Аэродинами́ческая схе́ма самолёта, схема, которая характеризует геометрические и конструктивные особенности самолёта. Известно большое число признаков, по которым характеризуют аэродинамические схемы, но в основном их принято различать:

• по взаимному расположению крыла и горизонтального оперения (ГО):

  • нормальная аэродинамическая схема,

  • «бесхвостка»,

  • «утка»,

  • «тандем»;

• числу крыльев – основных несущих поверхностей;

• расположению крыла относительно фюзеляжа;

• типу и расположению двигателей;

• диапазону чисел Маха полёта $(М_∞)$;

• способу и методу взлёта и посадки.

Взаимное расположение крыла и горизонтального оперения

В зависимости от взаимного расположения крыла и ГО выделяют следующие основные аэродинамические схемы.

Рис. 1. Виды аэродинамических схем самолёта.Рис. 1. Виды аэродинамических схем самолёта.

Нормальная аэродинамическая схема

Нормальная (обычная, рис. 1, а) аэродинамическая схема – ГО (стабилизатор) расположено сзади (по полёту) крыла. Эта схема получила наибольшее распространение вследствие простого решения вопросов продольной устойчивости и продольной управляемости на всех режимах полёта. Наличие скоса потока за крылом уменьшает истинный угол атаки ГО и тем самым обеспечивает высокую эффективность продольного управления на всех режимах полёта, включая и большие углы атаки. Только для нестреловидных крыльев большого удлинения может возникнуть опасность появления срыва потока на ГО при больших углах атаки. В обычных случаях при такой схеме может быть легко обеспечена потребная эффективность продольного управления. Характеристики продольной устойчивости летательных аппаратов нормальной аэродинамической схемы для крыльев некоторых форм в плане при увеличении угла атаки могут изменяться в неблагоприятную сторону – нелинейное нарастание скоса потока, которое наблюдается, например, у стреловидных крыльев, может привести к образованию статической неустойчивости. Эти особенности в значительной степени зависят от расположения ГО по высоте относительно плоскости крыла. Для обеспечения статической устойчивости самолёта нормальной аэродинамической схемы положение его центра тяжести выбирается впереди аэродинамического фокуса всего самолёта, чему способствует само ГО, поскольку, как правило, оно значительно сдвигает аэродинамический фокус летательного аппарата назад.

«Бесхвостка»

«Бесхвостка» (летающее крыло, если у самолёта нет фюзеляжа, рис. 1, б, в). У самолётов этой схемы ГО отсутствует, а в качестве органов продольного управления используют элевоны, элероны, закрылки, флапероны, которыми в этом случае осуществляется и поперечное управление (по крену). Запас продольной статической устойчивости самолётов аэродинамической схемы «бесхвостка» определяется взаимным положением его центра тяжести и аэродинамического фокуса крыла.

Главный недостаток «бесхвостки» заключается в малом плече органов продольного управления, расположенных на крыле. Вследствие этого для продольного управления (например, создания момента на кабрирование для выхода на большие углы атаки) необходимо прикладывать вертикальную силу (направленную вниз) в 1,5–2 раза большую, чем при нормальной схеме. Это приводит к неприятной для лётчика реакции самолёта, т. н. просадке (в первый момент после отклонения элевонов возникает отрицательное вертикальное ускорение), что в итоге приводит к увеличению времени переходного процесса при управлении. Кроме того, наличие статической устойчивости «бесхвостки» требует для обеспечения продольной балансировки самолёта значительных отклонений элевонов вверх, что уменьшает подъёмную силу и ухудшает аэродинамическое качество с ростом углов атаки. Наконец, взлёт и посадка самолёта этой аэродинамической схемы осуществляется без использования механизации крыла, поскольку возникающий при её отклонении продольный момент практически нечем уравновесить. Это приводит к тому, что на «бесхвостке» необходимо устанавливать крыло бо́льшей площади, т. е. с уменьшенной удельной нагрузкой на крыло. Появилась возможность в некоторой степени уменьшить этот недостаток путём применения автоматических систем управления летательным аппаратом с продольной статической неустойчивостью, т. к. в этом случае для продольной балансировки летательного аппарата элевоны отклоняют вниз, что увеличивает подъёмную силу. Необходимость обеспечения возможно большего плеча продольного управления на «бесхвостке» ограничивает использование благоприятных с точки зрения аэродинамического качества форм крыльев в плане. Вследствие указанного на «бесхвостке» приходится использовать крыло практически треугольной формы в плане с большой стреловидностью и малым удлинением крыла $(λ \!=\! 2–2,2)$.

Несколько типов сверхзвуковых самолётов аэродинамической схемы «бесхвостка» были созданы фирмой Convair (F-102, F-106 и В-58, США). Эти самолёты обладали указанными выше недостатками. В течение многих лет фирма Dassault Aviation выпускала истребители и бомбардировщики серии Mirage (Франция) по аэродинамической схеме «бесхвостка». В моделях самолётов Mirage используется продольная статическая неустойчивость и соответствующая автоматика в канале управления продольным движением. Для сверхзвуковых однорежимных самолётов, когда главным режимом является сверхзвуковой крейсерский полёт, можно «настроить» геометрию «бесхвостки» на этот режим и создать самолёт с высоким аэродинамическим качеством. Однако и в этом случае трудно обеспечить хорошие характеристики на взлёте и посадке. Удачными примерами решений для такого типа самолётов являются Ту-144 (СССР) и Concorde (Франция, Великобритания).

«Утка»

«Утка» (рис. 1, г) – в этой схеме ГО (дестабилизатор) расположено впереди крыла и впереди центра тяжести самолёта. Главное достоинство схемы «утка» – осуществление продольной балансировки при помощи положительной подъёмной силы, приложенной к впереди расположенному ГО. Образование на самолёте моментов на пикирование (например, от отклонённой механизации крыла, отклонённого сопла двигателя и т. п.) должно быть уравновешено в этой схеме положительной подъёмной силой на оперении. Указанное свойство схемы позволяет рассчитывать на получение более высоких несущих свойств и более высокого аэродинамического качества самолёта. Однако при наличии продольной статической устойчивости эффективность продольного управления самолётом аэродинамической схемы «утка» быстро теряется с увеличением угла атаки и этим самым ограничивается использование больших углов атаки. Введение статической неустойчивости позволяет, комбинируя отклонение органов продольного управления с отклонением закрылков и сопел, обеспечить продольное управление и на больших углах атаки с приростом подъёмной силы. «Утка» имеет и ряд компоновочных преимуществ с точки зрения размещения реактивных двигателей, вооружения и т. п.

Использование аэродинамической схемы «утка» в практике самолётостроения имеет ограниченный опыт, хотя фирма Saab-Scania (Швеция) использовала эту схему при создании истребителей. Применение этой аэродинамической схемы связано с необходимостью решения ряда сложных задач обеспечения боковой устойчивости и управляемости, особенно на больших углах атаки.

В некоторых случаях переднее оперение было применено для ограниченного использования с целью обеспечения продольной балансировки самолёта на взлёте и посадке, например XB-70 Valkyrie фирмы North American Aviation (США); Ту-144 (СССР).

«Тандем»

«Тандем» (рис. 1, д) – крайне редко используемая для самолётов аэродинамическая схема, представляющая сочетание двух крыльев, расположенных одно за другим. Рис. 2. Двухбалочный самолёт.Рис. 2. Двухбалочный самолёт.В зависимости от расположения органов продольного управления она может рассматриваться либо близкой к «утке» (органы управления на переднем крыле), либо близкой к нормальной схеме (органы управления на заднем крыле). Однако во всех случаях с точки зрения аэродинамического качества и общих лётных данных схема нерациональна, т. к. заднее крыло, будучи расположено в скосе потока переднего, имеет меньшие несущие свойства. Большая суммарная площадь крыльев предопределяет большое аэродинамическое сопротивление, что приводит к значительному снижению аэродинамического качества.

В ряде случаев по эксплуатационным особенностям оказалось целесообразным устанавливать оперение не на фюзеляже, а на двух крепящихся к крылу балках (рис. 2).

Число основных несущих поверхностей

По числу несущих поверхностей аэродинамические схемы разделяют на монопланы, бипланы (рис. 3), полипланы. С 1940-х гг. в основном применяются монопланы, т. к. эта схема наилучшим образом удовлетворяет требованиям достижения больших скоростей полёта. Примером удачного применения аэродинамической схемы биплана для самолёта малых скоростей является самолёт Ан-2 (СССР).

Рис. 3. Бипланы и монопланы.Рис. 3. Бипланы и монопланы.

Расположение крыла по высоте фюзеляжа

В зависимости от расположения крыла по высоте фюзеляжа различают аэродинамические схемы: низкоплан, среднеплан, высокоплан, парасоль (см. Моноплан). Выбор расположения крыла по высоте часто диктуется рядом эксплуатационных требований (например, для транспортных самолётов высокоплан удобнее – проще обеспечивается загрузка и выгрузка самолёта; для магистральных пассажирских самолётов чаще используются низкопланы – безопасность, комфорт и т. п.), однако с точки зрения аэродинамики эти схемы очень существенно отличаются, главным образом по характеристикам боковой устойчивости и управляемости, а также по лобовому сопротивлению. Наименьшее сопротивление, особенно при переходе на сверхзвуковые скорости, имеет среднеплан, который чаще применяется для сверхзвуковых самолётов.

Расположение двигателей

В зависимости от расположения двигателей на самолёте можно ввести следующее разделение аэродинамических схем. Для самолётов с винтомоторной группой – схема с тянущими винтами и схема с толкающими винтами (рис. 4).

Рис. 4. Компоновка винтомоторных силовых установок.Рис. 4. Компоновка винтомоторных силовых установок.Для самолётов с реактивными двигателями, помимо разграничения по числу двигателей, можно выделить аэродинамические схемы с расположением двигателей:

• на крыле;

• на фюзеляже;

• на крыле и фюзеляже (рис. 5).

Различное расположение двигателей также часто диктуется эксплуатационными требованиями (уменьшение шума в кабине, уменьшение массы конструкции, безопасность при отказе двигателя и т. п.), но оно, безусловно, существенно сказывается на аэродинамических и весовых характеристиках самолёта и, следовательно, должно анализироваться с точки зрения лётно-технических характеристик и общей эффективности самолёта.

Рис. 5. Установка турбореактивных двигателей на самолёте.Рис. 5. Установка турбореактивных двигателей на самолёте.

Диапазон чисел Маха полёта

Аэродинамическая схема в значительной степени определяется и диапазоном скоростей полёта, здесь классификацию можно провести достаточно чётко. Аэродинамическая схема дозвуковых самолётов рассчитывается на полёт в диапазоне чисел Маха $(M_∞\!=\!0,\!8–0,\!9)$. Для неё характерны крылья и оперения малой стреловидности, достаточно больших удлинений и большой относительной толщины профиля, воздухозаборник с большими радиусами закруглений кромок.

Аэродинамическая схема трансзвуковых самолётов рассчитывается на полёт в диапазоне чисел Маха $(M_∞\!=\!1,\!3–1,\!5)$. В этой области значений чисел Маха используются умеренные стреловидность и относительная толщина крыльев и оперения, нерегулируемый воздухозаборник с более острыми кромками.

Аэродинамическая схема сверхзвуковых самолётов рассчитывается на полёт в диапазоне чисел Маха $(М_∞ \,до\, 3–3,\!5)$. Для уменьшения волнового сопротивления в этих схемах применяются малые относительные толщины, большая стреловидность крыльев (в том числе треугольные крылья) и оперений, а также крылья изменяемой в полёте стреловидности. Для самолётов с крылом изменяемой в полёте стреловидности характерна многорежимность полёта: за счёт использования малой стреловидности обеспечиваются приемлемые аэродинамические и лётно-технические характеристики на малых и околозвуковых скоростях полёта. Для увеличения коэффициента восстановления полного давления на входе в двигатель используются регулируемые воздухозаборники.

Аэродинамическая схема гиперзвуковых самолётов рассчитывается на полёт со значениями чисел Маха $(M_∞\! \geq \! 4,\!5)$ и в значительной степени определяется диапазоном значений числа Маха, назначением самолёта и типом применяемого двигателя. Для этой схемы характерна т. н. интеграция двигательной установки и самолёта. Главным требованием к такой схеме является необходимость обеспечения восприятия больших температур и тепловых потоков на поверхности самолёта.

Способы и методы взлёта и посадки

По способам взлёта и посадки можно выделить 3 аэродинамические схемы самолёта.

Аэродинамическая схема, обеспечивающая нормальный взлёт с разбегом и посадку с пробегом. Здесь заданные дистанции взлёта и посадки в основном обеспечиваются аэродинамикой самолёта и выбором умеренной тяговооружённости.

Аэродинамическая схема самолёта короткого взлёта и посадки. В этом случае применяются специальные меры для увеличения подъёмной силы, например за счёт использования энергетической механизации крыла, поворота сопел двигателей.

Аэродинамическая схема самолётов вертикального взлёта и посадки. В этом случае должно быть обеспечено превышение вертикальной составляющей тяги силовой установки над весом самолёта либо за счёт подъёмных двигателей, либо за счёт поворотных воздушных винтов. На таком самолёте, поскольку есть режим, когда скорость равна нулю, должна быть система газодинамического управления и стабилизации по всем трём осям координат с постепенным подключением обычных органов аэродинамического управления. Для самолёта короткого взлёта и посадки и самолёта вертикального взлёта и посадки возникают трудности с обеспечением устойчивости и управляемости самолёта и работоспособности двигателей на режимах взлёта и посадки из-за взаимодействия струй от работающих двигателей с землёй и самолётом.

Вместо термина «аэродинамическая схема» часто пользуются терминами «аэродинамическая компоновка», «компоновка», «схема».