Форум

Дальше Выше Быстрее

Страницы: 1 2 3

Автор Сообщение


no body

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 30.04.2014 в 21:05
Сообщений: 7553
Регистрация: 12.10.2011
  (0)  
Добавлено: 19.12.2012 19:40
Саш спасибо!!! Интересно очень!!!


Торбин Александр Валерьевич

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 09.01.2013 в 22:59
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011

facebook
  (0)  
Добавлено: 19.12.2012 19:42
Автор: no body
Саш спасибо!!! Интересно очень!!!

Вот Юр, как раз начало про Ту-144. В книге этому самолю очень много уделено.


no body

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 30.04.2014 в 21:05
Сообщений: 7553
Регистрация: 12.10.2011
  (0)  
Добавлено: 19.12.2012 19:43
Автор: Торбин Александр Валерьевич
Автор: no body
Саш спасибо!!! Интересно очень!!!

Вот Юр, как раз начало про Ту-144. В книге этому самолю очень много уделено.

Ага


Торбин Александр Валерьевич

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 09.01.2013 в 22:59
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011

facebook
  (0)  
Добавлено: 21.12.2012 19:47
МиГ-21 И.

Разработка МиГ-21 И в 1960-х гг. хронологически и тех­нически была тесно связана с исследованиями по самолету Ту-144.
Своему созданию самолет-аналог МиГ-21 И обязан «испугу» перед «просадкой», свойственной самолетам по бесхвостовой схеме. Еще раз поясню: для перехода в набор высоты, нужно увеличить подъ­емную силу, увеличивая угол атаки. Для этого элевоны отклоняются вверх, уменьшая подъемную силу И пока самолет не набирает угол атаки, компенсирующий потерю подъемной силы от отклонения эле­вонов, она остается меньше веса самолета, и он начинает до начала перехода в набор высоты полета снижаться — это и называется «про­садкой». По мнению оппонентов, «просадка» приводит к задержке на­чала маневра и может привести к преждевременному, непреднамерен­ному касанию ВПП при совершении посадки. Отечественного опыта не было, и «сомнения терзали душу». Чтобы прекратить эти «терза­ния», Андрей Николаевич уговорил Артема Ивановича Микояна сде­лать из истребителя МиГ-21 бесхвостый аналог Ту-144 — Миг-21 И, оставив от МиГ-21 фюзеляж, силовую установку и шасси. Оговаривалось основное условие, чтобы система продольного управления от­вечала плану опытного Ту-144.
Ведущим по самолету МиГ-21 И был назначен ученик А. М. Черемухина, летчик, летавший во время Великой Отечественной войны на американском «Бостоне» из СССР в Югославию через два фрон­та — Иосиф Вениаминович Фрумкин, с которым «бок о бок» мы про­вели аэродинамическую компоновку аналога.
На уровне знаний к началу проектирования аналога и для упроще­ния конструкции было решено воспроизвести на нем от Ту-144 толь­ко план крыла, сделав его геометрически плоским. Второе, что было принципиально решено: подобрать продольное управление по испы­таниям моделей в аэродинамических трубах так, чтобы продольные характеристики самолета-аналога МиГ-21 И были для летчика таки­ми же по перемещениям ручки управления и усилиям, как на МиГ-21. Сделать то же самое с боковыми характеристиками не представлялось возможным. Сделанный в Нижнем Новгороде самолет (их заказали два), был передан в ЛИИ для проведения цикла испытаний. Когда назначили летчиком первого взлета Олега Максимовича Гудкова — с виду мрачного тугодума — я был не очень доволен: вдруг, «как по­ложено», найдет «просадку» критичной.
Первый полет МиГ-21 И состоялся 18 апреля 1968 г. От­чет О. М. Гудкова полностью разрушил все мои опасения. Его доклады были четкими, содержательными, с уверенными словами о том, что понял, и без попыток инженерно объяснить то, что не понял, но по­чувствовал.
После первой посадки он твердо, но с мрачным выражением лица, сказал: «Никакой «просадки» я не почувствовал». Что «просадка»
«не имеет значения» подтвердили и летавшие после него Э. В. Елян, И. П. Волк, М. В. Козлов и многие другие летчики.
Как я потом узнал из интервью, данного Эдуардом Вагановичем Еляном Геннадию Ашотовичу Амерьянцу, он определил, что посадка МиГ-21 И напоминает посадку истребителя с прямым крылом, и само­лет «сам садится» с брошенной ручкой. Это, прежде всего, так называе­мое влияние земли, когда по мере приближения к поверхности ВПП подъемная сила увеличивается при постоянном угле атаки в сочетании с «просадкой».
Инженерный анализ показал, что для параметров МиГ-21 И мгно­венный центр вращения при продольном маневре лежит рядом с пило­том, поэтому «просадка» воспринимается только как задержка, а при «влиянии земли» она вообще остается незамеченной.
Соотношение инерционных, массовых и аэродинамических харак­теристик МиГ-21 И были похожими с Ту-144. Можно было сделать вы­вод, что и для него «просадка» не имеет значения, т. е. аналог свое дело сделал. Из тысяч посадок, выполненных на Ту-144, только в одной летчик-испытатель в его первом полете на Ту-144 самоуверенно резко взял штурвал «на себя». Самолет, вращаясь вокруг кабины экипажа, коснулся ВПП главным шасси из-за «просадки». Достигнутый при этом угол атаки настолько увеличил подъемную силу, что самолет оторвался от ВПП. Быстро поняв свою ошибку, летчик-испытатель успешно совершил второе приземление.
Отмечу, что энергичная, самозабвенная работа Иосифа Вениами­новича Фрумкина, при идейном руководстве Игоря Михайловича Пашковского и Владимира Сергеевича Грачева, а также эксплуатаци­онное обеспечение со стороны Владимира Яковлевича Молочаева — все это позволило за 4 года полетов МиГ-21 И получить огромный объ­ем бесценного экспериментального материала по вихревым течениям, пограничному слою, теплу и т. д.
Сделанный и испытанный самолет МиГ-21 И показал, что совет­ские ученые и конструкторы могут разработать, рабочие — построить, а летчики — успешно и с удовольствием летать в российском воздухе на самолете бесхвостной схемы.
В начале я приезжал в ЛИИ почти к каждому вылету МиГ-21 И и слушал разбор. Однажды, когда мы ехали на машине руководите­ля полетов к месту посадки аналога, Молочаев крикнул шоферу: «Остановись». Оказалось, что он увидел, как по полю ползет человек (зайцев-то видели часто). Оказалось, что к вечеру в расположенном рядом Новом Селе нельзя было купить водку и его жители приспосо­бились, пересекая аэродром напрямую, покупать ее в магазине с дру­гой стороны аэродрома. Нес перебежчик уже купленные две бутылки водки.
К сожалению, с аналогом № 1 произошла катастрофа. Я упоминаю о ней только потому, что считаю произошедшее чрезвычайным психо­логическим случаем, об опасности повторения которого следует заду­маться конструкторам.
Свой первый вылет на аналоге совершал очень опытный летчик- испытатель ЛИИ, чемпион по высшему пилотажу В. С. Константи­нов. Возвращаясь из зоны для испытательных полетов, как обычно на МиГ-21, он сделал от полосы две полупетли и после второй должен был пройти «на крыле» над полосой, т. е. повернув плоскость крыла на 90° к плоскости полосы. Для этого маневра на МиГ-21 надо было довольно значительно отдать ручку от себя (на пикирование). Веро­ятно, убедившись в одинаковости продольных характеристик МиГ-21 и МиГ-21 И (так было задумано) и, находясь в похожей по компоновке кабине, на аналоге он также отдал ручку от себя и триммировал (за­фиксировал) ее в этом положении. На аналоге это привело к быстрому выходу самолета на отрицательную перегрузку не менее 5 g с потерей летчиком сознания, выходом самолета на закритические углы атаки и снижению на большом угле атаки. Придя в себя, Константинов ката­пультировался, но парашют не успел раскрыться, слишком близко уже была земля, и он разбился.
Специально подчеркну, что, вероятно, нельзя делать одинаковую кабину при разных характеристиках управления.
Я так смело это утверждаю потому, что сам прошел через это. Я с 16-ти лет ездил за рулем и сменил три машины практически без крупных аварий. С 1958 г. я 18 лет ездил на «Волге» с автоматической коробкой передач, пройдя более 200 ООО км. Машина начала «разва­ливаться», хотя при моем обслуживании она действовала надежно. Меня все кругом уговаривали пересесть на «Жигули». Но я привык на «Волге» тормозить левой ногой и боялся, что на машине с обыч­ной коробкой с ручным переключением сначала буду выжимать сце­пление (левой ногой), а потом, опомнившись, тормозить, потеряв драгоценное время. Такая ошибка могла стоить наезда или аварии. И действительно, взяв для практики у Алексея Сергеевича Благове­щенского (начальника ЖЛИ и ДБ) такую же внешне и по салону ма­шину, но с механической коробкой переключения передач, я несколь­ко раз ошибся, так как с задержкой переносил правую ногу на тормоз. Потом я все же сменил «Волгу» на «Жигули 2106» и 6—7 лет ездил безаварийно, но, когда, по просьбе Т. С. Максимовой, мне пришлось сесть за руль ее «Волги», с таким же «интерьером», какой был у моей прежней машины, я опять совершил ошибку на перекрестке у Лефор­товского моста.
Это окончательно убедило меня в опасности одинаковой обстанов­ки (особенно в кабине самолета) при необходимости разных действий на один и тот же маневр.
Завершая рассказ о МиГ-21 И, отмечу, что, несмотря на все герои­ческие усилия И. В. Фрумкина, «положившего голову» за «бесхвос- тку», кроме аналога А. И. Микоян «бесхвосток» больше не делал.
Думаю «противники» «бесхвостки» и сейчас уверены в своей пра­воте: «Американцы же так не сделали!» Одни «лягушатники» — фран­цузы — продолжают совершенствовать свой «бесхвостный» «Мираж».


Торбин Александр Валерьевич

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 09.01.2013 в 22:59
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011

facebook
  (0)  
Добавлено: 21.12.2012 19:48
Ту-144. Идеи и пути их реализации (продолжение).

Надо было ре­шать задачу балансировки «бесхвостки» на крейсерском режиме с ми­нимальным отклонением элевонов от обводов крыла, чтобы не потерять аэродинамическое качество. Было известно по теории и видно на раз­ных публикациях по «Конкорду» и американским проектам СПС, что задача решается деформацией (круткой) крыла. Однако ЦАГИ обе­щал нам потерю из-за крутки аэродинамического качества в сравнении с плоским крылом и продолжал уверять, что балансировать надо гори­зонтальным оперением: потеря качества будет меньше из-за большого плеча до центра тяжести. Поэтому мы «упрямо» стали искать и дру­гие пути получения продольного момента, обеспечивающего условия 8 , = 0. Наиболее интересными были два:
отгиб носовой части фюзеляжа кверху с хорошим обзором для экипажа вниз, но тогда удлинение носовой части должно быть срав­нительно небольшим, что неизбежно приводит к увеличению крей­серского сопротивления. Успели сделать макет. Когда показали его А. Н. Туполеву, он сказал: «Выбросите. Летчиков вы не переучите». Надо было понимать, что фонарь должен быть над головой.
отгиб моторной гондолы (пакета) вверх, потеря качества ока­залась еще больше. Тут мы «задним числом» вспомнили иностранные исследования по линейной теории оптимизации формы треугольных крыльев, где оптимальная деформация предлагалась с резким увели­чением угла атаки корневой хорды. Следовательно, пакет двигателей надо отгибать вниз, но это против балансировки и приводит к касанию двигателями земли при посадке.
Мы — аэродинамики очень дружно и оперативно работали с ком­поновщиками. Это позволило оценить все, что придет в голову. Быстро делали демонстрационные и продувочные модели. Очень энергично с большим воодушевлением делать модели помогал нам цех № 19 — цех продувочных моделей под руководством Георгия Ильича Солома­тина.
Надо отдать должное рядовым и ведущим сотрудникам ЦАГИ за безграничное доверие к нам. Только этим можно объяснить, что они показывали нам еще «мокрые» результаты испытания моделей до их просмотра и «корректировки» начальством. Нам это экономи­ло больше месяца времени, а когда начальство друг другу показыва­ло материалы, мы «делали большие глаза» и говорили: «Как инте­ресно!»
В 1960-х гг. расчетные методы на ЭВМ только зарождались и, мож­но сказать, что проектировщики и программисты шли вместе для их создания, обогащая друг друга, используя инженерные методы, мето­ды вычислительной техники, анализ экспериментов в аэродинамиче­ских трубах ЦАГИ и результаты летных испытаний, уже проведенных в ЛИИ. Все эти сведения нам надо было быстро собирать.
Несмотря на большой опыт КБ и ЦАГИ по решению проблем аэ­родинамической компоновки, до создания опытного самолета было испытано около ста пятидесяти моделей в аэродинамических трубах ЦАГИ, МГУ, ИТПМ СО АН, лабораториях других институтов и почти сотня одноразовых моделей, выстреленных на полигоне «Фаустово». По ходу всех поисков компоновки, изучения материалов продувок наш разум убедил нас и наше начальство, что главное направление обеспе­чения самобалансировки крыла без потери качества надо искать в пра­вильном выборе плана крыла и деформации его срединной поверхно­сти. (Но не только мы решали!)
Чем глубже проходила разработка проекта, тем больше у всех служб возникало много новых проблем, решение которых оказалось необходимым для создания СПС. В условиях спонтанно нарастающих вопросов А. Н. Туполев принимает определяющее решение — делать первый опытный самолет на базе уже имеющихся технических реше­ний и достижений науки с внедрением только того, что еще недоста­точно решено, но без которого нельзя, и которое не увеличивало бы срок создания самолета. Задача состояла в том, чтобы, начав летные испытания, получить ответы на вопросы, решение которых в назем­ных условиях требовало больших затрат труда и времени (кстати, во многом из-за разных точек зрения). Таким образом, он взял на себя ответственность за более уверенное создание нового по компоновке се­рийного варианта самолета, ко времени постройки которого и на земле будет решено много вопросов.
До предъявления эскизного проекта (1965 г.) оставалось порядка одного года, только — только на его оформление, а мысли улучшения все приходят... и будут приходить при рабочем проектировании. Надо было иметь решимость отсеять: это внедряем на опытном, а это — уже на серийном. Контроль (выбор) делали сами и по решению А. Н. Ту­полева. Так начался этап разработки эскизного и рабочего проектов опытного самолета.
Основной проблемой рабочей аэродинамической компоновки был поиск оптимального компромисса между максимальным крейсерским аэродинамическим качеством сбалансированного самолета и приемле­мыми скоростями отрыва на взлете и касания ВПП на посадке с уче­том необходимых требований устойчивости — управляемости и еще «робкого обращения» к требованиям различных норм летной годности (НЛГ) по обеспечению безопасности.
Для выполнения этих требований (по летным данным) при пред­полагаемой весовой отдаче и характеристиках расхода топлива си­ловой установкой при проектировании опытного варианта самолета Ту-144 была поставлена задача ориентировки на достижение макси­мального аэродинамического качества К = 7 при сверхзвуковом крей­серском режиме (напомню — аэродинамическое качество — это отно­шение подъемной силы к силе сопротивления или веса самолета к силе тяги двигателей в установившемся горизонтальном полете, поэтому чем больше качество, тем больше дальность полета при том же расходе топлива).
По материалам всех служб КБ и по суммарным (экономическим, технологическим и весовым) данным Туполевым, по предложению общих видов, было принято решение, что крейсерский полет должен был происходить при числе М несколько большим числа М = 2,0. При­нято было число М = 2,2 и высота = 18 км, чтобы не уходить от исполь­зования привычных алюминиевых сплавов.
Традиционным условием, существовавшим в КБ А. Н. Туполе­ва, было обеспечение устойчивости управляемости летательного аппарата за счет его геометрической формы и применение автома­тов лишь там, где это не получается без них при требуемом аэроди­намическом качестве на крейсерском режиме полета и требуемых взлетно-посадочных характеристиках. Усложнение самолета допу­скалось, если без этого нельзя было обойтись, но не как самоцель соз­дания уникальной автоматизированной системы управления. Моим помощником по решению вопросов устойчивости — управляемости был талантливый и очень грамотный инженер Геннадий Федорович Набойщиков, которому я фактически отдал на откуп все эти задачи, оставив себе «стыковые вопросы» с другими службами. Под его ру­ководством была разработана схема механического управления че­рез силовые бустеры с минимальным объемом автоматики. Система по мере накопления аэродинамических, весовых и других характери­стик многократно моделировалась, оценивалась инженерами и летчи­ками. Она была реализована на полунатурном стенде, где «летали» пилоты (Э. В. Елян, М. В. Козлов и др.), которые дали удовлетвори­тельную оценку всех режимов. Конечно, что-то было подправлено по их замечаниям. В процессе реализации было много горячих споров между службой Набойщикова и службой систем управления, возглав­ляемой Лазарем Марковичем Роднянским. Последний по опыту ра­боты у В. М. Мясищева был менее «консервативен» и больше «верил» автоматике.
Если говорить «по-крупному», то для аэродинамиков задача сво­дилась к компиляционному решению пяти вопросов:
высокое аэродинамическое качество (желательно на всех режи­мах полета);
необходимая подъемная сила и достаточное аэродинамическое качество для выполнения взлета и посадки на ВПП заданной длины при условии отказа одного двигателя на взлете;
приемлемая по оценке летчиков устойчивость и управляемость;
для обеспечения дальности возможно большее отношение взлет­ного веса к посадочному и при этом возможно меньший вес пу­стого снаряженного самолета (без топлива и пассажиров);
высокая эффективность силовой установки по удельному расхо­ду топлива (килограмм топлива на килограмм силы тяги в час — Сс) на всех режимах для дальности полета и большая взлетная тяга на взлетном режиме.
К сожалению, для аэродинамиков последние два вопроса были «простительными», поэтому я оставлю рассмотрение путей их реше­ния на совести конструкторов, прочнистов, мотористов. Однако все- таки замечу, что я был первым (и последним), кто предложил А. А. Ту­полеву взять программу для ЭВМ по ежедневному учету текущего веса самолета, разработанную в ЦАГИ под руководством Леонида Ми­хайловича Шкадова. У меня с А. А. Туполевым тогда состоялся такой разговор:
Конструкторам и так дел хватает. У нас есть свои весовики.
Но ты же с меня спрашиваешь летные данные, а я за весом не угонюсь.
Ты меня за дурака считаешь? Сам знаю. Занимайся своим делом и не изобретай!
Надо отметить, что вообще у нас в КБ служба веса всегда была не в чести. Принимались технические решения, в первую очередь, по качеству их функциональной деятельности. Я только что писал, что мы приняли 4-канальную гидравлическую систему. Все хорошо, по два насоса на двигатель и управление работает при отказе двух систем. Че­тыре раза дублированные трубопроводы, а на «Конкорде» две системы трубопроводов — отказал насос, подключают запасной, к той же систе­ме — трубы не текут. Вес почти в два раза меньше.
Конструкторам было выгодно сразу вложить вес: потом снизили и получили премиальные. Вспомним, что при переработке чертежей самолета Ту-2, только за счет рационализации размещения агрегатов и потребителей электропитания сэкономили порядка 400 кг веса. Ра­ционализация области применения и переработка чертежей Ту-16 дала около 5000 кг экономии веса. Практически во всех эскизных проектах мы заявляли веса на 10% меньше реализованных. Мне кажется, что на Ту-144 было хуже всего: вес пустого снаряженного опытного само­лета в 1965 г. заявили 64 тонны, а в 1968 г. сделали 84 тонны. По серий­ному самолету грозились сделать 84 тонны, а сделали 97 тонн. У нас был период, когда серийные чертежи на Ту-144 Д лежали около года. Я уговаривал Алексея Андреевича дать команду переделать весь ком­плект, чтобы сбросить 5—10 тонн.
Никто нам не позволит — был окончательный аргумент.
Шестью годами позже об облегчении Ту-144 на 8—10 тонн загово­рил даже министр авиационной промышленности. Тяжелый вес само­лета сулил министру большие трудности с металлом, полуфабриката­ми, агрегатами оборудования и производством на серийном заводе.
С первых шагов я этими вопросами стал заниматься, как любил говорить Андрей Николаевич, «по горизонтальным связям». Работать с конструкторами и прочнистами у меня получалось плохо. Лучше все­го с Альфредом Мартиросовичем Давтяном и Алексеем Петровичем Ганнушкиным, но их быстро не стало.
Отмечая мой 75-летний юбилей, Вячеслав Васильевич Сулимен- ков, преемник А. П. Ганнушкина, сказал: «Мы считаем Вас прочнистом и награждаем медалью «Почетного прочниста». Талантливейший Вя­чеслав Васильевич был не без юмора.
С мотористами дело было куда лучше, хотя мы стояли «по разные стороны баррикад». Не было и дня, когда кто-либо из аэродинами­ков и мотористов не обсуждали (брызгая слюной и стуча кулаками) какой-либо вопрос из перечня наших «противоречий». Еще Курт Вла­димирович Минкнер считал, что его «главная задача» — обеспечение надежности работы силовой установки, а что там с летными данными, не так важно. Их, конечно, не надо забывать, но не в ущерб главной за­даче. Владимир Михайлович Вуль, его заместитель и преемник, считал также. Но это не мешало нам в конце концов принять приемлемые для летных данных решения.
Вернемся к указанным выше аэродинамическим вопросам, в част­ности, к проблеме устойчивости. У крыла малого удлинения (отноше­ние квадрата размаха к площади крыла) достаточно большая сдвижка фокуса при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям. Фо­кус — это такая точка на хорде крыла (размер по потоку), относитель­но которой при изменении угла атаки продольный момент остается постоянным. Чтобы самолет был в продольном отношении устойчи­вым, его центр тяжести по потоку должен быть впереди фокуса, а при сверхзвуковых скоростях фокус уходит по потоку (хорде) назад. Это значит, что для сохранения приемлемых для летчика характеристик на каждой крейсерской скорости надо иметь свое положение центра тяжести самолета, т. е. необходимо делать перекачку топлива и чем она меньше, тем проще самолет.
Аэродинамики под моим руководством потратили много вре­мени на поиск такой формы крыла в плане, чтобы обеспечить мини­мальную разбежку фокуса от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям и сохранить примерно постоянный параметр продольной устойчиво­сти, не прибегая к изменению положения центра тяжести за счет пере­качки топлива, а только путем очередности расхода топлива в баке.
Идея поиска сводилась к использованию известного свойства треугольного крыла — уменьшение градиента роста подъемной силы по углу атаки на дозвуковых скоростях с увеличением стреловидно­сти и практически одинаковые несущие свойства при сверхзвуковых скоростях.
Составное крыло из передней части (наплыва) с большой стрело­видностью и задней части с меньшей стреловидностью могло решить задачу. Таким образом, можно было, варьируя площадями и стреловид­ностями переднего и заднего треугольных крыльев, достичь нулевой разбежки фокуса между его положением при дозвуке и сверхзвуке.
Расчетные и экспериментальные исследования Леонида Евгенье­вича Васильева (ЦАГИ) уже показали, что можно сделать крыло с оди­наковым положением фокусов на дозвуке и заданном сверхзвуке.
Поиск плана крыла с нужным крейсерским аэродинамическим ка­чеством и необходимой подъемной силой для взлета и посадки я про­водил вместе с Костей Стриженовым. Мы разработали методику гра­фического изображения протекания этих характеристик и изменения фокуса в зависимости от геометрических параметров крыла, основан­ную на данных испытаний около 30 моделей крыльев с фюзеляжами в аэродинамических трубах ЦАГИ Т-112 и Т-113.
Как оказалось, крылья с одинаковым положением фокусов на М =0,94 и М = 2,2 имеют аэродинамическое качество и подъемную силу много ниже заданных и совершенно не пригодны для самоле­та. Кроме того, экспериментально выяснилось, что смещение фокуса в районе числа М = 1 тем больше, чем меньше разница в его положении на до и сверхзвуковых скоростях. Оказалось, что искомое крыло тре­бовало введения системы перекачки топлива для прохода скоростей в окрестностях М = 1 еще более сложной, чем та, от которой мы хо­тели избавиться. Таким образом, вся эта затея, как это часто бывает при поиске нового, оказалась не нужной для поставленного вопроса, но оказалась полезной для выбора оптимального плана по качеству на М = 0,94 и М = 2,2 и параметрам на взлете — посадке. Среди воз­можных вариантов для опытного самолета был выбран тот план, кото­рый наилучшим образом отвечал еще требованиям размещения то пли-
ва. По этому плану было сделано плоское крыло МиГ-21 И — аналога Ту-144 — и, естественно, он лег в основу крыла опытного Ту-144.
Может, надо было раньше сказать, что крылу малого удлинения, особенно, если его передняя кромка имеет большую стреловидность, свойственно образование вихревой системы на верхней поверхно­сти, относительно набегающего потока, сбегающей с передней кром­ки и создающей подсасывающую подъемную силу. По отношению к треугольному в плане крылу этот вихрь усиливается, если переднюю кромку выгибать против потока (оживальная форма) и ослабляет при прогибе ее по потоку (как на Ту-144 и «Конкорде»). При некотором ослаблении подпитки этого вихря на вращение наступает его разруше­ние («взрыв», как говорят французы) с резким увеличением диаметра вихря, при сохранении его циркуляции, но резким уменьшением под­сасывающего разряжения. Попадание разрушения вихря на поверх­ность крыла вызывает скачкообразное изменение всех его аэродина­мических характеристик из-за падения подсасывающей силы от вихря за его разрушением.
Мы, инициированные французскими работами, много занимались природой этого вихря. Визуализацию вихря, поведение его разруше­ния изучал Е.Я. Пивкин в построенной им водяной трубе, где он ви­зуализировал вихрь струйками красок или водородными пузырьками. Я, опираясь на факты, расчеты, свои и чужие эксперименты, пытался понять и объяснить физику разрушения этих вихрей. Много материа­лов изучила и переработала Эльвира Алексеевна Трунева (МАТИ). Она, например, доказала, что поведение вихря и его разрушение прак­тически не зависит от вязкости обтекающего газа, т. е. от числа Рейнольдса (Re).
В ЦАГИ к этой проблеме отнеслись не с должным вниманием и только работники филиала ЦАГИ и Военно-воздушной инженерной академии имени Н.Е. Жуковского (ВВИА) под руководством Сергея Михайловича Белоцерковского по разработанной ими методике дис­кретных вихрей сумели получить расчетом аэродинамические харак­теристики крыльев малого удлинения, в том числе типа Ту-144, хо­рошо сходящиеся с экспериментом. У них получилось, что примерно на тех же углах атаки, что в эксперименте, разрушение вихря начинает заходить на крыло, и также наступает разрушение устойчивого тече­ния за крылом. Ни Сергей Михайлович, ни его ученик, Михаил Ива­нович Ништ, не могли мне объяснить, что это — ответ на физическое разрушение вихря или «развал» расчетной программы.
Энергичный С. М. Белоцерковский, желающий получить премию им. Н. Е. Жуковского, собрал группу из Рафаила Ильича Штейнберга, ведущего от ЦАГИ по Ту-144, Л. Е. Васильева, разрабатывающего план крыла, и Г. А. Черемухина (КБ Туполева), координирующего всю рабо­ту по плану крыла Ту-144. Сергей Михайлович заставил нас написать работу «по выбору сложной формы крыла в плане» и подать ее осенью 1966 г. на соискание премии им. Н. Е. Жуковского. Работу эту жюри, под председательством начальника ЦАГИ Г. П. Свищева, забракова­ло. Однако неунывающий С. М. Белоцерковский заставил нас работу переписать, опубликовать в журнале «Техника Воздушного Флота» и вновь в 1967 г. подать на соискание премии, сопроводив большим числом положительных отзывов. К этому времени опытный самолет Ту-144 был виден в металле, и жюри не устояло, присудив нам премию им. Н. Е. Жуковского второй степени. Наш коллектив справедливо ре­шил, что одной настольной медалью премии должен владеть С. М. Бе­лоцерковский. Без его энергии мы бы ничего не получили, несмотря на активную поддержку секретаря жюри, директора мемориального музея Н. Е. Жуковского, Надежды Матвеевны Семеновой и члена жюри А. Н. Туполева.
В феврале 1968 г. на вручение медалей и дипломов Сергей Михайлович пригласил Юрия Алексеевича Гагарина. По оконча­нии церемонии торжествующий Белоцерковский, одетый в свою генеральскую форму, повез нас к себе домой вместе с Гагариным, где мы пили коньяк «Москва» (из советских я лучшего не пил), фотографировались (это делал Шитов из академии) и вообще ра­довались.


Торбин Александр Валерьевич

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 09.01.2013 в 22:59
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011

facebook
  (0)  
Добавлено: 22.12.2012 19:03
Следующий, практически одновременный шаг нашей работы — выбрав план крыла по параллельно разработанным материалам, надо было найти оптимальную деформацию самобалансировки на крейсер­ском режиме.
Известно, что балансировка плоского крыла с помощью элевонов на любой скорости, не исключая крейсерского режима М = 2,2, при­водит к существенной потере аэродинамического качества. Поэтому было выдвинуто пожелание (еще не ставшее требованием) осуще­ствить балансировку более выгодным путем за счет самобалансировки крыла деформацией его срединной поверхности. Как решить эту про­блему?
Первое, что пришло в голову, это уже общеизвестное решение: отрицательная крутка (с уменьшением угла атаки к концу) и моментные профили. И то, и другое создает положительный про­дольный момент и позволяет стабилизировать крыло при положительной подъемной силе, но не позволяет увеличивать качество, а, наоборот, все были уверены, что снижает. Как быть? ЦАГИ твердо стояло на той точке зрения, что нельзя деформацией сбалансировать изолированное крыло с ростом качества, а мы, туполевцы, верили. Улыбались нам ученые [ЦАГИ], как мудрый учитель безнадежному, но симпатичному ученику.
Однако я, Толя Кощеев и другие аэродинамики КБ, глядя на са­молет «Вулкан», решили начать самостоятельный поиск такой де­формации плоского крыла, при которой крейсерское аэродинами­ческое качество сбалансированного самолета с деформированным крылом было бы не меньше, чем максимальное качество несбалан­сированного самолета с плоским крылом. Одним из предложений была теоретически обоснованная и практически примененная на самолетах F-106 и Мираж-Ш «коническая крутка» (отгиб носи­ков крыла вниз по конусу с вершиной у борта фюзеляжа), которая по математическому решению давала выигрыш в качестве (так как закручивала крыло и увеличивала к концу положительную кривиз­ну профилей).
ЦАГИ выступил против, мотивируя это тем, что на бомбарди­ровщике Мираж-IV, для которого аэродинамическое качество важ­нее, чем для истребителя Мираж-Ш, конической крутки нет. Зна­чит, коническая крутка выигрыша в аэродинамическом качестве не дает... и все тут.
В 1965 г. к нам приехала первая французская делегация, которой мы показывали макет опытного Ту-144, докладывали о наших рабо­тах, в том числе и я делал сообщение о выборе формы крыла в плане. Больше всех вопросов задавал член делегации, Технический директор фирмы «Дассо» [«Marcell Dassault»], Анри Деплант. Когда он удо­влетворился моими ответами, я его спросил: «Почему Вы на самолете Мираж-IV отказались от конической крутки?»
А, — вскинул руками француз, — это военные потребовали от нас полет у земли!
Таким образом, полет на углах атаки много меньших, чем угол ата­ки при максимальном качестве, а в этом случае коническая крутка ка­тегорически противопоказана. Как надо быть осторожным, обсуждая чужие действия!
Как показали наши исследования, решение проблемы требовало совместного выбора плана и деформации крыла с непрерывной огляд­кой на достаточность объема крыла для размещения топлива, а также соблюдения необходимых строительных высот по прочности и весу конструкции.
При поиске аэродинамической компоновки крыла опытного Ту-144 нами с учеными ЦАГИ учитывались следующие, специалисту понятные, физические соображения:
наплыв должен иметь достаточно большую стреловидность, так как это:
а) улучшает изменение положения аэродинамического фокуса по скорости полета;
б) при дозвуковой передней кромке он может создавать на крейсер­ском режиме положительные скосы потока на консольную часть крыла;
в) уменьшает относительную толщину бортовых профилей при сохранении необходимой строительной высоты (отношение высоты профиля к его хорде, а сверхзвуковое сопротивление пропорциональ­но квадрату относительной толщины);
г) помогает размещать топливо в крыле таким образом, чтобы его центр тяжести совпадал с необходимым положением центра тяжести самолета;
распределение циркуляции (в первом приближении подъемной силы) по размаху должно быть как можно ближе к эллиптиче­скому;
распределение подъемной силы поперечных сечений самолета, перпендикулярных потоку по длине самолета:
а) также должно стремиться к эллиптическому (теория тонкого тела);
б) изменение их площадей должно приближаться к монотонному, соответствующему телу минимального сопротивления (правило пло­щадей);
поверхность силовой части крыла должна быть линейчатой (требование технологов).
Любому «ежу», даже не специалисту ясно, что такое количество требований на компоновке крыла с фюзеляжем (тем более с моторны­ми гондолами) выполнить нельзя, но надо к этому стремиться, рисуя картинки, проводя расчеты, рассматривая модели разных самолетов.
Когда Андрей Николаевич первый раз получил в подарок модель самолета «Конкорд», он отдал ее нам, сказав:
Снимите обводы.
Так мы в первом приближении получили формы деформации срединной поверхности крыла самолета «Конкорд» с монотонной возрастающей отрицательной круткой крыла от борта к концу. Так­же увидели отрицательную кривизну бортового профиля, быстро (в зоне наплыва) переходящую в положительную кривизну, возрас­тающую к концу крыла.
Еще до этого мы постепенно пришли к выводам, что увеличение подъемной силы наплыва и его объема улучшает обтекание самолета как тонкого тела и приближает к выполнению правила площадей, ухуд­шает распределение циркуляции, увеличивает скосы потока, приходя­щиеся на консоль, и улучшает центровку по топливу Плюсов больше — принимаем и отгибаем наплыв вверх на некоторый угол атаки.
Закрутка консоли на меньшие углы атаки и уменьшение толщи­ны профилей улучшает обтекание тонкого тела и выполнение прави­ла площадей, настраивает консоль на положительное использование скосов от наплыва и не очень ухудшает распределение циркуляции по размаху при большом сужении. Плюсов больше — принимаем и от­кручиваем консоль на уменьшение угла атаки к концу крыла. По на­шим соображениям, консоль (часть крыла за переломом передней кромки) должна была оставаться плоской, целиком повернутой на от­рицательный угол и даже, возможно, надо было самый конец откру­тить в сторону положительных углов, что отвечало уменьшению углов скоса от наплыва к концу крыла. Это противоречило замерам модели «Конкорда», но мы решили, что наши аргументы достаточно сильны. Тогда мы еще не знали, что мы замерили на модели строительную или полетную форму и, конечно, степень искажения формы на модели.
Образование отрицательной кривизны бортового профиля улучша­ет распределение циркуляции и упрощает силовую схему крыла с орто­гональными к оси фюзеляжа лонжеронами (делая силовую часть более плоской). Принимаем бортовой профиль отрицательной кривизны.
И, наконец, для лучшего восприятия скосов (их величина умень­шается по хорде) и увеличения качества на взлете-посадке от перело­ма передней кромки к концу крыла ставим профили с положительной кривизной.
Детальная работа с ЦАГИ (Р. И. Штейнберг, Л. Е. Васильев, В. М. Шурыгин) и совместные предложения по плану деформации сре­динной поверхности после многочисленных обсуждений и ограниченно­го числа продувок моделей были приняты для крыла опытного самолета.
Эта форма в плане и деформация крыла обеспечивали балансиров­ку на крейсерском режиме при нулевом отклонении элевонов и сба­лансированное аэродинамическое качество во время испытания мо­дели в аэродинамических трубах ЦАГИ не ниже заданного и не ниже, чем с плоским, несбалансированным крылом. Однако есть основания предполагать, что при принятой деформации имел место выигрыш в качестве порядка 0,1 -^0,2. Для определения такой величины требова­лось проводить многократные испытания в аэродинамических трубах, что и было сделано.
Несущие свойства крыла позволяли обеспечить заданные взлетно- посадочные характеристики.
Выбор аэродинамического облика современного самолета явля­ется задачей многопараметрической. Отсюда происходила сложность выбора решения и его неоднозначность, но так как цель и режимы по­лета определяют формы самолета, в рамках которых проявляется изо­бретательность конструкторов, то и конфигурации самолетов, рассчи­танных на одинаковые летные характеристики, получаются похожими.
Как в дальнейшем показали обсуждения на советско-французской подгруппе, наши и их физические предпосылки были очень близки, поэтому опытный Ту-144 и предсерийный «Конкорд» имели очень схожие формы крыла по его плану и деформации. Это дало основание журналистам, падким на сенсации и обливание грязью, презрительно обзывать Ту-144 — «Конкордский», а нас — копировальщиками.
Принципиально для компоновки крыла серийного Ту-144 по до­стижениям науки были приняты три новых фактора:
исследованиями Я. С. Щербака в Сибирском научном институ­те авиации (СибНИА), потом А. И. Гладкова в ЦАГИ было по­казано, что подъемную силу наплыва, создающую положитель­ный скос на консольную часть, эффективнее получать не только за счет угла атаки (опытный Ту-144, «Конкорд»), но и кривиз­ной этого участка крыла (серийный Ту-144);
улучшение взлетно-посадочных характеристик разумно делать за счет зависания элевонов по задней кромке крыла вниз по­рядка 10°;
поверхность силовой части крыла можно делать двойной кри­визны (достижение технологов).
Выводы Щербака и Гладкова, основанные на оптимизации по ли­нейной теории срединной поверхности, образованной полиномами, по­казывали возможность значительного выигрыша в качестве. Получен­ные оптимальные формы тем и другим автором заметно отличались от принятой формы для опытного самолета. Естественно, были начаты экспериментальные поиски — мы делали модели — ЦАГИ продувало.
В первых, сделанных нами моделях по оптимизации Гладкова, мы профили задними точками повесили, с согласия ЦАГИ, на прямую ли­нию, идущую по заднему лонжерону (как на опытном самолете).
В результате получили колоссальный проигрыш в качестве (как всегда от плоского крыла). Крыло обрело безобразный вид (опущен­ные «уши») и резко выраженный отрицательный поперечного V на­плыва. Это объяснялось тем, что бортовой профиль на участке наплыва имел большую положительную кривизну, а профиль в районе перелома передней кромки — значительную отрицательную закрутку. В итоге по­лучался большой поперечный наклон поверхности наплыва, и терялась его подъемная сила. Различие теории и практики получилось потому, что в линейной теории не учитывается вертикальное смещение (по­перечные наклоны) сечений друг относительно друга.
Чтобы сделать крыло более плоским, компоновщики предложили выбрать за ось крутки не задний лонжерон, а передний лонжерон (но­совая балка). Получили поперечные наклоны поверхности на наплы­ве, вполне близкие к нулевым, но большие положительные наклоны в районе стыка задней кромки с фюзеляжем. Такой «дефект» в даль­нейшем оказал малое влияние на компоновку, так как этот участок крыла был закрыт мотогондолой. Окрыленные надеждой, мы построи­ли две модели с расчетной оптимальной формой, а также, для уверен­ности, с деформацией вдвое большей. Получили для первой модели нулевой выигрыш в качестве, а для второй — значительный проигрыш.
Поскольку начало координат (плоское крыло), а есть еще две точки, мы решили построить на зависимости качества от этих трех уровней де­формации квадратичную кривую и получили, что крыло с половинной деформацией от расчетной должно дать максимальный выигрыш. Сде­лали такую модель и получили выигрыш в качестве 0,4 при продувках в трубе. Забегая вперед, скажем, что и в случаях расчетной по линейной теории деформации для оптимизации интерференции тоже надо полу­ченный результат делить пополам. Так повторился закон ‘/ , которым мы пользовались в нашей инженерной практике и раньше.
Как раз подошло время принимать решение о компоновке крыла серийного самолета.
Деформация этого типа привела к повышению несущих свойств и качества на взлетно-посадочных режимах, а опускание вниз эле­вонов на десять градусов позволило несколько ухудшить указанные свойства, но зато улучшить сверхзвуковое (крейсерское) аэродинами­ческое качество, изменив план крыла: увеличив стреловидность кон­сольной части с 55° до 57° и, таким образом, уменьшив ее волновое со­противление. С целью приближения к оптимальной по крейсерскому аэродинамическому качеству форме в плане (исследования Р. А. Жу­ковой по оптимальной форме при заданном объеме) была несколько уменьшена стреловидность наплывной части крыла (с 75° до 74°).
Здесь уместно вспомнить, что конструкторы «Конкорда» тоже внесли изменение в план серийного самолета. Однако так как они шли от решения увеличить несущие свойства крыла на взлете-посадке, увеличив площадь консольной части и увеличив ее крутку, то были вынуждены уменьшить стреловидность консоли с 57° до 55°, а стре­ловидность наплыва, наоборот, увеличить, чтобы «покрыть» скосами всю поверхность консоли. Они гордились тем, что эта модификация, позволившая завесить элевоны на 3°—4°, не ухудшила сверхзвукового аэродинамического качества. Таким образом, внешне мы с ними как бы обменялись планами крыла.
Естественно, что форма деформации срединной поверхности кры­ла серийного самолета подбиралась уже, исходя из этой измененной формы в плане. Помня, что на нашей модели получился выигрыш в качестве, Л. Е. Васильев и Ю. А. Чирков в ЦАГИ, пользуясь свои­ми знаниями, внесли в оптимальную форму А. И. Гладкова раздель­ную коррекцию по наплыву и консольной части и получили на мо­дели ЦАГИ выигрыш в 0,6 качества. Практически эта деформация была с радостью принята для серийного самолета Ту-144. Конечно, ее немного «поуродовали» для упрощения конструктивных реше­ний. Некоторое искажение центральных профилей (их нижней части) было вызвано необходимостью введения «центрального тела» в меж- гондольном пространстве для размещения агрегатов и трубопроводов оборудования.
Возник вопрос: а как оптимально устанавливать (сочетать) фюзе­ляж и крыло? При компоновке опытного самолета серьезных аэроди­намических соображений не нашли и совместили их конструктивно, как удобно технологически сочетать конструкцию крыла и фюзеляжа, т. е. с некоторым положительным углом заклинения крыла относитель­но фюзеляжа, что хорошо сочеталось с ранее принятой формой усечен­ного снизу поперечного сечения фюзеляжа. Сейчас трудно вспомнить, что раньше «яйцо или курица», но такое решение давало хорошее со­четание по нижней поверхности фюзеляжа и крыла для работы воз­духозаборников.
Форма осевой линии фюзеляжа была при проектировании серий­ного самолета предметом дискуссий уже у аэродинамиков. Традици­онный подход к фюзеляжу, как не несущему элементу компоновки и даже уменьшающему коэффициент подъемной силы (Су) в централь­ной части, был изменен. Принималось, что фюзеляж (вместе с наплыв­ной частью крыла большой стреловидности) участвует в общей несу­щей системе при сверхзвуковых скоростях и оказывает определенное воздействие на несущие свойства системы в целом на больших углах атаки при малых скоростях. После многих анализов и обсуждений с ЦАГИ математической оптимизации было сочтено целесообразным «продлить» деформацию срединной части поверхности крыла на сре­динную линию фюзеляжа. Это, прежде всего, привело к отрицатель­ности заклинения крыла относительно фюзеляжа, что, в свою очередь, создавало дополнительный кабрирующий момент, нужный для балан­сировки. Отрицательное заклинение крыла, удобство размещения гру­зов и баков вернули нас к фюзеляжу круглого сечения. Его срединная линия, хотя и напоминает срединную линию крыла, но в значительной степени «подправлена» рационализацией конструктивной схемы кры­ла и фюзеляжа.
На серийной машине форма носа фюзеляжа уже тщательно отра­батывалась при заданной загрузке кабины экипажем и оборудованием. Идея уменьшения сопротивления носовой части проста — образовать большие углы на малом миделе, а при нарастании площади поперечно­го сечения носка иметь уже меньшие углы.
Провели продувки различных носовых частей, используя предпо­лагаемые в аэродинамической науке формы — степенные головки но­совых частей с минимальным сопротивлением при заданном объеме10. Получили возможность улучшить форму носовой части фюзеляжа для серийной машины, по сравнению с опытной, и уменьшить сопротив­ление.
Удлинение хвостовой части фюзеляжа было несколько увеличено в сравнении с опытным самолетом, но значительно меньше, чем того хотели аэродинамики (> 8).
Реализация этой общей деформации всего самолета, которая дала выигрыш в 0,5 единицы качества, оказалась возможной после большой работы ученых-технологов, обеспечивших в серийном производстве двойную кривизну поверхности силовой части крыла. Тут надо отдать должное работам технологов КБ и Воронежского завода под руковод­ством Семена Абрамовича Вигдорчика.
Надеюсь, читателю ясно, что крыло должно быть сделано так, что­бы в большей части крейсерского полета самолет, сдеформированный под действием нагрузок, имел форму возможно более близкую к рас­четной по аэродинамическому качеству. Но в те времена за строитель­ную форму принималась расчетная форма по аэродинамическому ка­честву, поэтому из-за деформаций самолет терял в величине качества. Чтобы сделать, казалась бы, очевидную вещь, нам, аэродинамикам и компоновщикам, долго пришлось убеждать и свое, и цаговское на­чальство. А надо было:
выбрать средний расчетный режим в крейсерском полете;
найти нагрузки, соответствующие этому режиму полета;
найти деформации от этих нагрузок и вычесть их из расчетной оптимальной по аэродинамическому качеству формы для полу­чения строительной формы (нулевые нагрузки);
проверить в полете на разных режимах получающуюся форму (деформацию, так как она из-за технологии может отличаться от расчетной). Делается это по предварительно разработанной методике фотометрическим путем;
в полете скорректировать строительную форму для получения расчетного аэродинамического качества в крейсерском полете.
Методика измерений была отработана, и по ней проведены изме­рения на опытном Ту-144 в полете. Тщательный анализ сравнения за­меров и расчетов позволил перенести результаты на серийный самолет и скорректировать его строительную форму в первом приближении. По сокращенному объему измерений деформаций на серийном само­лете в полете была выполнена вторичная корректировка. Весь ком­плекс этих работ был блестяще проведен под руководством Алексан­дра Леонидовича Пухова.
Итак, мы впервые в СССР специально получили строительную форму самолета (форма, положенная в основу всей конструкторской документации по самолету и производственной оснастки), деформа­ция которой под аэродинамической нагрузкой и нагрузкой от веса конструкции, топлива и т. д. в середине крейсерского полета соот­ветствовала оптимальной полетной форме по аэродинамическому качеству


Doctor . (Игорь)

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 13.12.2016 в 15:32
Сообщений: 2614
Регистрация: 26.08.2011

  (0)  
Добавлено: 22.12.2012 19:08
Александр, хорошая подборка материала.
Дополню вас тем, что удалось найти в сети по видео.


Торбин Александр Валерьевич

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 09.01.2013 в 22:59
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011

facebook
  (0)  
Добавлено: 22.12.2012 19:12
Спасибо!!!


Торбин Александр Валерьевич

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 09.01.2013 в 22:59
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011

facebook
  (0)  
Добавлено: 22.12.2012 19:30
Зацепил на Озоне интересную книгу. Сегодня получил.



Торбин Александр Валерьевич

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 09.01.2013 в 22:59
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011

facebook
  (0)  
Добавлено: 24.12.2012 19:28
Проблема аэродинамического расчета самолета осложняется тем, что под действием подъемной силы и силы веса, имеющих разные за­коны по размаху при разных полетных весах и режимах полета, форма деформации крыла (и всего самолета) своя со всеми своими аэроди­намическими характеристиками. Еще сложнее условия определения^ аэродинамических характеристик в динамике, хотя и в статике на раз­ных режимах полета, весах и положениях элевонов формы тоже раз­личные; их отклонения отличаются еще сильнее и несимметричны при боковых маневрах. При создании опытного и серийного Ту-144 поч­ти все эти формы, так или иначе, были проанализированы. Для них были найдены соответствующие аэродинамические коэффициенты по всем необходимым параметрам для учета особенностей статики и динамики. Диапазон изменения крутки крыла по размаху в наибо­лее употребительной части эксплуатационных режимов достигал 4—5° на конце крыла. Этот разброс форм приводит к широкому разбросу и аэродинамических характеристик.
При таких больших отличиях формы крыла на разных режимах полета необходимо было построить аэродинамические коэффициенты в функции веса, высоты, числа М, отклонения элевонов и т.д., что мы до этого никогда не делали. Это грозило серьезно осложнить расчеты, особенно устойчивости — управляемости. Если предложить все эти за­висимости в виде графиков, как мы привыкли, то это осложнило бы работу по вычислению, и не спасла бы вычислительная техника того времени из-за необходимости ввода многоточечного объема цифр, сни­маемых вручную.
Объем вычислений для опытного самолета был на порядок мень­ше, чем для серийного самолета и по требованию представляемых ма­териалов, и по числу вариантов (двигатели разных номеров серий).
Спасло предложение перейти для серийных самолетов к аппрокси­мации аэродинамических коэффициентов по указанным параметрам. Работа новая, но плодотворная, она позволила проводить расчеты, ши­роко используя вычислительную технику. Зато, учтя деформации, по­лучили хорошую сходимость с результатами летных испытаний.
Мы столкнулись еще с одной расчетно-аэродинамической пробле­мой — с «двойной полярой» (с двумя ее отвалами и А2), которую мы усмотрели при обработке большого числа экспериментальных резуль­татов.
Теоретически и в большинстве случаев безразмерный коэффици­ент подъемной силы Су = y/(Sp V 2/2), где У — размерная подъемная сила, S — площадь, на которой она создается, р — массовая плотность обтекающего газа-жидкости и V — скорость набегающего потока и без­размерный коэффициент сопротивления Сх = X/(Sp V 2/2), (где X — сила сопротивления) связаны квадратичной зависимостью типа поля­ры Сх = Схо + АСу2 (где Схо — коэффициент сопротивления при Су = О, а А — коэффициент, зависящий от формы несущего тела, — на жар­гоне «коэффициент отвала»).
Возникновение второго, более крутого отвала (А2) при углах угла атаки, больше соответствующему максимальному качеству, сочли свя­занным с возникновением отрывов со стреловидных кромок крыла или его поверхности и их развитием с ростом угла атаки. Надо сказать, что пока влиять на положение точки В (пересечение поляр с А! и А2) мы не научились, чем, может быть, отставали от иностранцев. Хотя в КБ Р. А. Жуковой были предприняты героические попытки систе­матизации фактического экспериментального материала, приведшие к некоторой инженерной методике, позволяющей установить связь
положения точки В по Cv с планом крыла, т. е. прогнозировать точку В для крыльев типа Ty-144. Физическое понимание этого явления и сегодня для нас одна из основных задач компоновки стреловидных крыльев и сложных крыльев в плане.
Эти строки взяты из материалов, которые писались до 1995 г., но, насколько мне известно, физическое объяснение двойной поляры пока не дали. Но, вспоминая свои сравнения Су точки В, которые, как правило, по модельным испытаниям совпадали с Су максимального аэродинамического качества, в полете по самолетам Ту-144, Ту-160 и Ту-204 можно предположить, что «вторая поляра», развивающаяся на модели на меньших углах атаки, чем на натуре, действительно свя­зана с мелкими срывами с поверхности крыла. Поэтому мы на натуре имели качество выше, чем пересчитанное по модели с сохранением Су точки В.
Должен оговориться: думаю, что сегодня ученые ЦАГИ уже умеют решать эту задачу.


Торбин Александр Валерьевич

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 09.01.2013 в 22:59
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011

facebook
  (0)  
Добавлено: 24.12.2012 19:30
* * *

Опытный самолет решался как обычная «бесхвостка»: запас устой­чивости как можно меньше; балансировочный момент за счет компо­новки крыла на кабрирование; отклонение элевонов вверх на взлете и при заходе на посадку минимальное при допустимой по устойчиво­сти центровке. В результате получили приемлемые данные по взлету и посадке. Однако с увеличением размера серийного самолета для обе­спечения выполнения летных данных (выросло число пассажиров, вес пустого, а за ним и площадь крыла, а длина ВПП осталась), надо было искать новые пути.
Еще до начала работ по серийному варианту мы провели много исследований, направленных на поиск путей увеличения подъемной силы крыла малого удлинения, хотя я лично был уверен, что есть только один путь: увеличение кривизны профилей — отклонением элевонов, а еще лучше и носков крыла, но последнее тогда выгляде­ло перебором. Энтузиастом многих вариантов был в лучшем смысле этого слова «фантазер» Е.Я. Пивкин. Но все просмотренные вари­анты приводили к большому увеличению сопротивления при малом росте подъемной силы, вплоть до ее потери. Однажды решили по­ставить в зоне течений от вихря с передней кромки, направленных от оси крыла, к краю пластины — крылышки, чтобы реализовать на них тягу и уменьшить сопротивление. Природу не обманешь. Вихрь уничтожили, а сопротивление увеличили. И только увеличение кривизны профилей дало нужный эффект. Поэтому задумали этот вопрос решать зависанием элевонов на 10° вниз, оставив еще 10° на управление. Вопрос, хватит ли 10° на управление по пикированию, многократно моделировался и обсуждался с учеными ЦАГИ (Глебом Владимировичем Александровым, Сергеем Яковлевичем Наумовым и Борисом Алексеевичем Милешиным), как и все другие проблемы устойчивости-управляемости, просто здесь я был оппонентом «сам себе». Пикирующий момент (на уменьшение угла атаки) от этих 10° надо было чем-то компенсировать. «Быстрый» (моторист по обра­зованию) М. Я. Блинчевский предложил поставить подъемные ТРД (с вертикально взлетающего самолета). По управлению предложе­ние заманчивое, но еще двигатели (запуск, отказ), расход топлива, вес и т. д. делали вариант неприемлемым, но все сказанное обсчитать успели. Рассмотрели и роторы типа вращающихся парусов и еще раз вернулись к плавающему оперению В. Ротина (см. выше) и, наконец, остановились на убирающейся несущей поверхности, установленной в носовой части самолета. Им стало переднее крыло (ПК), убираю­щееся после взлета вслед за шасси.
Чтобы минимально вмешиваться в устойчивость-управляемость, переднее крыло должно было иметь возможно больший коэффициент подъемной силы, чтобы максимально уменьшить его площадь и воз­можно малое изменение подъемной силы при изменении угла атаки (Су°). И то, и другое достигалось правильным сочетанием плана ПК и его профилировки. При этом большое значение коэффициента подъ­емной силы легче получить на прямом крыле большого удлинения, а уменьшение его большого Суа — формой профюм. Уменьшение Суа за счет малого удлинения потребовало бы огромной площади ПК из- за малого Су шах и неприемлемой из-за большого влияния на устойчи­вость.
Стали думать с Я. М. Серебрийским (ЦАГИ) и его коллективом: как сделать профиль для такого крыла. Он говорит: «Малый (Су“) только за счет срыва». Хорошо сказать — это вибрации, тряска, т. е. аб­солютно непригодное решение. С чего начать? Как избавиться от тря­ски? По статистике? О самолете «Милан V» фирмы «Дассо» [«Marcel Dassault»] (Франция) с передним убирающимся крылом мы узнали, когда все вопросы были решены. И вот Р. А. Жукова, со свойственной ей тщательностью, анализирует механизацию крыльев 17 самолетов и устанавливает связь их характеристик с относительной кривизной профилей и размером щелей. Сотрудники ЦАГИ (К. С. Николаева, С. Г. Игнатьев, А. В. Петров), КАИ (А. И. Матяж) и КБ (Р. А. Жукова, В. А. Попов, А. С. Лосева), проанализировав характеристики различ­ных моделей, вместе пришли к исходному разрезному профилю 30 % кривизны с четырьмя щелями, препятствующими срыву потока: две, образующиеся предкрылками, и две — закрылками.
Для безопасности самолета надо было сделать диапазон углов атаки без резких изменений характеристик и как можно шире. Так как близкие по форме профили показывали, что при большой кри­визне имеются особенности, приводящие к резкому уменьшению подъемной силы, когда начинается срыв потока на нижней поверхно­сти с передней кромки на малых углах атаки и, как обычно, на боль­ших углах атаки. С целью выбора наиболее эффективного взаимного положения всех элементов для обеспечения высокого уровня подъем­ной силы, без нарушения плавности обтекания и оставив достаточного размера средний несущий элемент, обеспечивающий прочность ПК, был сделан отсек (размахом в две хорды) с концевыми шайбами. В них размещался механизм взаимного передвижения элементов разрезного профиля по углу и величине щели.
Многочисленные испытания отсека в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ позволили получить:
оптимальное взаимное положение элементов профилей и разме­ров щелей, обеспечивающее нужный диапазон углов атаки с малым из­менением подъемной силы без нарушения плавности поверхностного обтекания (отсутствие тряски) и с уровнем коэффициента подъемной силы — отношение подъемной силы одного квадратного метра к ско­ростному напору (кинетической энергии) потока — более трех. Это до­зволило снизить площадь ПК для компенсации отклонения элевонов на 10° вниз до 2 % от площади основного крыла. Испытания этого отсе­ка до углов атаки 30° показали безотрывность поверхностного обтека­ния. Визуализация обтекания выбранного профиля ПК в водяной тру­бе показала наличие общего отрыва потока за центральным элементом крыла и подтвердила плавность обтекания поверхности;
достаточное количество материалов для подбора кинематики выпуска-уборки ПК и его элементов, обеспечивающей плавное балан­сировочное перемещение пилотом штурвала без специальной автома­тики. Мы добились того, что необходимо было перемещать штурвал на 25% хода не менее, чем за 10—15 сек., что действительно весьма медленно.
Андрей Николаевич не один раз допытывал меня:
Справится ли летчик с процессом уборки-выпуска ПК? Не надо будет ему слишком быстро двигать штурвалом?
Я показывал ему циклограмму уборки ПК и изменение сил, дока­зывая, что потребное движение штурвала медленно и линейно.
Причиной, вызвавшей его беспокойство, был первый вылет са­молета Ту-22 МО, в котором были задействованы предкрылки, и при заходе самолета на посадку при их несимметричном выпуске потре­бовалось быстрое перемещение штурвала, с чем пилоты еле справи­лись от неожиданности, и была предпосылка к происшествию (ката­строфе).
Когда у Андрея Николаевича в Круглом зале здания КОСОСа на­мечалось обсуждение этого происшествия, он дня за три пригласил меня:
Ты познакомься и обдумай.
Положение мое было «аховое»: я попал между А. Э. Стерли- ным, который был против первого вылета с выпуском предкрылков, и Д. С. Марковым с С. М. Егером, которые настаивали на этом. Обсуж­дение прошло так, что я смог в основном молчать, «вякнув» только какие-то общие слова. Возможно, Андрей Николаевич просто пригла­сил меня для «обучения», и мои отношения с выше упомянутыми вы­сокими деятелями сохранились на прежнем уровне.
Однако после катастрофы Ту-144 в Париже [3 июня 1973 г.], когда надо было «принимать меры», на самолете ввели автомат перебаланси­ровки с тем, чтобы при выпуске-уборке ПК штурвал оставался непод­вижным. Я лично считаю, что это только снизило уровень безопасно­сти, так как лишало летчика понимания: сколько же у него остается хода рулей на управляемость. Действительно, при прямой связи по­ложения штурвала и руля в нейтральном положении у летчика запас рулей на управляемость ±25°. Автомат перебалансировки «съедал» 10° рулей. И любой другой автомат, не обеспечивающий прямую связь по отклонению штурвала и руля для балансировки, лишает летчи­ка понимания запаса управляемости. Из тех, кто отвечал за систему управления или ею занимался, эту мою точку зрения поддерживал только Владимир Яковлевич Воронов, но и его «съели».
Кроме того, любой автомат, сколько бы раз его не дублировали, мо­жет отказать, что всегда рассматривается при сертификации. Поэтому на начальной стадии внедрения автоматизации Андрей Николаевич Туполев произнес слова, вызвавшие такое раздражение Леонида Ле­онидовича Селякова, что он готов был обвинить Туполева в регрессе авиации. А сказал Туполев:
Самый надежный автомат тот, который остался на земле.
Мы, аэродинамики, договорились и старались, если это не силь­но противоречило качеству самолета, решать задачи устойчивости и управляемости геометрией самолета. Мы считали, что достаточность управляемости — принцип номер один.
Большое число моделей изолированного ПК и в компоновке са­молета в масштабах ‘/50 до натуры позволило надежно оценить влия­ние числа Re (вязкости). Попутно получили интересный вывод, что размер щели между элементами механизации для сохранения аэро­динамических характеристик должен быть обратно пропорционален числу Re.
После анализа испытаний многих вариантов условий взаимо­действия ПК, основного крыла и вертикального оперения, направ­ленного на повышение качества на взлетно-посадочных режимах и сохранение необходимой эффективности вертикального оперения по углам атаки, установили ПК с большим отрицательным попереч­ным V (-15°). Это, «не бывать бы счастью, да несчастье помогло», су­щественно упростило кинематику уборки ПК. С ней много и упорно возились компоновщики Анатолий Карпович Штовба и Игорь Генна­диевич Бертош.
По результатам летных испытаний эффективность ПК оказалась на 20 % выше расчетной. Неужели это опять старик Рейнольдс? Умень­шили на метр размах ПК и на '/3 закрыли одну из щелей на пред­крылках.
Изучение причины повышения эффективности ПК в летных ис­пытаниях и испытаниях (визуализации) в водяной трубе показало, что вырывающиеся струи между закрылками ПК и фюзеляжем об­разуют вихри, создающие разряжение на верхней поверхности фюзе­ляжа. Неожиданно для нас образование этих щелей, с которыми мы старались бороться, дало такой же положительный эффект и на проду­вочной модели ПК с фюзеляжем. А сначала мы, действительно, вместе с ЦАГИ «грешили» на старика Рейнольдса.
Я уже отметил, что тогда в ЦАГИ мало уделялось внимания вихреобразованию и взаимодействию вихрей с частями самолета. Надо от­дать должное Евгению Семеновичу Вождаеву, который понял особен­ности и важность учета этих взаимодействий и для вертолетов, и для самолетов на больших углах атаки. Ему и его соратникам — сотруд­никам конструктора — мы обязаны рекомендациями по предотвраще­нию невыхода самолетов из штопорных режимов (или невозможности входа в них) и по аэродинамической компоновке истребителей, летаю­щих на углах атаки более 20°. Мы ему также обязаны многими совета­ми и объяснениями, но и взаимно довольны тем, что его первые шаги в понимании этих вопросов были сделаны по результатам эксперимен­та с вращающейся лопастью в водяной трубе нашей аэродинамической лаборатории.


Торбин Александр Валерьевич

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 09.01.2013 в 22:59
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011

facebook
  (0)  
Добавлено: 27.12.2012 16:00
Много забот было с компоновкой внешних обводов моторных гон­дол [МГ]. Высокие требования разработчиков двигателей к равномер­ности потока на входе, потребовали длинных каналов за воздухозабор­ником и размещения моторных гондол в пределах размаха наплыва. Здесь нами решались две главные задачи:
компоновка межгондольного пространства (особенно остро на опытном Ту-144), чтобы свести сопротивление моторных гон­дол к минимуму;
максимально уменьшить отрицательное влияние слива по­граничного слоя с крыла и панели клина воздухозаборника на внешнее обтекание и сопротивление самолета.
На опытном самолете требования мотористов, стремившихся уложиться в пределах размаха наплывной части крыла, привели нас к центральной пакетной компоновке четырех двигателей. Чтобы сни­зить влияние отказа одного двигателя или его помпажа (или помпажа воздухозаборника) на другие двигатели (особенно внутренние в паке­те), необходимо было разделить и развести воздухозаборники, хотя бы попарно. Таким образом, между ними образовалось так называемое центральное тело. Раздвинув воздухозаборники, мотористы решили свой вопрос надежности. Нам же, аэродинамикам и компоновщикам, пришлось «расхлебывать» сопротивление «центрального тела».
Достаточно взглянуть на эту часть опытного самолета, чтобы по­нять, как трудно «бедному воздуху» одолеть столь «застроенное про­странство». Но в результате «хитроумных предложений» компонов­щиков и аэродинамиков центральное тело удалось скомпоновать так, что сопротивление МГ опытного самолета не превышало сопротивле­ния пакетной компоновки по типу самолета В-70 или Т-4 (Сухой) без разделения воздухозаборников. Эта задача была решена эффектив­ным использованием взаимной интерференции повышенного давле­ния от тел с положительным наклоном (конус «центрального тела») на внутренние стенки воздухозаборников с отрицательным наклоном к набегающему потоку, и потому положительное давление создает на них тягу. Для этого надо было весьма «аккуратно» построить се­чение пространства перехода от парных воздухозаборников к пакету 4 двигателей. В этом деле заслуживает особого уважения дружность совместной работы аэродинамиков и компоновщиков.
Другой особенностью моторной гондолы опытного самолета было поджатие ее внешнего обвода с тем, чтобы обеспечить выпуск шасси, которое убиралось в крыло. К сожалению, мы тогда еще не рисковали учесть положительные и отрицательные поля от расширения МГ из- за недостаточного понимания, как разумно и эффективно это сделать. С нашими экспериментами, рождающими понимание, мы не успели и к серийному самолету Проблема минимизации сопротивления слива пограничного слоя с крыла решалась выбором оптимального соотношения слива на крыло вне (МГ) и в зону «центрального тела» с учетом его формы для приема сливаемого воздуха.
Слив пограничного слоя с панели клина и щели решено было на­править по каналам по всей длине МГ и запитать им донные образова­ния над и между соплами двигателей для уменьшения донных разря­жений (сопротивления самолета).
На серийном самолете, где пакет был разделен на две моторные гондолы, остались те же главные задачи и с шасси, которое теперь уби­ралось в МГ между каналами воздуховодов.
Формы (площади) поперечных сечений межгондольного про­странства серийного самолета строились с учетом объемов воздуха, сливаемых в него пограничных слоев, таким образом, чтобы миними­зировать сопротивление. Так, например, некоторое расширение сече­ния (по потоку) в начале моторных гондол, совмещаемое со сливом пограничного слоя и началом образования «центрального тела», реа­лизует уменьшение сопротивления от повышенного давления, дей­ствующего в этой части. Важными задачами осталось разделение объ­ема слива воздуха в межгондольное пространство и на консоль крыла, а также выбор направления вытекающего воздуха и его взаимодей­ствия с общими проблемами совместного обтекания крыла с мотор­ной гондолой и достаточностью объема сливаемых пограничных сло­ев. Аэродинамики хотели, чтобы сливаемый пограничный слой при сливе давал бы тягу, а мотористов заботил вопрос, чтобы он сливался весь и даже больше и не портил поле скоростей на входе в двигатель (не давал срывов в диффузоре воздухозаборника). Получение тяги от сливаемого потока требует обязательного поджатия сечений кана­ла на выходе, но, как всякое поджатие, создает уменьшение расхода воздуха.
После многочисленных изучений в аэродинамических трубах и расчетов течений в каналах слива пограничного слоя, на выходе из них на крыле, в межгондольном пространстве и боковых поверхно­стях моторных гондол аэродинамикам (А. А. Рафаэлянц, М. А. Добро­вольской и 3. С. Глебовой) совместно с мотористами (Н. Н. Фураева, Е. В. Сергеев) и компоновщиками удалось найти устраивающий всех в первом приближении вариант.
Тщательные исследования и споры с «идеологами воздухозабор­ников» позволили нам доказать целесообразность некоторой дефор­мации нижней поверхности крыла перед входами в воздухозаборни­ки для снижения толщины сливаемого слоя. Это изменение нижней поверхности крыла было внедрено, кажется, с 7-го или 9-го серийного самолета и дало некоторый выигрыш в качестве. Надо отметить, что для большинства подобных мероприятий выигрыш в качестве состав­лял величины, измеряемые сотыми и едва десятыми долями единицы качества, и не могли быть установлены в прямых испытаниях модели в аэродинамической трубе. Единственной оценкой «положительно­сти» были расчеты по той или иной теории, всегда вызывающей у «ре­шающих» недоверие, часто поддерживаемое наукой, из-за чего много своей крови попортили аэродинамики и компоновщики. К чести по­следних, с ними было легче, чем, скажем, с технологами и, конечно, с производством.
Все эти протоки и сливы создают разное сопротивление в зависи­мости от режима полета и режима работы двигателя, но такое, что в аэ­родинамическом расчете все они должны быть учтены. И вот однажды, в одном из первых подходов в летных испытаниях опытного самолета Ту-144 к скорости М = 2 самолет «уперся в стенку». Первая версия: рост сопротивления (Сх)... Но аэродинамики верят в теорию: роста не могло быть. Начал в этом разбираться коллектив бригады Блинчевского, и вместе с мотористами они показали, что это действитель­но рост сопротивления, но силовой установки из-за резкого падения расхода воздуха через двигатели. Это побудило разработать и вклю­чить в расчет летных данных методику определения сопротивления силовой установки в функции течения всех частей расхода воздуха, «захватываемого» силовой установкой. Летные испытания показали хорошую сходимость с расчетами.
Сравнительно ограниченная раздвижка пакета двигателей и МГ лишила возможности убрать шасси в крыло и вне, и вовнутрь от нее. Поэтому шасси пришлось убирать в МГ. Естественно, что размещение колес убранного шасси между каналами воздухозаборника не только портит их форму, но и внешнюю форму мотогондолы, так как ее макси­мальный мидель оказывается где-то около середины и близок к макси­мальному миделю крыла, что вообще противопоказано. К сожалению, проведенные на моделях в ИТПМ исследования полей давления от мо­торных гондол на крыло не успели быть учтенными на форме нижней поверхности крыла, хотя по экспериментальным данным и расчетам можно было выиграть еще 0,1—0,2 единицы качества, но осложняло конструкцию крыла из-за сложной формы профиля.
Предполагалось, что конструкция сопел опытного самолета долж­на была позволить широкий диапазон регулировки вплоть до реверса тяги (как стало на серийном «Конкорде»), Но сопла не были доведены. Их неудачное сочленение с верхней поверхностью крыла потребовало на опытном самолете специальной надстройки с подпиткой воздухом от слива пограничного слоя еще в воздухозаборнике для снижения донного сопротивления. Это мероприятие потребовало многих иссле­дований — расчетов, но оказалось неэффективным.
Разделение на серийном самолете пакета двигателей, отказ от ков­шовых сопел конструкции КБ Туполева и переход к кольцевым соплам КБ Кузнецова поставили новые задачи:
компоновка «стекателей» между круглыми соплами;
учет влияния упругости на эффективность элевонов, в связи с их смещением от оси самолета в сторону более упругой части крыла.
Образующееся между круглыми соплами пространство создает за­метное донное сопротивление. Подпитка его вялым воздухом охлаж­дения двигателей явно недостаточна. Заполнение этого пространства жесткими стекателями (как на первых Ту-154) эффекта не дает: на­рушает качество реактивной струи и увеличивает расход топлива. Поэтому мы сделали перфорированные стекатели, дно которых под­питывалось из наружного пограничного слоя. Это заметно умень­шило донное сопротивление и способствовало затягиванию отрыва потока на прикрытых соплах. Правильные ответы могли дать только натурные эксперименты, которых у нас не было, поэтому все решения по стекателям сопел были приняты на основании инженерных расче­тов по методикам, разработанным А. А. Рафаэлянц и М. А. Доброволь­ской, опиравшихся, главным образом, на иностранные материалы.
В результате всех работ нам удалось успешно решить задачи уменьшения сопротивления МГ и снизить прирост сопротивления от моторных гондол почти до уровня коротких МГ (типа «Конкорда»), раздвинули моторные гондолы, отодвинули элевоны, посчита­ли потерю их эффективности на дозвуке до М~ = 0,8 по дозвуковой теории, на сверхзвуке при М = 2 (по «поршневой теории» В. И. Чубарова) сохранили расчетную величину потерь в диапазоне от М = 2 до М = 1,4. Величину потерь между 0,8 и 1,4 провели эквивалентно кривой жесткой эффективности элевонов, полученной по продувкам в аэродинамических трубах. В результате получили максимально рас­четное отклонение элевонов на проходе звуковых скоростей при самом заднем положении фокуса и при принятой центровке не более 2—3° вверх и успокоились.
Однако часовой механизм «диверсии» был поставлен на первый проход звуковой скорости. В летных испытаниях при расчетной цен­тровке мы при выходе на сверхзвуковую скорость в первом же полете столкнулись с отклонением элевонов до 8—10° вверх, что резко увели­чило сопротивление и время прохождения чисел М от 0,98 до 1,25 с со­ответствующей потерей топлива. Так, режим прохода около звуковых скоростей был «загнан в угол» со всех сторон. Из-за малой критиче­ской скорости автоколебаний крыла (флаттера) пришлось поднять вы­соту полета на этих режимах и, следовательно, поднять рабочий режим двигателей, приблизив его к максимальному. Добавление сопротивле­ния от большого отклонения элевонов еще приблизило рабочую тягу двигателей к максимальной и оставшийся избыток тяги еле-еле сохра­нял разгон по скорости при очень большом удельном расходе топлива.
Начался авральный поиск причины (кто виноват?) и путей реше­ния задачи возвращения к 2—3° отклонения элевонов.
«Устойчивисты» сразу напали на аэродинамические трубы, кото­рые, по их мнению, дали неправильные значения положения фокуса и жесткой эффективности элевонов в этом диапазоне чисел М. Сами поправили изменение фокуса по данным летных испытаний так, чтобы отклонение элевонов сходилось с полетом, и стали считать все балан­сировки заново.
Однако задача эта неоднозначная: также можно было изменить жесткую эффективность элевонов или сделать поправки их эффектив­ности от упругости крыла. Я сразу стал на позицию, что это влияние упругости, так как трудно было предположить нерасчетное положение ЦТ самолета (проверили не раз); также, понимая физическую суть об­текания на натуре и в аэродинамических трубах, я не мог предполо­жить такой значительной ошибки в определении положения фокуса и жесткой эффективности.
Г. Ф. Набойщиков и В. И. Чубаров ребята талантливые, но и упря­мые, и не могли сразу признать своей ошибки, а аэродинамики, «свято верившие» в достоверность данных, полученных обработкой результа­тов продувок в многих аэродинамических трубах, твердо настаивали на том, что это влияние упругости, снижающей эффективность элево­нов. Борьба мнений шла, но надо было решать, что делать на самолете?
Первым выходом, который напрашивался сам собой, было сме­щение положения ЦТ в этом диапазоне чисел М на соответствующую величину назад. Такое решение осложняло процесс формирования последовательности расхода и перекачки топлива (назад, потом впе­ред), приводил к потерям в трансзвуке и т.д., но что делать, так начали летать, чтобы хватало элевонов и топлива. Появился так называемый домик в кривой изменения положения ЦТ по числам М, на котором и остановились навсегда.
Длительный поиск и расчеты, выполненные прочнистами по фак­тическому распределению давления в трансзвуке М = 0,98—1,25, пока­зали правильность предположения об увеличении влияния упругости и совпадение с летными испытаниями. Действительно, оказалось, что относительная потеря эффективности элевонов на трансзвуке от упру­гости крыла больше, чем на сверхзвуковых скоростях, что, несмотря на все свои знания, Набойщиков с Чубаровым предположить не могли. Связано это с особенностью обтекания крыла и элевонов в этом диа­пазоне скоростей.
Физический смысл этой особенности заключается в следующем. При отклонении элевонов на дозвуковых скоростях вниз появляет­ся прирост подъемной силы на самом элевоне и на всей хорде крыла, моменты кручения которых относительно центра жесткости (ЦЖ), расположенного практически по середине хорд консолей, действу­ют в разные стороны. Сила приложения в ЦЖ сечение крыла не за­кручивает. На большинстве хорд момент от силы на руле больше, и крыло закручивается на некоторый отрицательный угол атаки, что, уменьшая подъемную силу сечения, создает дополнительный момент на ослабление эффективности действия элевонов. В сумме, как пока­зывают их летные испытания, относительная потеря эффективности порядка 20—25 % при скоростном напоре около 2000 кг/м2 (давление остановленного потока). На сверхзвуковой скорости при отклонении элевона с прямой передней кромкой вниз на нем возрастает давление по прямоугольному закону, которое не распространяется вперед. За­кручиванию крыла моментом сил на элевоне очень незначительно препятствует момент от падения подъемной силы на крыле, так как центр давления и ЦЖ находятся близко друг к другу. При этом по­теря эффективности оказывается уже порядка 50—60% при том же скоростном напоре, что и подтверждают летные испытания. На числах М = 0,8—1,25 течение на крыле еще дозвуковое из-за его стреловидно­сти, а изменение давления на элевоне при его отклонении не распро­страняется вперед на крыло из-за его прямой (не стреловидной) оси поворота, т. е. как на сверхзвуке. Отклоненный вниз элевон закручи­вает крыло, при этом уменьшение подъемной силы на крыле дает, от­носительно ЦЖ, прирост момента в ту же сторону, что от отклонения элевона, соответственно усиливая потерю эффективности элевонов более 70 %, что и подтвердилось летными испытаниями.
Неправильный учет потери эффективности элевонов на трансзву­ке наша единственная, серьезная ошибка при компоновке самолета.
Проявилась она так резко потому, что, переходя к серийному самоле­ту, мы исправляли недостаток опытного самолета (перегрев хвостовой части), раздвинули МГ и отодвинули элевоны от оси самолета, т.е. разместили их на более упругой части крыла. Наша ошибка в учете влияния упругости на эффективность элевонов на серийном самолете сказалась гораздо сильнее, чем на опытном. Это объяснялось тем, что на испытаниях опытного самолета мы не заметили повышение потери эффективности элевонов на трансзвуке. На самолете «Конкорд» такой значительной потери эффективности элевонов нет, так как корневой элевон расположен между фюзеляжем и МГ и практически не имеет потери эффективности из-за упругости. Так что решением иметь воз­душные каналы длиной 8—10 калибров мотористы сами себя наказали «домиком» перекачки топлива в районе М> 1, заодно и навигационщи- ков, и экипаж, и всех при доказательстве надежности такой системы при сертификации. Работать надо вместе всем службам над всеми про­блемами: делаем одно дело!
«Ошибка» здесь очень громко сказано, потому, что это резуль­тат незнания и не только нашего, КБ Туполева. Этого в то время не зна­ли и в ЦАГИ. Огромный объем аэродинамических экспериментов, вы­полненных многими институтами, включая сравнительные испытания в разных аэродинамических трубах, позволил нам с ЦАГИ спрогно­зировать все особенности самолета Ту-144 в полете, включая влияние упругости, кроме диапазона трансзвуковых скоростей. По учету влия­ния упругости очень много было сделано в лаборатории № 15 ЦАГИ (Г. В. Александров), включая многочисленные испытания «упругопо­добных моделей» в аэродинамической трубе (П. Д. Нуштаев). Большие трудности трактовки результатов этих испытаний из-за разнообразных «побочных явлений» и неполного подобия модели по упругости само­лету оставили первенство за расчетами и анализом летных испытаний.
Надо отметить, что подробный большой предварительный на­земный эксперимент был проведен практически всеми службами КБ. То, что мы дорабатывали в конструкции самолета, не было ошибкой (просмотром), а результатом новых требований, главным образом, свя­занных с сертификацией самолета (об этом ниже) или новых данных, которые нельзя было узнать на земле из-за огромного объема экспери­мента и из-за невозможности создания на земле условий, полностью соответствующих полетным.
Интересно вспомнить, что один из предложенных нами способов компенсации большого отклонения элевонов был частичный выпуск ПК. Кинематика выпуска была такова, что угол атаки ПК до стрело­видности 50—55° оставался заметно отрицательным, а при меньших углах стреловидности уже начинала раскрываться механизация, т. е. ПК было совершенно не приспособлено к этому режиму. Все же по­пробовали выпустить его примерно на 55°. Получили дикие вибрации и шум в кабине экипажа соответственно вибрации всей конструкции, что должно было резко снизить ее ресурс, и даже при первом же экс­перименте оторвался один из обтекателей узла поворота ПК. На этом, под брань А. А. Туполева, эксперимент закончился, хотя даже при та­ком выпуске ПК отклонение элевонов заметно уменьшилось.


Торбин Александр Валерьевич

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 09.01.2013 в 22:59
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011

facebook
  (0)  
Добавлено: 27.12.2012 16:01
Творческая работа, проведенная в КБ, ЦАГИ и других институтах, позволила получить полетное качество серийного самолета Ту-144 око­ло 7,6—7,8, что, по опубликованным данным, примерно на 0,6 выше, чем у серийного самолета «Конкорд». В этом результате большое значение имела гладкость поверхности, достигнутая в производстве, и сведение к минимуму числа различных надстроек (датчиков, антенн и т.п.). В итоге кропотливой работы аэродинамиков, конструкторов и технологов дополнительное сопротивление поверхности и надстроек было сведено к 4 % от общего сопротивления, с надеждой снизить его до 3%, т.е. стало минимальным из всех гражданских самолетов СССР, у которых это сопротивление достигало 10—15% и в 3—4 раза превы­шало требования ЦАГИ.
Мы приняли априорное решение, согласованное с ЦАГИ и спе­циалистами других институтов, что все поверхности самолета обтека­ются турбулентным пограничным слоем, несмотря на то, что модели обтекались с различными процентами по хорде ламинарного течения. В силу огромного числа Рейнольдса, достигаемого в конце фюзеляжа, расчетная толщина дозвуковой части пограничного слоя должна была составлять 3 мм при его общей толщине порядка 300 мм, т. е. всего око­ло 1 %. Эта особенность полноты и структуры пограничного слоя нас очень насторожила по части влияния качества внешней поверхности.
Мы вспомнили о самолете Ту-154, где поверхностное сопротивле­ние достигало (12—15%) от общего сопротивления самолета за счет разного рода «надстроек» и низкого технологического качества самой поверхности. Для сравнения уточню, что сделанный в ЛИИ анализ со­стояния поверхности самолета Боинг-В707, потерпевшего катастрофу в Карелии, показал, что у него величина поверхностного сопротивления лежит в пределах (3—5 %). Этой «сладкой» цифры захотелось и нам!
Одной из главных причин превосходства В707 было на порядок меньшее количество надстроек, чем у Ту-154. Это резерв номер один.
И мы пошли всей нашей аэродинамической ратью под руководством А. А. Рафаэлянца в поход против выступающих частей. Нам помогло и поддержало в «борьбе» против антенщиков, бытовиков, мотористов и других главное соображение: «самолет-то сверхзвуковой»! Под этим флагом были одержаны все победы. Второе, что действовало «про­тив серийщиков», — это неожиданная поддержка нас министерством в «войне» против технологических неровностей. Вероятно, насмотрев­шись на гладкость поверхности иностранных самолетов и под много­летним нажимом со стороны ЦАГИ, министерское начальство захоте­ло тоже выпускать приятные глазу гладкие самолеты.
ЦАГИ много лет пытался всем доказать, что сопротивление по­верхности (вредное сопротивление) не должно превышать (3—5%) и несколько раз выпускал технические условия на ограничение неров­ностей поверхности, обеспечивающие эти цифры. Однако конструк­торы упорно игнорировали эти требования, потому что сокращение выступающих элементов или их встраивание в обводы заметно ослож­няло принятые технологии и конструкции.
Интересно, что по самолету «Конкорд» обеспечение качества по­верхности, отвечающее 3 % сопротивления, достигалось не путем тех­нических условий на допустимые уступы, щели и т. п., что решается производством, а путем установления допусков на изготовление де­талей и полуфабрикатов, что решается конструкторами. После обме­ра неровностей поверхности предсерийного самолета они нашли, что «вредное сопротивление» будет более 3 %, и в чертежах серийного са­молета ужесточили допуски.
Почему неровности вдруг стали нас так волновать? Из сказанного выше вытекает, что большая часть поверхности обтекается с толщиной дозвуковой части пограничного слоя менее 3 мм. Искажение линий тока обтекания неровности распространяется по нормали к поверх­ности в дозвуковом потоке не менее чем на 10 калибров. Это значит, что неровности поверхности в 0,1—0,2 мм будут возмущать границы сверхзвуковой части пограничного слоя, вызывая появление скачков уплотнения и, следовательно: волновое сопротивление, пульсации, создающие динамическое нагружение обшивки и шум пограничного слоя, распространяющийся в кабину.
В оценке сопротивления неровностей нам очень помог Ленинград­ский институт авиационного приборостроения и, в частности, Валентина Константиновна Мартина, работавшая с В. А. Стерлиным. В институте была сделана установка, на которой можно было создавать градиентный по давлению сверхзвуковой поток с различной формой пограничного слоя. Пользуясь этими и другими экспериментальными материалами и результатами проведенных нами статистических обмеров состояния поверхности опытного и серийного самолета, мы, аэродинамики, могли оценить величину вредного сопротивления. В первом обмере я участво­вал сам лично, ползая на коленях по поверхности самолета.
Большой анализ и наглядный материал по качеству поверхности был оформлен под руководством А. А. Рафаэлянца. Этот материал по­мог нам добиваться конкретных конструктивных и технологических решений для снижения сопротивления.


Торбин Александр Валерьевич

Сейчас: офлайн
Был(а) на сайте: 09.01.2013 в 22:59
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011

facebook
  (0)  
Добавлено: 27.12.2012 16:01
Во многих особенностях протекания аэродинамических характери­стик, полученных в аэродинамических трубах и летных испытаниях, нам помогла разобраться водяная труба (ВТ), сделанная Е.Я. Пивкиным, и, главным образом, в особенностях, связанных с вихревыми те­чениями и их разрушением. Например, мы не могли объяснить, почему при опускании носового обтекателя опытного самолета растет общий Сушах ПРИ соответствующем увеличении угла атаки.
Как показали испытания в ВТ, объяснение состоит в том, что при поднятом обтекателе вихрь, образуемый на фюзеляже, стягивается основным вихрем крыла, который усиливается и уменьшает примерно на 1° угол атаки попадания разрушения вихря крыла на его заднюю кромку. При опущенном носовом обтекателе фюзеляжный вихрь прак­тически отсутствовал.
Или чем объяснить, что создание щели между ПК и фюзеляжем увеличивает суммарный С , о чем мы уже говорили. Казалось бы, щель должна уменьшить подъемную силу консоли ПК. Испытания в водя­ной трубе показали, что вырывающаяся из щели струя создает над- фюзеляжный вихрь, увеличивающий его, фюзеляжа, подъемную силу, превышающую падение подъемной силы на консоли ПК.
Большое влияние оказывают крылевые вихри на протекание бо­ковых характеристик по углам скольжения (углом между плоскостью симметрии и набегающим потоком — р). На консоли (половине) кры­ла, идущей с меньшим углом стреловидности, разрушение вихря попа­дает на заднюю кромку раньше, чем на консоли с большим углом стре­ловидности. Поэтому боковые моментные характеристики по р имеют скачки, сходящиеся к одному на критическом угле атаки при р = О (со­ответствующему Су пщх, т. е. попаданию разрушения вихря на обе кон­соли одновременно).

Страницы: 1 2 3

Пользователи

Недавно были

Благодатских Александр Анатольевич 54 минуты назад Кошка Шредингера -----------------1 час назад
Котэ Воин 1 час назад  2 часа назад
Air 2 часа назад Rus 2 часа назад
max9283 max9283 3 часа назад Пилот Ан-2 3 часа назад
Сообщить об ошибке
Поддержка сайта - Яркие решения