Информация от 25 июня 2013 года:

Информация от 25 июня 2013 года (дополнена позже):
За последние годы в моей голове скопилось несколько мыслей в области
самолётостроения и сегодня я попытаюсь часть из них изложить в этой
«информации».
Первое. В дополнение к соответствующим мыслям из моих
«Воспоминаний от 23 декабря 2012 года» (на этом сайте) хочется назвать
своё значение предельно допустимой удельной нагрузки на крыло
современного пассажирского самолёта:
650 килограммов на один
квадратный метр. Это частное от деления максимального взлётного веса
самолёта на площадь его крыла.
Предлагаю принять конвенцию в области самолётостроения, которая
запрещала бы создавать на этапе проектирования новые пассажирские
самолёты с удельной нагрузкой на крыло свыше 650 кг/кв.м. А для самолётов
с более высокой удельной нагрузкой на крыло, которые уже находятся в
эксплуатации и продолжают серийно выпускаться авиапромышленностью,
ввести обязательное информирование о том, что данный самолёт имеет
пониженную несущую способность крыла (в целях экономии топлива) и что
в «зонах турбулентности» он подвергается аэродинамической тряске, а при
посадке возможно жёсткое приземление на посадочную полосу аэродрома.
Что касается новых систем аэродинамической стабилизации с
использованием, так называемых, датчиков турбулентности в носовой части
самолёта, имеющего повышенную удельную нагрузку на крыло, то это
похоже на действия скупого, пытающегося прикрыть свою скупость какимито «сомнительными» действиями. При посадке самолёта они
(вышеупомянутые
конструктивные
решения
по
устранению
аэродинамической тряски), на мой взгляд, не только небезопасны, но могут
сыграть и роковую роль. Всё хорошо, что в меру. В том числе и
экономичность самолёта по части удельной нагрузки на крыло.
Второе. О модернизации и серийном выпуске биплана Ан-2
(«Кукурузника»). Я обеими руками «за». Я вообще считаю, что все
низкоскоростные (максимальная скорость полёта до 300 км/час) и малой
грузоподъёмности (до 2 тонн) самолёты должны быть бипланами.
Мой главный аргумент при этом – нижнее и верхнее крылья биплана
имеют общую конструктивно-силовую схему. И этим, для соответствующего
специалиста, почти всё сказано.
Третье. О спортивной авиации. Спортивная авиация, как один из
первоисточников технического прогресса в самолётостроении, давным-давно
себя исчерпала. Она, на мой взгляд, почти не нужна уже хотя бы потому, что
несёт в себе фактор риска. А если к этому добавить другие «минусы» (трата
2
природных, людских ресурсов и так далее), то некоторый «атавизм»
спортивной авиации просматривается ещё больше.
Размышления от 20 ноября 2013 года (о критике самолётов с большим кабрирующим
моментом двигателей и о создании нового российского среднемагистрального
пассажирского двухдвигательного самолёта на базе самолёта Ту-154М):
Ту-204
Аэробус A321
Боинг 757-200
Ту-154М
212
220
220
176
107,5
89
108,8
104
Максимальная коммерческая нагрузка (т)
21
21,3
22,6
18
Дальность с максимальной нагрузкой (км)
5 650
5 950
7 222
5 280
Крейсерская скорость (км/ч)
810-830
850
850
900-950
Требуемая длина ВПП (м)
2500
2500
2500
2500
Топливная эффективность (г/пассаж. км)
19,3
18,5
23,4
27,5
80 (2002 год)
15 (1997 год)
Пассажировместимость (чел.)
Максимальная взлётная масса (т)
Стоимость (милл. долл. США)
35 (2007 год) 87-92 (2008 год)
Как авиаконструктор, я всегда «недолюбливал» пассажирские и
транспортные (грузовые) самолёты-низкопланы (крыло стыкуется с
фюзеляжем в нижней его части), у которых турбореактивные двигатели
(сокращённо – «ТРД») висят на пилонах под крылом (в меньшей степени это
относится и к самолётам-среднепланам). Теперь, после двух схожих
авиакатастроф в России (Пермь и Казань) самолётов с большим
кабрирующим моментом двигателей (сокращённо – «самолётов с большим
КМД»), я попробую убедить соответствующих авиаконструкторов в том, что
данное компоновочное решение является ошибочным и потенциально
опасным при эксплуатации самолёта.
Массовое появление самолётов с большим КМД обусловлено, на мой
взгляд, общемировой «оголтелой гонкой» за экономичность пассажирских
3
воздушных судов. На самолёте обычной компоновочной схемы вектора тяги
двигателей по высоте самолёта располагаются вблизи его центра тяжести
(сокращённо – «ЦТ»), а аэродинамическая балансировка по тангажу (в
продольной плоскости самолёта) осуществляется НОРМАЛЬНЫМ по
площади и по углу атаки (либо переставным – угол атаки стабилизатора
изменяется в зависимости от режима полёта) горизонтальным оперением
(сокращённо – «ГО»). Что, естественно, создаёт немалое аэродинамическое
сопротивление и требует соответствующего расхода топлива. Следует также
иметь в виду, что «несущая способность» ГО (определяется его площадью,
углом атаки и так далее) имеет по отношению к несущей способности крыла
противоположный вектор аэродинамической силы (вычитается из подъёмной
силы крыла). Поэтому требуемая несущая способность крыла самолета
нормальной аэродинамической схемы (классической) всегда больше, чем,
например, у самолётов других аэродинамических схем. То есть появляется
дополнительное (и тоже немалое) аэродинамическое сопротивление, которое
тоже требует соответствующего расхода топлива.
Возникает соблазн уменьшить несущую способность ГО за счёт
кабрирующего момента двигателей самолёта. Это очень опасный соблазн.
Объясню почему. Изобразим в упрощённом виде схему балансировки
самолёта с КМД:
Из этой упрощённой схемы аэродинамической балансировки самолёта по
тангажу видно, что пикирующий момент от крыла уравновешивается
кабрирующими моментами горизонтального оперения и двигателей. То есть:
Y x LY = B x LВ + T x LT .
Это означает, что, например, в крейсерском режиме полёта значительная
часть пикирующего момента крыла «задавливается» тягой двигателей.
Поэтому при попадании в «зону турбулентности» тяга двигателей остаётся
4
прежней, а «куцее» горизонтальное оперение не в состоянии быстро
выровнять самолёт в продольной плоскости. И он, имея тоже «куцее» (с
низкой несущей способностью в целях экономии топлива, о чём я уже не раз
говорил на этом сайте) крыло, проваливается вниз - подвергается
«аэродинамической тряске».
Но это не идёт, ни в какое сравнение, с картиной аэродинамической
балансировки при посадке самолёта. Тут «картина» уже в энное число раз
опаснее. На самом сложном - предпосадочном участке глиссады, у пилота
самолёта с большим КМД есть только одна реально применяемая на
практике альтернатива – перед самым касанием колёсами шасси взлётнопосадачной полосы (сокращённо – «ВПП») резко сбросить тягу двигателей.
Ибо «куцее» ГО не позволяет какое-то время лететь на сброшенной тяге над
ВПП на минимальной высоте, не касаясь ВПП колёсами шасси. В результате
чего все самолёты с «куцым» ГО как бы принципиально не способны
совершать мягкое приземление на ВПП и в большинстве случаев буквально
«плюхаются» на неё с большими вертикальными перегрузками.
Но и это ещё не самое опасное. Самое опасное, что «поджидает» пилота
на самолёте с большим КМД при посадке, это уход на второй круг при
недолёте до ВПП. Если пилот при этом резко увеличивает тягу двигателей,
то самолёт задирает нос со всеми вытекающими из этого тяжёлыми
последствиями, а именно. Крыло самолёта выходит на закритические углы
атаки. Скорость самолёта резко снижается. ТРД при этом частично лишаются
набегающего потока воздуха и их нормальная работа нарушается. Пилот
«инстинктивно» отжимает штурвал управления от себя. Но при больших
углах атаки ГО «затеняется» крылом и его эффективность падает.
Одновременно, из-за «затенения» вздыбившимся фюзеляжем, падает
эффективность вертикального оперения. У самолёта появляется рыскливость
и боковое скольжение. В результате бокового скольжения (вращения
самолёта вокруг вертикальной оси) подъёмная сила на одной из консолей
крыла становится больше подъёмной силы на другой консоли крыла.
Появляется крен и самолёт сваливается в штопор.
Выход из штопора только один – через пикирование, с нажатием до отказа
педали ножного управления руля направления (в сторону противоположную
направлению вращения самолёта). Для этого нужен большой запас высоты
полёта. Чем больше самолёт, тем больше нужен запас высоты для выхода из
штопора. Понятно, что в посадочных условиях необходимого запаса высоты
нет, и неуправляемый самолёт падает, почти вертикально, на землю.
Даже при взлёте самолёта с большим КМД возможна потеря его
управляемости, например, при чрезмерном отжиме штурвала управления на
себя сразу после отрыва от ВПП (ошибка пилотирования). Я попрошу
слабонервных не заходить вот на эту ссылку в Интернете, где размещено
5
видео о падении транспортного самолёта с большим КМД после отрыва от
ВПП и наборе нескольких сот метров высоты.
Предлагаю принять ещё одну конвенцию в области самолётостроения,
которая запрещала бы создавать на этапе проектирования новые
пассажирские самолёты с большим кабрирующим моментом двигателей. А
для самолётов с большим КМД, которые уже находятся в эксплуатации и
продолжают серийно
выпускаться
авиапромышленностью,
ввести
обязательное информирование о том, что данный самолёт имеет пониженную
несущую способность горизонтального оперения (в целях экономии топлива)
и что при ошибках в пилотировании возможна потеря управляемости
самолётом, а при посадке возможно жёсткое приземление самолёта на
посадочную полосу аэродрома. Кроме того, в «зонах турбулентности» он
подвергается аэродинамической тряске.
Но это ещё не все «минусы» самолётов с большим КМД. При посадке, в
процессе пролёта над ВПП на минимальной высоте, такой самолёт может
раскачиваться из стороны в сторону одновременно по крену и по курсу за
счёт достаточно сильного, но неустойчивого экранного эффекта.
Если посмотреть на самолёт с большим КМД спереди, то его центральная
нижняя часть напоминает экраноплан катамаранного типа. Для самолета это
очень плохо, ибо экранный эффект чрезвычайно усложняет управление
самолётом в опасной близости с землёй (экраном).
Дело в том, что «на экране» классические законы аэродинамики
перестают действовать. У крыла летательного аппарата появляется второй
аэродинамический фокус. В обычном понимании, аэродинамический фокус –
это точка приложения ПРИРАЩЕНИЯ подъёмной силы крыла при
изменении угла его атаки на некоторую величину. Это аэродинамический
фокус по углу атаки.
Второй аэродинамический фокус – по относительной высоте полёта.
Относительная высота полёта это частное от деления расстояния от задней
кромки крыла до экрана на величину средней аэродинамической хорды
крыла, то есть, грубо говоря, продольного размера «среднего сечения» крыла
продольной плоскостью.
Причём, если первый фокус располагается ближе к передней кромке
крыла, то второй, наоборот, - ближе к задней. Эти фокусы очень сложно
взаимодействуют между собой – перемещаются относительно друг друга в
неизвестной на сегодняшний день (по моим данным) эмпирической
зависимости (второй фокус может ещё и в боковых направлениях
перемещаться – в зависимости от крена крыла).
6
Низкорасположенные (на некоторых самолётах до поверхности земли
всего около 60 сантиметров) ТРД (двухконтурные, турбовентиляторные и так
далее) самолётов с большим КМД выполняют вредную роль экранопланных
скегов (вкупе с пилонами, на которых они подвешены к крылу). Эти «скеги»
препятствуют перетеканию воздуха в боковых направлениях из
динамической воздушной подушки под центральной частью крыла,
интегрированной с нижней частью фюзеляжа самолёта.
Поэтому воздух из упомянутой воздушной подушки ищет выхода через
заднюю кромку центральной части крыла попеременно, то слева, то справа в
районе задней части пилонов двигателей самолёта. В результате чего самолёт
одновременно раскачивается по крену и рыскает по курсу. В условиях
посадки это небезопасно.
(продолжение следует)