плоских гондолах, сдвинутых к задней кромке крыла, благодаря чему достигнуто уменьшение сопротивления, повышающее качество самолета примерно на 10%. Этот эффект объясняется двумя факторами. Один из них состоит в том, что перемещение двигателей назад, за максимальную толщину профиля крыла, значительно улучшает характер распределения площади поперечного сечения вдоль оси самолета. При этом максимальная площадь поперечного сечения уменьшается настолько, что ее отношение к площади несущей поверхности составляет ~ 4% (у околозвуковых самолетов она равна примерно 10%). Второй фактор связан с выбором формы воздухозаборников; исходящие от них косые скачки должны соответствовать форме крыла в плане. Благодаря этому на крейсерском режиме нижняя поверхность крыла находится под действием скачков уплотнения, повышающих давление, что увеличивает подъемную силу самолета. Поэтому для получения необходимой подъемной силы нужен меньший угол атаки, в результате чего уменьшается лобовое сопротивление самолета и возрастает его качество.
Характерной чертой советского и англо-французского сверхзвуковых пассажирских самолетов является также использование топлива (масса которого составляет ~ 50% взлетной массы самолета) для охлаждения самолета и для перемещения его центра тяжести при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета. Эту особенность можно проиллюстрировать на примере самолета «Конкорд» (рис. 1.64), в крыльях и фюзеляже которого размещено 17 топливных баков объемом 117285 л. Они разделены на три группы: балансировочные баки (4 в околофюзеляжной части крыла, имеющей максимальную стреловидность, и 1 в задней части фюзеляжа), резервные баки (4 в крыле) и основные баки (6 в крыле и 2 в нижней средней части фюзеляжа).
Разделение внутреннего пространства каждого крыла на семь отдельных топливных емкостей-кессонов требуется для обеспечения по возможности минимальных перемещений центра тяжести самолета в результате расходования топлива и для управления его положением в зависимости от условий полета. На взлете, подъеме и околозвуковом полете передние балансировочные баки заполнены целиком, а задний бак пуст. При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета топливо из передних баков перекачивается в задний бак. В результате центр тяжести самолета перемещается назад, т. е. движется вслед за центром давления. При переходе от сверхзвуковых к дозвуковым скоростям полета топливо перекачивается в обратном направлении. В зависимости от времени полета (количества израсходованного топлива) из балансировочных баков топливо может перекачиваться в основные баки. Количество перекачиваемого топлива контролируется бортинженером.
10. Аварийно-спасательные средства сверхзвуковых самолетов
Аварийные ситуации в современной авиации возникают достаточно редко, прежде всего благодаря высокой надежности летательных аппаратов, хорошей подготовке экипажей и тщательной работе наземных технических служб. Несмотря на это, иногда происходят аварии самолетов, например, вследствие отказа силовой установки, нехватки топлива, возникновения пожара на самолете, неисправности системы управления, потери пилотом ориентации в пространстве, из-за исключительно неблагоприятных метеорологических условий и т.п. Кроме того, военные самолеты постоянно подвергаются опасности оказаться в аварийной ситуации в результате действий противника.
К наиболее неблагоприятным относятся быстротечные аварии, когда время, которым располагает экипаж для того, чтобы покинуть самолет или произвести вынужденную посадку, невелико. Поэтому спасательные средства экипажей военных самолетов должны обеспечивать безопасность не только в любой ситуации, но и в любой момент времени.
В первом двадцатилетии развития авиации экипаж практически не располагал каким-либо спасательным средством, позволяющим покидать самолет в воздухе. Во втором двадцатилетии единственным средством такого рода был парашют. В случае аварии летчик покидал самолет таким образом: отстегивал ремни, удерживающие его в кресле, открывал фонарь, выходил из кабины и прыгал с крыла. После непродолжительного свободного падения летчик открывал парашют и приземлялся. С ростом скорости и высоты полета такой способ становился непригодным по многим причинам.
Во-первых, с увеличением скорости полета значительно возрастает сила аэродинамического сопротивления. Например, при скорости полета ~ 600 км/ч на тело летчика, высунувшегося только наполовину из кабины самолета, действует сила около 4,4 кН (450 кГ). Величина силы пропорциональна квадрату скорости, поэтому повышение скорости, например, до 1200 км/ч приводит к четырехкратному увеличению силы без учета дополнительного волнового сопротивления. В таких условиях выход из кабины самолета превышает физические возможности человека.
Вторым фактором, затрудняющим покидание самолета с парашютом, является большое различие между скоростью самолета и резко уменьшающейся скоростью парашютиста в результате торможения набегающим потоком. Поток подхватывает парашютиста и быстро уносит назад, что грозит столкновением с хвостовым оперением или другими частями самолета.
Третья опасность кроется в неблагоприятном действии воздушного потока большой скорости на незащищенные участки тела, вызывающем повреждение внешних и внутренних органов и т.п.
Другие опасности связаны с необходимостью покидать самолет на очень большой или очень малой высоте. В первом случае возникает неблагоприятное действие на человека очень низких атмосферного давления и температуры, вследствие чего возникает кислородное голодание и нарушается тепловое равновесие организма. На малой высоте, особенно при движении самолета по земле (или палубе корабля), не хватает промежутка времени и расстояния для раскрытия и наполнения купола парашюта, т. е. для уменьшения скорости падения до допустимой величины.
Практически установлено, что покидать с парашютом самолет, летящий со скоростью более 600 км/ч на высоте, меньшей 300 м, без специальных средств небезопасно или просто невозможно с учетом физических данных человека. По этой причине конструкторы разработали специальные технические средства, позволяющие покидать около- и сверхзвуковые самолеты в любых условиях и на любых этапах полета, т.е. во всем используемом диапазоне скоростей и высот.
Первым средством такого рода являлось выбрасываемое сиденье, позволяющее летчику покидать самолет с помощью катапультирования. Первые применявшиеся катапультируемые сиденья обеспечивали возможность безопасно покидать самолет только при ограниченной скорости и высоте, поэтому для сверхзвуковых самолетов было создано более сложное оборудование. К нему относятся спасательные капсулы и отделяемые кабины, в которых можно покидать самолет, сохраняя безопасность в любых условиях полета. Они нашли применение исключительно в сверхзвуковых самолетах.
Катапультируемое сиденье
Катапультируемое сиденье по сравнению с обычным, неподвижно закрепленным в самолете снабжено направляющими и приводом, позволяющим выбрасывать сидящего человека (вместе с сиденьем) на определенную высоту над траекторией полета самолета. В первых устройствах такого рода движение вдоль направляющих происходило под действием сжатых газов, подаваемых в цилиндр (скрепленный с самолетом), которые, действуя на поршень (скрепленный с сиденьем), придавали сиденью и летчику определенную скорость относительно самолета.
После катапультирования сиденье с летчиком движется по траектории, форма которой зависит от скорости полета самолета в момент катапультирования, скорости катапультирования сиденья, а также катапультируемой массы (сиденье с летчиком) и ее аэродинамических характеристик. Параметры конструкции кресла и его привода должны обеспечивать после катапультирования скорость движения, достаточную для того, чтобы миновать заднюю часть самолета на безопасном расстоянии. Высота катапультирования уменьшается с увеличением скорости полета и возрастает с увеличением начальной скорости катапультирования. Скорость катапультирования зависит от величины хода поршня в цилиндре, характеристик катапульты и допустимого значения перегрузки, действующей на человека.
