Почему авиастроительные корпорации делают одинаковые самолеты? Проектирование самолета. Промышленная инвестиционная деятельность

Министерство образования Украины

Государственная летная академия Украины

Контрольная работа

по дисциплине

основы конструкции авиационной техники

«Назначения и особенности конструкции гондол и пилонов самолета»

Выполнил курсант 662 к/о

Никашин В.Н.

Проверил преподаватель:

Соболь О.Ю

Кировоград 2008

1. Размещение двигателей в фюзеляже;

2. Размещение двигателей на крыле;

3. Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа;

4. Гондолы и пилоны;

5. Силовые схемы гондол;

6. Прочность гондол, пилонов;

7. Литература.

Компоновка двигателей на самолете весьма разнообразна. Выбор той или иной схемы определяется типом двигателей, их числом и габаритами, а также типом самолета, его летно-техническими данными и условиями базирования. Некоторые возможные схемы размещения двигателей на самолете показаны на рис. 1

1.Размещение двигателей в фюзеляже (рис. 1, а-д) обеспечивает самолету минимальное дополнительное сопротивление от двигательной установки и небольшое влияние на устойчивость и управляемость самолета. При этом практически отсутствует влияние струи выхлопных газов на хвостовое оперение. Вес конструкции узлов крепления двигателя получается небольшим.

Воздух к двигателю подается по каналам от воздухозаборников, которые могут быть расположены в носовой части фюзеляжа (а), по бокам фюзеляжа (б), в корневых частях крыла (в) или сверху фюзеляжа (г, д).

Наиболее высокую степень использования скоростного напора обеспечивает лобовой воздухозаборник (рис. 1, а), так как он обтекается невозмущенным потоком. При большой длине фюзеляжа могут оказаться более выгодными боковые, крыльевые или верхние воздухозаборники. Применение таких входных устройств способствует уменьшению длины воздушных каналов. При этом также упрощается размещение агрегатов оборудования и вооружения в носовой части фюзеляжа и улучшается обзор экипажу.

Для снижения потерь на входе в воздухозаборник предусматривают систему отсоса пограничного слоя.

К недостаткам крыльевых и верхних заборников следует отнести дополнительные потери скоростного напора на поворот струи и утяжеление конструкции, связанное с компенсацией вырезов, образованных в крыле и фюзеляже для прохода воздушных каналов.

2. Размещение двигателей на крыле (рис. 1, г-з, к).

Двигатели могут располагаться в корневой части крыла или на консоли. К достоинствам расположения двигателей в корневой части крыла (е, ж) следует отнести сравнительно небольшое дополнительное сопротивление, обусловленное их установкой, и малое влияние на балансировку самолета отказа одного из двигателей. При этом двигатели могут располагаться либо позади основного силового набора крыла (е), либо внутри силового кессона (іт)- В последнем случае они лучше вписываются в обводы крыла, но вес конструкции получается большим, главным образом, из-за необходимости создания монтажных люков в силовых панелях, крыла.

К недостаткам расположения двигателей в корне крыла следует отнести значительные вибрационные нагрузки обшивки фюзеляжа от реактивной струи, высокий уровень шума в кабине, опасность распространения пожара от двигателей на кабину и топливные отсеки.

При расположении двигателей в средней части и на конце крыла (з) эти недостатки частично устраняются. Двигатели, разнесенные по размаху крыла, обеспечивают разгрузку крыла в полете, благодаря чему вес конструкции крыла снижается.

Широкое распространение получила схема с расположением двигателей на пилонах под крылом (к). К достоинствам такой схемы можно отнести следующее:

Высокое аэродинамическое качество крыла;

Малые потери на всасывании (лобовой воздухозаборник) и на выхлопе (нет удлинительной трубы);

Увеличение критической скорости флаттера за счет смещения вперед центров тяжести сечений крыла, в которых размещены двигатели;

Удобные подходы к двигателю.

В то же время размещение двигателей на пилонах имеет и недостатки:

Увеличивается сопротивление самолета;

Тяга двигателей оказывает влияние не только на путевую, но и на продольную устойчивость самолета;

Увеличивается высота шасси, особенно на самолетах со стреловидным крылом, имеющим отрицательное поперечное V;

Увеличивается вероятность выхода из строя двигателей из-за попадания в воздухозаборники твердых частиц с поверхности аэродрома.

3. Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа (рис. 1 и).

Эта схема имеет следующие достоинства:

Отсутствие на крыле гондол способствует повышению его аэродинамического качества и более эффективному использованию механизации;

Близость двигателей к плоскости симметрии самолета облегчает, полет при отказе одного из них;

Объем крыла освобождается для размещения топлива;

Снижается уровень шума и вибраций в кабине;

Снижается возможность попадания в двигатель частиц грунта во время пробега и разбега самолета.

Вместе с тем, эта схема приводит к некоторому увеличению веса конструкции фюзеляжа и веса крыла, которое в этом случае не имеет разгрузки от массовых сил двигателей.

Рис.1 Схемы размещения двигателей на самолете.

4. Гондолы и пилоны.

Для уменьшения лобового сопротивления двигатели и присоединенные к ним агрегаты заключаются в обтекаемые гондолы. Гондолы предохраняют двигатель и его агрегаты от коррозии, загрязнения и механических повреждений. Воздухозаборник гондолы обеспечивает использование кинетической энергии набегающего потока и подвод к двигателю воздуха с выравниванием поля скоростей для нормальной работы компрессора ВРД
или охлаждения поршневого двигателя.

Рис. 2. Схема нагружения стержневого крепления ТВД:

P x , P y , P z - нагрузки, действующие на ДУ; Р 1 x , P 1 y , P 1 z - силы, воспринимаемые передними узлами фермы; Р г - сила, воспринимаемая задними узлами фермы; M y г М z г - гироскопические моменты; М x д - реактивный момент

Рис. 3. Конструкция несимметричного крепления двигательных установок к фюзеляжу (Ту-154):

2 - силовые шпангоуты гондолы; 3- продольная балка; 4, 5, б - подкосы передней плоскости крепления двигателя; 7- продольный подкос; 8, 9-подкосы задней плоскости крепления двигателя; 10 - шаровой шарнир заднего крепления; Il - шаровой шарнир крепления подкоса к цапфе двигателя; 12, 13 - узлы крепления силовых шпангоутов гондолы к фюзеляжу. Конструкция, непосредственно закрывающая двигатель, называется капотом. Гондолы должны обеспечивать удобный доступ к двигателю и агрегатам, расположенным на нем, для осмотра, замены и технического обслуживания. Для этого они имеют системы легко-съемных или откидных крышек. Гондолы двигателей представляют собой тонкостенные конструкции, аналогичные конструкции фюзеляжа.

5. Силовые схемы гондол могут быть двух типов.

Гондола полумонококовой конструкции состоит из жестких панелей, образующих замкнутую силовую оболочку. Такая конструкция воспринимает воздушные нагрузки и массовые силы и крепится к планеру или подвеске двигателя. Нагрузки же от двигателя передаются на планер (непосредственно на крыло, фюзеляж или пилон).

Каркасная конструкция отличается тем, что имеет силовой каркас. Гондола такой конструкции воспринимает также нагрузки от двигателя и передает их на планер.

На рис. 4 показана гондола ТРД на вертикальном пилоне под крылом. На рисунке видно сходство конструкций гондолы и фюзеляжа, пилона и крыла.

Особенностью конструкции и компоновки гондол ТВД является специфическая конфигурация передней части, обусловленная наличием обтекателя втулки винта и редуктора.

6. Прочность гондол, пилонов и креплений оборудования силовых установок.

Гондолы двигателей, воздухозаборники, которые нагружаются в основном аэродинамическими силами, особенно значительными при действии скоростного напора q max max в случаях нагружения А" и D". Поэтому их конструкция сходна с конструкцией фюзеляжа. Для глушения шума от двигателя используется трехслойная обшивка с сотовым заполнителем.

Конструкции пилонов имеют те же внутренние силовые элементы, что и конструкция крыла, достаточно сильные для восприятия больших нагрузок от двигательной установки и гондолы и передачи их на крыло или фюзеляж.

Прочность конструкции и креплений оборудования силовых установок (баки, трубопроводы, агрегаты) проверяется в соответствии со случаями нагружения по НЛГС частей планера ЛА, где они установлены.

Поскольку гондолы, пилоны и части оборудования силовых установок непосредственно соединяются с двигателем, они испытывают

значительные вибрационные воздействия, что может сказаться на состоянии конструкции (ослабление затяжки болтов и заклепок, образование люфтов и трещин) и ресурсе. Поэтому необходимо принимать меры защиты от вибраций.

Рис. 4. Гондола ТРД на вертикальном пилоне под крылом

Литература:

1. Конструкция и прочность самолетов, В.Н.Зайцев, Г.Н. Ночевкин – Киев 1974 г.

По теме:
Если рассматривать расположение двигателей с исторической точки зрения, то первыми додумались поставить их в хвост французы на своей Карвелле. Кстати, Аэрофлот чуть было не купил таких самолётов, но выходило как то несолидно (страна-создатель Ту-104 покупает самоли у буржуев!), и нифига французам не выгорело. Зато (по рассказам многих представителей КБ Туполева) Хрущёв, прокатившись на этом лайнере, был просто поражён тишиной в салоне. И по прилёту домой вдарил кулаком по столу - учитесь, лентяи! Так появился Ту-124А, названный позже Ту-134...
В целом же тенденция ставить двигатель в корне крыла была заслужено признана неправильной, и после первого поколения (Комета, Ту-104 и Ту-124) к ней не возвращались. Американцы пошли своим путём (моторы на пилоне), оказавшимся исторически верным и всяко правильным. Упомянутыя Е-152 (кстати, не совсем немецкий. Он был сделан на основании эксперементального бомбардировщика "150", построенного при активном участии немецких авиаконструкторов в СССР после их возвращения на историческую родину) не совсем показателен, ибо был высокопланом, что существенно упрощало подвеску мотора на пилоне (за землю не скребли). Но шумоизоляции, ИМХО, почти не было бы.(Кто летал на Ил-76 рядом с иллюминатором, расположенным напротив мотора, поймёт).
Французы после гениальной Карвеллы сели в лужу до самого ренессанса под флагом Эрбаса, который пошёл по мурлюканскому пути, признанному верным. В СССР же и Англии продолжали лепить моторы в хвост, пачками по 3 - 4 штуки (и пусть весь мир отдохнёт. Оне нам не указ!) VC-10, Трайдент, Ту-154, Ил-62... Причём у нас КБ туполева так и не смогло реализовать все прелести этой компоновки, продолжая портить крыло обтекателем шасси - ну привычней нам так!
Английское самолётостроение так и не смогло пережить застой в мозгах (рыночная экономика, знаете ли. Ну и местные политиканы помогли). Теперь у них есть производство компонентов, включая обалденные моторы, но самолётостроения нет.
А вот у нас всё не так просто. Появились самолёты "модной схемы" - Ил-86 и 96 (76 не в счёт, не для того построен), Ту-204. Барахтаемся по чуть-чуть, авось выплывем.
Были и любопытные исключения. Так у мурлюканцев использовалась "комбинированная" схема - один мотор в хвосте, 2 на пилонах. Но не смотря на ряд преимуществ таких самолётов больше не строят. А далбше всех пошли экспериментаторы-немцы. На аппарате VFW-Fokker VFW-614 они установили 2 ТРД на пилонах над крылом! Пилоны были скошены назад, ак что проблема шума была не столь актуальной. И летать бы этому аппарату по небу тыщами, каб не аховая экономика. Построили всего несколько штук. Сейчас японцы мудрят с той схемой на каком-то бизнес-джете. Вообще бизнес-джеты особая тема, я в ней не особо силён. Но там такие компоновки встретить можно, мама не горюй!
И ещё в довесок, про клюв на нкрыле Ил-62. Слышал от бортинженера такую историю. Снижаются они, значит, мостятся на полосу. А перед ними туполь. У туполя механизация помощнее, скорость на глиссаде пониже. И лдиспетчер Илу подсказывает: помедленние, помедленние. А КВС матом: кокой, на... помедленнее, у меня из механизации только запилы на крыле!
А вообще Илы, ИМХО, получше тушек. Во всех отношениях.

ПД и ТВД могут размещаться в передней части фюзеляжа (один двигатель) или передней части крыла (два и более двигателей). Возможно применение толкающих винтов при размещении ПД или ТВД в хвостовой части фюзеляжа или крыла. ТРД, ДТРД, ПВРД в зависимости от назначения самолета, требований безопасности полета, условий эксплуатации могут размещаться в фюзеляже, корнях крыла и киля, на пилонах под крылом и над ним с непосредственным креплением гондол двигателей к крылу, на концах крыла, на хвостовой части фюзеляжа. Каждая схема крепления имеет свои преимущества и недостатки, анализируя которые конструктор располагает двигатели так, чтобы обеспечить экономичность эксплуатации самолета и удовлетворить разработанным ТТТ.

2.2.4.5 Выбор числа двигателей на самолете

Число двигателей на самолете (п дв) обусловлено его назначением, безопасностью полета, экономичностью эксплуатации.

На легких самолетах устанавливается один или два двигателя.

На пассажирских магистральных самолетах согласно НЛГС-2 должно быть не менее двух двигателей, что диктуется условиями взлета и полета с одним отказавшим двигателем. Большое количество двигателей снижает потребную тяговооруженность самолета, но увеличивает расходы на эксплуатацию.

Для ближних магистральных самолетов используют обычно два двигателя, для средних магистральных - два или три, для дальних магистральных с дальностью полета свыше 5000 км - четыре двигателя.

На тяжелых военно-транспортных, грузовых, специальных самолетах устанавливается четыре и более двигателей.

В некоторых случаях, когда высокая тяговооруженность самолета требуется только на режиме взлета, экономически выгодно использовать силовую установку (СУ) с дополнительным двигателем уменьшенной тяги - СУ типа 2,5 или 3,5. Этот дополнительный двигатель работает только на взлете, а в крейсерском полете он выключается.

2.2.5 Определение относительного запаса топлива

Относительная масса топлива может быть определена приближенно в зависимости от расчетной дальности полетаL и выбранной по статистическим данным или заданной в ТТТ скорости крейсерского полетаV к p:

а + bL / V кр,

где а = 0,04...0,05 для легких неманевренных самолетов (m 0 < 6000 кг); а = 0,06...0,07 для всех других самолетов; b = 0,05...0,06 для дозвуковых самолетов; b = 0,14...0,15 для сверхзвуковых самолетов. Для ориентировки и контроля правильности расчетов можно пользоваться средними статистическими значениями
в работе .

2.2.6 Выбор тяговооруженности самолета

Стартовая тяговооруженность самолета любого назначения

= 10P 0 / m 0 g ,

где Р 0 - суммарная стартовая тяга всех двигателей, даН; g - ускорение свободного падения.

Потребная величина определяется из условий обеспечения основных летных характеристик и режима полета, заданных ТТТ и требованиями НЛГС-2.

2.2.6.1 Тяговооруженность гражданского самолета

В соответствии с НЛГС-2 для гражданского самолета взлетная тяговооруженность выбирается наибольшей из следующих условий.

Полет на крейсерской скорости V кр на высоте Н кр определяет по формуле:

где К кр = (0,85...0,9)К max - аэродинамическое качество на крейсерском режиме;
- максимальное аэродинамическое качество;
- аэродинамический параметр;k 1 = 1,02 для трапециевидных крыльев ( > 3); k 1 = 1,6 дли треугольных крыльев (  2);

 учитывает изменение тяги двигателей по скорости и высоте полета;

 =
;

 руд учитывает изменение тяги двигателей при дросселировании;

 руд = 1 для номинального режима;  руд = 1Д..2 для форсажного режима.

Коэффициент  можно определить по работе .

Полет на потолке Н п определяет следующим образом:

где  определяется для Н п и скорости в числах М полета М = (0,7...0,8)М кр.

Полет при обеспечении заданной длины разбега l разб определяет по формуле:

где К разб - аэродинамическое качество при разбеге самолета;

К разб = 8...10 для дозвуковых самолетов;

К разб = 5...6 для сверхзвуковых самолетов;

 разб - коэффициент трения колес шасси на разбеге;

 разб = 0,02 - бетон, укатанный снег и лед (0,03 - мокрый бетон);

 разб = 0,06 - мокрый травяной покров;

 разб = 0,07 - твердый грунт;

 разб = 0,08 - травяной покров.

Взлет с одним отказавшим двигателем определяет по формуле

где К наб = 1,2 К разб - аэродинамическое качество при наборе высоты; tg = 0,024 при п дв = 2; tg = 0,03 при п дв = 3; tg = 0,05 при п дв  4.

Тяговооруженность самолетов, взлетающих с грунтовых аэродромов , должна удовлетворять условию проходимости по грунту

где  кач = 0,4 - мокрый грунт;  кач = 0,25 - грунт в период просыхания;  кач = 0,12 - сухой и плотный грунт.

Коэффициенты даны для давления в пневматиках 0,3...0,5 МПа.

Отсутствие воздушного винта, относительно небольшая масса, сравнительно простые конструкция и обслуживание реактивных двигательных установок позволяют размещать двигатели в местах, обеспечивающих оптимальные условия их работы и оптимальные характеристики самолета. В современной реактивной авиации наблюдается большое разнообразие вариантов размещения двигателей на самолете. Правда, в сверхзвуковых самолетах эти возможности существенно ограничены, тем не менее в конструкторской практике реализованы следующие варианты размещения двигателей:

– в гондолах, расположенных непосредственно под корневыми (Ту-144, В-1) или средними («Конкорд») частями крыла, либо в гондолах, встроенных в средние части крыла (Т. 188, YF-12A); в самолетах Ту-144, «Конкорд» и В-1 применены гондолы, вмещающие по два двигателя, в остальных случаях-индивидуальные гондолы;

– в гондолах, размещенных под крылом на пилонах (В-58, М-50) либо на концах крыла («Тридан», М-50, VJ-101C); в самолете VJ-101C использованы двухдвигатель- ные, а в остальных-индивидуальные гондолы;

– в гондоле, вмещающей шесть двигателей и расположенной под хвостовой частью фюзеляжа и корневыми частями крыла;

– в индивидуальных гондолах, размещенных над хвостовой частью фюзеляжа с обеих сторон вертикального оперения.

Остальные самолеты построены по од- но- и двухдвигательной схемам с двигателями, размещенными в хвостовой части фюзеляжа.

Классической для двухдвигательных самолетов можно считать схему с двигателями, размещенными в фюзеляже рядом, хотя построены также и самолеты с двигателями, расположенными один над другим («Лайтнинг», SR.53), друг за другом (в самолете «Скайрокет» с комбинированной двигательной установкой турбореактивный двигатель размещен в средней части фюзеляжа, а ракетный – в его хвосте), а также один в другом («Гриффон» II и «Ледюк» 022, где турбореактивные двигатели установлены соосно внутри прямоточных). Пять из остальных двухдвигательных самолетов (Х-3, F-101, F-4, «Ягуар» и Т-2) имеют короткие фюзеляжи с балочными кронштейнами крепления оперения, что придает самолету специфичную форму. Можно отметить также схему размещения двигателей в самолете F-14, где двигательные гондолы объединены с фюзеляжем, что определяет как общий вид, так и поперечные сечения этой части планера самолета.

При проектировании самолета обычно прорабатываются различные варианты расположения двигателей. Каждый из вариантов, являясь результатом компромисса, имеет определенные недостатки и достоинства. Из них обычно выбирается такой, который с учетом современного состояния науки и техники, назначения самолета, располагаемых возможностей конструкторского бюро, его смежников и заводов-изготовителей представляется конструктору вариантом, обеспечивающим наилучшие показатели самолета.

Варианты конструкции самолета с двигателями, размещенными в крыле, под ним либо на его концах, имеют следующие преимущества:

– свободное пространство в фюзеляже для бомбовых отсеков, топливных баков, грузов и т.п.;

– малую длину воздушных каналов, а значит, и малые потери давления на входе в компрессор двигателя;

– разгружение крыла от массовых сил (тяжести и инерции) в полете, что позволяет уменьшить массу крыла на 10-15%;

– двигатели, размещенные в передней части крыла, выполняют роль противофлат- терного груза и гасят вибрации крыла при полете в турбулентной атмосфере;

– в двигательных гондолах могут размещаться также и люки для уборки шасси;

– в случае установки гондолы на пилоне замена двигателя одного типа на другой (с иными габаритами) может быть осуществлена путем лишь незначительного изменения конструкции (этот вариант обеспечивает также большую противопожарную безопасность);

– более легкий доступ к двигателям во время обслуживания.

Основными недостатками таких компоновок (особенно варианта с двигателями, размещенными в средних частях крыла в плоскости хорд) являются:

– ухудшение аэродинамических характеристик крыла, связанное с размещением воздухозаборника вблизи передней кромки, а выходного сопла возле задней кромки крыла, что приводит к уменьшению несущей способности крыла, увеличению полетного сопротивления самолета и уменьшению возможностей механизации крыла;

– усложнение силовой конструкции крыла;

– возникновение значительного отклоняющего момента в случае выхода из строя одного из двигателей;

– увеличение моментов инерции массы самолета относительно продольной и вертикальной осей, приводящее к уменьшению его маневренности;

– низкое расположение воздухозаборников при размещении двигателей под крылом на пилонах приводит к попаданию в двигатель пыли и других предметов вместе с воздухом во время взлета и посадки, что ускоряет износ деталей двигателя и может быть причиной аварии.

При выборе варианта установки двигателей в крыле необходимо учитывать проблему возникновения дополнительной аэродинамической интерференции между крылом и гондолами, а также проблему нагрева конструкции. Вследствие интерференции при больших скоростях полета у самолета с двигателями в крыле или под ним раньше возникает волновой кризис, что приводит к уменьшению критического числа Маха (т.е. к уменьшению эффекта стреловидности крыла) по сравнению с самолетом, двигательная установка которого размещена в фюзеляже. Интенсивность этого явления зависит от положения гондолы как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскостях, поскольку интерференционное сопротивление оказывается наименьшим, когда ось двигателя совпадает с хордой профиля, а наибольшим – при размещении гондол двигателей на пилонах.

Проблема нагрева конструкции при работе двигателя имеет наряду с фактом снижения прочности материала при повышении температуры и другие аспекты. Например, в процессе проектирования самолета В-58 с треугольным крылом потребовалось в соответствии с принципами балансировки, чтобы центры тяжести двигателей, установленных на пилонах, находились перед линией центров давления крыла. Однако при этом возникала опасность нагрева нижней поверхности крыла потоком выхлопных газов. Для самолета В-58 это было тем более опасно, поскольку внутренние объемы его крыла предполагалось использовать как емкости для топлива.

Испытания макета самолета с двухдвигательными гондолами показали, что температура обшивки крыла при работающих двигателях (особенно на земле) возрастает выше допустимого предела. Рассматривался также вариант с гондолами, размещенными над крылом и под ним, однако этот вариант оказался менее всего соответствующим правилу площадей. В конце концов была принята компоновка, удовлетворяющая обоим условиям: гондолы сдвинуты одна относительно другой в продольном направлении (правило площадей) и установлены под разными углами относительно хорды крыла. Для уменьшения интенсивности нагрева внутренние гондолы установлены под значительным положительным углом атаки, а внешние, с выхлопными соплами, находящимися уже за задней кромкой крыла,-под отрицательным углом. Такое расположение двигательных гондол позволило также уменьшить до приемлемого уровня вибрации, сопутствующие воздействию выхлопных газов на обшивку крыла.

Рис. 1.43. Схемы размещения двигателей в сверхзвуковых самолетах.

Другого рода проблемы возникают при размещении двигателей в гондолах под задними частями крыла либо под корневой частью крыла и фюзеляжем. Такое местоположение гондол позволяет использовать систему косых скачков уплотнения, возникающих под крылом, для увеличения подъемной силы самолета. Наиболее эффективным с этой точки зрения является размещение двигателей в одной общей гондоле, как это сделано в самолете ХВ-70А. Однако недостаток такого решения заключается в увеличении массы конструкции из-за большой длины воздушных каналов. Разнесение гондол, как в самолете «Конкорд», позволяет использовать более короткие воздушные каналы и приводит к разгрузке крыла. Однако при этом прирост подъемной силы по сравнению с общей подфюзеляжной гондолой уменьшается в два раза (20 и 10% соответственно). Ввиду этого в самолете Ту-144 принято промежуточное решение.

В сверхзвуковых самолетах двухмоторная двигательная установка размещается обычно внутри хвостовой части фюзеляжа. Такая компоновка имеет следующие преимущества:

– отсутствие дополнительного аэродинамического сопротивления;

– уменьшение момента инерции массы самолета относительно его продольной оси, что облегчает управление по крену.

Но эта компоновка имеет также и недостатки, а именно:

– усложнение формы и конструкции, а также удлинение воздушных каналов;

– значительный объем фюзеляжа занят двигателями, воздушными каналами и выходными устройствами;

– затрудняется доступ к двигателям, так как для этого возможно использовать лишь относительно небольшие люки конструкции фюзеляжа.

Выше упоминалось, что расположение двигателей один над другим в плоскости симметрии самолета использовалось редко. Одним из двух самолетов, построенных по такой схеме, является «Лайтнинг». При проектировании этого самолета оказалось, что проблема размещения двух двигателей при условиях наименьшей площади миде- лева сечения и минимальной асимметрии тяги может быть успешно решена путем установки двигателей (с общим лобовым воздухозаборником) друг над другом с продольным сдвигом (верхний ближе к концу фюзеляжа). Это не только упрощает задачу балансировки самолета, но также приводит к увеличению боковой поверхности фюзеляжа, а значит, к улучшению путевой устойчивости и возможности некоторого уменьшения площади вертикального оперения.

Однако эта концепция не нашла последователей, так как, помимо обычных недостатков размещения двигателей в фюзеляже, ее характеризует еще более трудный доступ к двигателям, усложнение формы воздушных каналов, а также большой демпфирующий момент хвостовой части фюзеляжа, возникающий во время выполнения маневров в горизонтальной плоскости. Таким образом, основным вариантом компоновки двух двигателей в фюзеляже можно считать их расположение рядом друг с другом.

Наиболее часто двигатели устанавливаются в фюзеляже рядом практически вплотную и только в одном случае (самолет F-14) они раздвинуты на некоторое расстояние. Для первого варианта характерны большие потери давления и большая масса конструкции воздушных каналов (что связано с их большей длиной и криволинейной формой), а также опасность последовательного отказа обоих двигателей. Второй же вариант объединяет достоинства размещения двигателей в фюзеляже и в крыле, поскольку в этом случае воздушные каналы короткие и прямые, а двигатели разделены внутрифюзеляжным пространством, значительная часть которого может быть отведена под оборудование. Этот вариант компоновки отличается также меньшим сопротивлением хвостовой части фюзеляжа, которую можно выполнить в форме клина.

Страница 1