КРАТКИЙ ОЧЕРК РАЗВИТИЯ СХЕМ САМОЛЕТОВ

Непрерывное совершенствование аэродинамических схем и форм самолета, обусловленное улучшением его летных характеристик, является одним из главных факторов развития самолетостроения.
Прежде всего для уменьшения лобового сопротивления бипланов и подкосных монопланов на все их части (шасси, двигатели и пр.), находившиеся в потоке, устанавливались обтекатели; кроме того, стойкам, подкосам и расчалкам придавалась обтекаемая форма. Однако все эти мероприятия не позволяли существенно улучшить аэродинамику самолета.
Известно, что подъемную силу создает главным образом крыло самолета, все остальные его элементы, находящиеся в потоке воздуха, создают преимущественно вредное сопротивление.

Развитие самолета шло главным образом в направлении улучшения его аэродинамики и применения более мощных двигателей. Прогрессу
самолетостроения способствовало также применение новых мате-риалов и новых типов конструкций.
В 1912 г. впервые русские конструкторы братья Дыбовские построили моноплан с двигателем «Калеп», резко выделявшийся среди всех самолетов того времени по внешнему виду. На нем были применены зализы в местах соединений крыла и оперения с фюзеляжем, обтекатель носовой лыжи, обтекатели стоек шасси, обтекатели на колесах, капот, закрывавший двигатель.
Переход от биплана со стойками и расчалками к свободно- несущему моноплану с убирающимся в полете шасси позволил снизить сопротивление в 2,5 раза (рис. 1.44).
Дальнейшее аэродинамическое совершенствование свободнонесу- щих монопланов шло по линии изыскания новых с улучшенными характеристиками профилей крыла и оперения, улучшения формы фюзеляжа и других мероприятий. В этот период начали широко применять клепку впотай; мягкую деформируемую обшивку заменила жесткая обшивка, хорошо сохраняющая приданную ей форму; улучшились способы окраски и полировки поверхности, тем самым уменьшилось сопротивление трения, обычно составлявшее около 60—80% полного лобового сопротивления самолета.
Одновременно со снижением коэффициентов лобового сопротивления уменьшились размеры крыла, оперения и частично фюзеляжа. Уменьшение площади крыла стало возможным благодаря применению средств его механизации (закрылков, щитков и пр.), позволивших значительно увеличить значение Cj,max-
Таким образом, увеличение максимального коэффициента подъемной силы, с одной стороны, и некоторое увеличение посадочной скорости, с другой, позволили уменьшить размеры крыла и увеличить удельную нагрузку на него (отношение веса самолета к площади крыла) примерно в 2—3 раза. А так как площадь оперения находится в прямой зависимости от площади крыла, то уменьшилась и площадь оперения.
Миделевая площадь поперечного сечения фюзеляжа изменилась незначительно, и вряд ли можно ожидать дальнейшего ее уменьшения, ибо в фюзеляже размещается большинство грузов и оборудования, габариты которых определяют потребные размеры фюзеляжа. Все же произведение (сХфРф) значительно уменьшилось за счет улучшения аэродинамики фюзеляжа.
Прогресс в летных данных самолета был тесно связан с развитием поршневых двигателей и совершенствованием воздушных винтов. В 1930 г. в конструкцию двигателя был введен нагнетатель, позволивший значительно увеличить мощность двигателя на высоте, т. е. повысить его высотность и несколько снизить удельный вес двигателя.
На больших скоростях полета приобретают особое значение внешние формы двигателя и особенно площадь поперечного его сечения, ибо от нее зависит величина cxc.yFc.y. Одновременно с двигателем и планером самолета совершенствовался и воздушный винт. В частности, повышение скорости самолета и увеличение высотности двигателя повлекло за собой переход от двухлопастных воздушных винтов фиксированного шага к трех- и четырехлопастным винтам изменяемого шага.
Наглядное представление о результатах совершенствования внешних форм и конструкции самолета-моноплана с поршневым двигателем в период 1925—1940 гг. дает рис. 1.45, а. За исходный был взят серийный самолет с двигателем мощностью 850 л. с. (у земли), имевший максимальную скорость 280 км/час. Как показали расчеты и опыты, на этом самолете можно было бы достигнуть скорости 620 км/час при установке поршневого двигателя мощностью в 9000 л. с. Улучшение аэродинамики самолета и применение некоторых усовершенствований позволило получить эту скорость без увеличения мощности двигателя.
Дальнейшее совершенствование самолетов начиная с сороковых годов было подчинено изысканию более выгодных внешних форм и конструктивных мер, которые могли обеспечить получение высоких летных характеристик на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета (см. рис. 1.45,6).
На скоростях полета свыше 600—700 км/час влияние сжимаемости воздуха на аэродинамику самолета становится уже заметным.
Как известно, критерием для учета влияния сжимаемости воздуха на обтекание движущегося тела является значение числа М =Vfa, т. е. отношение скорости движения V к скорости звука а.
Число М, соответствующее скорости набегающего потока, при котором местная скорость в какой-либо точке поверхности тела равна скорости звука, называется критическим числом М и обозначается Мкр. При достижении скорости, соответствующей числу Мкр, начинается интенсивный рост коэффициента лобового сопротивления сх, вызванный появлением местных скачков уплотнения и, как следствие этого, волнового сопротивления. При скоростях, превышающих критическую, значительную долю в сопротивлении самолета составляет волновое сопротивление, величина которого зависит от относительной толщины профиля, угла стреловидности крыла в плане, удлинения крыла. Так, при уменьшении удлинения крыла волновой кризис наступает при больших значениях числа Мкр и протекает менее интенсивно (рис. 1.46).
Величина волнового сопротивления в значительной мере зависит от стреловидности крыла в плане. С увеличением угла стреловидности волновое сопротивление на околозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полетов существенно уменьшается, а волновой кризис начинается позднее (рис. 1.47).
На самолетах с околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями полета на величину волнового сопротивления очень сильно влияет относительная толщина профиля (рис. 1.48). Волновое сопротивление на
сверхзвуковых скоростях пропорционально с2, поэтому сверхзвуковые самолеты должны иметь малую относительную толщину профиля крыла и оперения (с = 3-ь6%).

 Чтобы уменьшить величину волнового сопротивления, избежать образования прямых скачков уплотнения, формы фюзеляжа, гондол двигателей и подвешиваемых к крылу объектов должны удовлетворять определенным требованиям: носовую часть фюзеляжа и передние кромки воздухозаборника двигателя следует заострять, угол наклона лобового стекла фонаря кабины к оси фюзеляжа желательно делать небольшим, а заднюю часть фонаря постепенно сужать.
Обычно меры, принятые для уменьшения волнового сопротивления, способствуют и уменьшению сопротивления давления. Сопротивление 1 рения может быть уменьшено путем улучшения отделки «смачиваемых» поверхностей и уменьшения их площади.
 

Достижения последних лет в авиационном реактивном и ракетном двигателестроении сделали возможным создание сверхзвуковых самолетов, способных развивать в горизонтальном полете скорость, соответствующую числам М»34-3,5.
На рис. 1.50 показаны истребитель постройки 1940 г. и совре-менный сверхзвуковой истребитель.
Истребитель 1940 г. имел короткий фюзеляж с резко выступающим фонарем и прямое крыло, профиль которого имел относительную толщину около 12—16%.
Современный сверхзвуковой истребитель имеет длинный фюзеляж с заостренной носовой частью и мало выступающим фонарем.
Крыло малого удлинения имеет специальный профиль с относительной толщиной 3—4%, передняя кромка крыла острая.
Одним из путей для достижения таких скоростей было увеличение
тяговооруженности. В частности, у истребителей постройки 1965— 1970 гг. тяговооруженность достигла значений 1,0—1,2, что дает возможность не только достичь больших сверхзвуковых скоростей горизонтального полета, но и уменьшить время набора высоты, длину взлетной дистанции и увеличить потолок.
Если достижения аэродинамики и двигателестроения стимулируют развитие и совершенствование конструкций самолета, то последние, в свою очередь, предъявляют новые требования к аэродинамике и силовым установкам.