Например, в самолете «Конкорд» на сверхзвуковой скорости аэродинамическое качество равно 7,5-8, на дозвуковой 13-14, т.е. приблизительно такое же, как у современных дозвуковых самолетов. Во время посадки качество уменьшается до 4. Хорошие характеристики в дозвуковом диапазоне имеет Ту-144, у которого в передней части фюзеляжа расположена дополнительная убираемая несущая поверхность. С целью изучения свойств готических крыльев были построены опытные самолеты ВАС 221 (рис. 1.63) и «Аналог» 144.
Дополнительное уменьшение сопротивления достигнуто благодаря применению фюзеляжа с большим удлинением пере- ¦ дней части и скрытым фонарем кабины. Для управления самолетом необходима хорошая видимость (особенно при взлете и посадке), поэтому в созданных и проектируемых сверхзвуковых пассажирских самолетах предусмотрено отклонение вниз передней части фюзеляжа. Во время полета эта часть фюзеляжа поднята, что обеспечивает малое сопротивление, но ограничивает видимость через небольшие иллюминаторы. При опущенной передней части во время взлета (у «Конкорда» на угол 5°) и посадки (17,5°) обеспечивается хорошая видимость взлетной полосы. Как в советском, так и в англо- французском проекте большое внимание уделяется качеству внешней поверхности самолета, которая выполняется обтекаемой (без каких-либо выступающих частей и узлов) благодаря применению в конструкции панелей, изготовляемых методами химической и механической обработки из металлических плит большого размера. Во-первых, это привело к уменьшению сопротивления трения, а во- вторых, повысило стойкость в отношении температурных напряжений, возникающих от циклического неравномерного повышения температуры поверхности до 130°С и последующего охлаждения до температуры окружающей среды.
С аналогичной целью было проведено исследование различных вариантов размещения двигательной установки и формы гондол двигателей; при этом дополнительное сопротивление от интерференции гондолы и крыла может быть использовано как фактор, благоприятно влияющий на подъемную силу самолета. Известно, что одиночная гондола двигателя, установленная непосредственно под крылом или на пилоне, создает собственное большое сопротивление из-за значительного увеличения поверхности (особенно для гондол двигателей с форсажными камерами) и площади поперечного сечения и, кроме того, из-за вредного взаимного влияния гондолы и крыла.
В самолетах «Конкорд» и Ту-144 (серийный вариант) двигатели помещаются парами в двух плоских гондолах, сдвинутых к задней кромке крыла, благодаря чему достигнуто уменьшение сопротивления, повышающее качество самолета примерно на 10%. Этот эффект объясняется двумя факторами. Один из них состоит в том, что перемещение двигателей назад, за максимальную толщину профиля крыла, значительно улучшает характер распределения площади поперечного сечения вдоль оси самолета. При этом максимальная площадь поперечного сечения уменьшается настолько, что ее отношение к площади несущей поверхности составляет ~ 4% (у околозвуковых самолетов она равна примерно 10%). Второй фактор связан с выбором формы воздухозаборников; исходящие от них косые скачки должны соответствовать форме крыла в плане. Благодаря этому на крейсерском режиме нижняя поверхность крыла находится под действием скачков уплотнения, повышающих давление, что увеличивает подъемную силу самолета. Поэтому для получения необходимой подъемной силы нужен меньший угол атаки, в результате чего уменьшается лобовое сопротивление самолета и возрастает его качество.
Характерной чертой советского и англо-французского сверхзвуковых пассажирских самолетов является также использование топлива (масса которого составляет ~ 50% взлетной массы самолета) для охлаждения самолета и для перемещения его центра тяжести при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета. Эту особенность можно проиллюстрировать на примере самолета «Конкорд» (рис. 1.64), в крыльях и фюзеляже которого размещено 17 топливных баков объемом 117285 л. Они разделены на три группы: балансировочные баки (4 в околофюзеляжной части крыла, имеющей максимальную стреловидность, и 1 в задней части фюзеляжа), резервные баки (4 в крыле) и основные баки (6 в крыле и 2 в нижней средней части фюзеляжа).
Разделение внутреннего пространства каждого крыла на семь отдельных топливных емкостей-кессонов требуется для обеспечения по возможности минимальных перемещений центра тяжести самолета в результате расходования топлива и для управления его положением в зависимости от условий полета. На взлете, подъеме и околозвуковом полете передние балансировочные баки заполнены целиком, а задний бак пуст. При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета топливо из передних баков перекачивается в задний бак. В результате центр тяжести самолета перемещается назад, т. е. движется вслед за центром давления. При переходе от сверхзвуковых к дозвуковым скоростям полета топливо перекачивается в обратном направлении. В зависимости от времени полета (количества израсходованного топлива) из балансировочных баков топливо может перекачиваться в основные баки. Количество перекачиваемого топлива контролируется бортинженером.
10. Аварийно-спасательные средства сверхзвуковых самолетов
Аварийные ситуации в современной авиации возникают достаточно редко, прежде всего благодаря высокой надежности летательных аппаратов, хорошей подготовке экипажей и тщательной работе наземных технических служб. Несмотря на это, иногда происходят аварии самолетов, например, вследствие отказа силовой установки, нехватки топлива, возникновения пожара на самолете, неисправности системы управления, потери пилотом ориентации в пространстве, из-за исключительно неблагоприятных метеорологических условий и т.п. Кроме того, военные самолеты постоянно подвергаются опасности оказаться в аварийной ситуации в результате действий противника.
К наиболее неблагоприятным относятся быстротечные аварии, когда время, которым располагает экипаж для того, чтобы покинуть самолет или произвести вынужденную посадку, невелико. Поэтому спасательные средства экипажей военных самолетов должны обеспечивать безопасность не только в любой ситуации, но и в любой момент времени.
В первом двадцатилетии развития авиации экипаж практически не располагал каким-либо спасательным средством, позволяющим покидать самолет в воздухе. Во втором двадцатилетии единственным средством такого рода был парашют. В случае аварии летчик покидал самолет таким образом: отстегивал ремни, удерживающие его в кресле, открывал фонарь, выходил из кабины и прыгал с крыла. После непродолжительного свободного падения летчик открывал парашют и приземлялся. С ростом скорости и высоты полета такой способ становился непригодным по многим причинам.
Во-первых, с увеличением скорости полета значительно возрастает сила аэродинамического сопротивления. Например, при скорости полета ~ 600 км/ч на тело летчика, высунувшегося только наполовину из кабины самолета, действует сила около 4,4 кН (450 кГ). Величина силы пропорциональна квадрату скорости, поэтому повышение скорости, например, до 1200 км/ч приводит к четырехкратному увеличению силы без учета дополнительного волнового сопротивления. В таких условиях выход из кабины самолета превышает физические возможности человека.
Вторым фактором, затрудняющим покидание самолета с парашютом, является большое различие между скоростью самолета и резко уменьшающейся скоростью парашютиста в результате торможения набегающим потоком. Поток подхватывает парашютиста и быстро уносит назад, что грозит столкновением с
