Содержание

Близнюк В., Васильев Л., Вуль В. и др.
«Правда о сверхзвуковых пассажирских самолетах»

4. Концепция и основные положения, принятые при проектировании самолета Ту-144

    Ту-144 представлет собой качественно новый тип самолета, создание которого потребовало изменения принципов проектирования, постройки и эксплуатации. Уже на начальном этапе стало ясно, что основные требования могут быть выполнены только при самом высоком аэродинамическом и весовом совершенстве. В свою очередь, это определило выбор аэродинамической компоновки и конструктивно-силовой схемы. Во многом принятие схемы самолета-«бесхвостки», которая приближается к летающему крылу и имеет минимальное количество ненесущих («вредных») поверхностей, было определено этими задачами. Это схема наиболее полно удовлетворяет сочетанию всех противоречивых требований, так как она обеспечивает при высоком уровне аэродинамического качества на основном режиме полета высокую весовую отдачу и хорошие характеристики на малых скоростях полета.
    Выбор режимов крейсерского полета также пришлось проводить исходя из рационального сочетания высокой эффективности самолета с возможностями промышленности. Применение смешанного типа конструкции обеспечило высокий потенциал скорости при достаточно большом ресурсе. Основной материал конструкции — теплостойкий алюминиевый сплав АК4-1 — обеспечил минимальные температурные напряжения при нестационарных режимах, дал возможность получить высокое качество поверхности способствовал высоким эксплуатационным характеристикам, в том числе хорошей ремонтоспособноси, позволил использовать весь имеющийся опыт промышленности по технологиям обработки легких сплавов. С другой стороны, пришлось внедрять и новые материалы, в первую очередь титановые сплавы и в отдельных зонах стали. Титановые сплавы использовались в зонах повышенного нагрева и на отдельных изолированных агрегатах, т.к. их специфические технологические качества и уровень технологии того периода ограничивали область применения этих сплавов. В конструкции широко использованы монолитные фрезерованные панели, изготовленные механическим, химическим путем и с применением сварки, ферменные (интегральные и сборные), гофровые и другие новые типы конструкционных элементов.
    Специфика длительного сверхзвукового полета приводит к необходимости учета целого ряда новых факторов, определяющих конструктивно-силовую схему самолета и элементов конструкции. В число этих факторов наряду с кинетическим нагревом обязательно должны войти (для всей конструкции) вопросы аэроупругости, а также акустической и длительной прочности.
    Концепция самолета Ту-144 определила его нынешний облик. При этом необходимо помнить, что самолет Ту-144 не является развитием какой-то известной машины или аэродинамической компоновки, а представлет собой качественный скачок в облике самолетов. Справедливости ради следует указать, что подобные схемы были и у нас, и за рубежом реализованы еще до войны, но, по мнению художников-архитекторов, самолет Ту-144 даже сейчас соответствует современному «скульптурному» стилю в архитектуре. Длинный оживальный фюзеляж, центральная мотогондола и тонкое треугольное крыло переменной стреловидности стали еще более привлекательными при новой форме серединной поверхности крыла, принятой для серийного варианта. Самолет Ту-144 сразу привлекал внимание на аэродроме своими формами, и, очевидно, не случайно многолетним позывным опытного самолета Ту-144 было слово «Дельфин».
    Для КБ А.Н. Туполева всегда был характерен особый, «фирменный» стиль и внешний вид создаваемых им самолетов (в Ту-2, Ту-16, Ту-95, Ту-123, Ту-22, Ту-144, Ту-160 наиболее наглядно видны черты скульптурного стиля). Здесь налицо гармония формы и содержания (все красивое — рационально!). Интересно, что это результат оптимизации и совершенствования конструкции, а не выполнение какой-то идеи модного дизайнера. Так, при создании Ту-144, очевидно сомневаясь в интуиции конструкторов, руководство поручило талантливым специалистам в области технического дизайна разработку внешнего (формы) внутреннего (компоновку пассажирской кабины) архитектурного облика нового самолета, но фактически по внешнему виду новых предложений не было. По компоновке пассажирской кабины были разработаны весьма оригинальные предложения, реализация которых требовала отказа от принципов унификации пассажирского оборудования (кресел), что в то время принято не было. Сегодня эти идеи успешно реализуются на самолетах бизнесс-класса.
    Эксплуатационный диапазон СПС определяется не только параметрами высоты и скорости (числом М), но и параметрами температуры и центровки, которые также существенно зависят от числа М. Значительное смещение (более 7% САХ) центра давления при переходе на сверхзвуковую скорость полета приводит к необходимости перемещения центра тяжести перед выходом на сверхзвуковую скорость полета. Проход диапазона 0,95<М>1,2 определяет потребную тягу и, следовательно, размерность двигателей. Таким образом, следующей особенностью СПС является многорежимность по скорости, по температуре, по центровке, а также существенно больший диапазон внешних воздействий.
    Особенности аэродинамической компоновки определили существенное влияние аэроупругости на характеристики самолета (на аэродинамику, устойчивость и управляемость).
    В свою очередь, специфика обтекания самолета на сверхзвуковых режимах полета (пульсация в пограничном слое, вихревое обтекание) определяет требования к местной устойчивости обшивки (панелей), что стало важнейшим критерием для выбора материалов и типа конструкции. Изменение формы крыла в плане по сравнению с традиционными схемами привело к изменению весовой компоновки, сосредоточению основных масс грузов в фюзеляже, значительному влиянию грузов на удельную нагрузку на крыло.
    Особенно высокие требования предъявляются к аэродинамической компоновке сверхзвукового самолета в связи со следующими особенностями конструкции:
    а) более низкие собственные частоты и большой разнос масс, а также большая протяженность и инерционность проводки управления;
    б) относительно меньшая жесткость конструкции тяжелого самолета, подверженного в полете, кроме того, действию кинетического нагрева, приводящего и к более сильному проявлению влияния упругих деформаций на характеристики самолета;
    в) наличие нескольких, как правило, разнесенных двигателей — мощных источников возмущений.
    По существу, указанные зависимости определили подход к проектированию СПС.
    Стало понятно, что:
    1. Высокое аэродинамическое совершенство может быть реализовано только при малых относительных толщинах и больших удлинениях всех входящих элементов (соответственно крыла, оперения и фюзеляжа), что, в свою очередь, приводит к большим деформациям в полете, в связи с чем строительная форма самолета должна задаваться с учетом полетных деформаций.
    2. Для уменьшения потерь на балансировку приходится оптимизировать форму серединной поверхности крыла. Требуется обеспечить возможность перекачки топлива из передних в задние топливные баки для обеспечения необходимой балансировки.
    3. Все элементы самолета должны быть оптимизированы, включая направление оси сопла двигателя.
    4. Эффективность принимаемых конструктивных решений должна быть надежно подтверждена. При разработке самолета Ту-144 были проведены сотни продувок разных моделей самолета в дозвуковых и сверхзвуковых аэродинамических трубах. Кроме того, проводились летные испытания на летающих моделях и самолетах-аналогах.
    5. Многорежимность самолета определила специфику конструкции всех его функциональных систем, элементов и агрегатов. По существу, все функциональные системы самолета Ту-144 — это либо системы с изменяемой геометрией (воздухозаборник, сопло, компрессор двигателя и т.д.), либо системы изменяемого цикла (система кондиционирования воздуха). Но самое главное — «механическое» изменение геометрии самолета и его систем происходит при «аэродинамическом» колебании из-за непостоянства обтекания поверхностей самолета при смене режима полета.
    6. Известно, что аэродинамическое совершенство самолета, которым оценивается его эффективность, определяется произведением КМ. Для дозвуковых самолетов это произведение обычно находится на уровне КМ = 10,5-11,5. Для сверхзвукового самолета необходимо обеспечить КМ на уровне 17-19.
    При этом следовало иметь в виду, что вследствие увеличенного расхода топлива (0,6-0,7 кг/кг*т. ч. для дозвуковых самолетов и 1,3-1,8 кг/кг*т. ч. для сверхзвуковых самолетов) требуется более высокое весое совершенство СПС по сравнению с дозвуковыми самолетами.
    7. Исходя из условий защиты определенных областей полета от избыточного воздействия звукового удара, на сверхзвуковом самолете необходимо обеспечить высокую эффективность дозвукового полета. По сути, это означает полный второй набор требований к самолету, так как задано два основных диапазона дальностей полета. А всякая «унификация», даже если она оправдана более важными соображения неизбежно приводит к усложнению конструкции и ее утяжелению.
    8. Специфические особенности внешней формы самолета (большое удлинение носовой и хвостовой частей) передавались внутренней компоновке салона. Приходилось принимать разнообразные меры, чтобы уменьшить «эффект трубы», оптимизировать компоновку салона для рационального размещения пассажиров и создания им максимальных удобств в полете.
    Не все технические решения, которые принимались, в конечном счете оказались удачными, но это естественно — поиски нового всегда имели и будут иметь, как говорят у проектировщиков, «бросовые ходы». Только метод проб и ошибок позволяет найти правильное решение, наиболее оптимальное в реальных условиях.
    Одним из примеров поиска оптимального конструктивно-компоновочного решения является проблема обеспечения обзора (видимости внешнего пространства) пилотами самолета на крейсерском режиме полета на больших углах. Классическое решение, апробированное на ряде самолетов нашего конструкторского бюро, в виде многогранного остекления кабины экипажа (фонаря) стало неприемлемым из-за существенного роста лобового сопротивления на сверхзвуковой скорости полета. В поисках рационального сочетания требований аэродинамики и обеспечения хорошего обзора рассматривались различные предложения, в том числе такие экзотические, как убирающийся фонарь, а также нижний фонарь в носовой части кабины. По этому предложению был построен натурный макет кабины, который показали Андрею Николаевичу Туполеву. Его оценка была предельно четкой: «Психологию летчика переделать нельзя». И вариант был отвергнут. Наиболее приемлемым стало предложение Андрея Николаевича сделать отклоняемым вниз на взлете и посадке носовой негерметический обтекатель. При этом положении обеспечивался отличный обзор через стекла фонаря и ограниченный обзор через дополнительное остекление на носовом обтекателе, находящемся в верхнем положении. Это решение в несколько различном конструктивном исполнении было принято для опытного и серийного самолетов.
    Для понимания масштаба проблемы нужно иметь в виду, что носовой обтекатель самолета Ту-144 имеет размеры, близкие к размерам самолета-истребителя. Дальнейший опыт показал, что конструкторы справились с поставленной задачей.
    Примером удачно решенных задач может служить размещение воздухозаборников и собственно двигателей. К началу работ по СПС уже имелся опыт разработки сверхзвукового ракетоносца-бомбардировщика Ту-22 с двумя ТРД, установленными в хвостовой части самолета на киле, и БПЛА — дальнего сверхзвукового разведчика Ту-123 — «Ястреб». На «Ястребе» была отработана аэродинамическая компона самолета с нижним подфюзеляжным воздухозаборником: за счет предварительного торможения сверхзвукового потока расположенным над ним крылом самолет имел очень хорошие характеристики на скоростях полета до 2700 км/час.
    На основании этого опыта в качестве основного варианта для компоновки СПС Ту-144 была принята схема с «центральной мотогондолой», по которой четыре турбореактивных двигателя располагались крылом в хвостовой части самолета, а нижние подкрыльевые воздухозаборники расположены попарно около оси самолета. Эта компоновка обеспечивает высокую эффективность воздухозаборников на крейсерском сверхзвуковом режиме и относительно низкий уровень внешнего сопротивления, что компенсирует весовые издержки, связанные с длинными каналами воздухозаборников двигателей. Кроме того, длинные каналы воздухозаборников обеспечивают хорошие поля (равномерное по сечению поле давлений и скоростей) на входе в двигатели, которые были очень чувствительны к неравномерностям. Несмотря на все компоновочные меры, пришлось применить для улучшения условий работы двигателей на старте на опытном самолете отклоняемую нижнюю кромку воздухозаборника, а на серийных самолетах — боковые створки подпитки.
    Одновременно рассматривался и альтернативный вариант компоновки с разнесенными гондолами, в котором две спаренные подкрыльевые мотогондолы были разнесены на 1/3 размаха. Так как эта компоновка приводила к существенному ухудшению условий работы двигателей из-за наличия больших скосов потока в районе воздухозаборников и серьезным проблемам в управлении при отказе двигателей, то работы по ней были свернуты.
    В конечном счете обе компоновочные схемы по суммарной оценке были эквивалентны, и при их доводке могли быть получены достаточно близкие летно-технические характеристики.
    Для обеспечения высокого уровня экономичности СПС необходимо было свести к минимуму мидель, надстройки и смачиваемую поверхность (при высоком ее качестве) при условии размещения заданной коммерческой нагрузки и необходимых запасов сбалансированного топлива, т.е. все сводилось к классической задаче создания минимального (по размерности, сопротивлению и весу) самолета для выполнения тактико-технических требований. Исследовалось большое число различных компоновок, отличающихся положением коммерческой нагрузки, двигателей и шасси. В результате комплексной оценки была выбрана «центральная» компоновка, которая определила размещение двигательной установки и шасси.
    Принятую компоновку двигательной установки иногда упрощенно называют «пакетной», но это не совсем точно, т.к. по существу у нас две четко разделенные спарки двигателей с независимыми (по работе) воздухозаборниками и соплами.
    Воздухозаборники спарок расположены на расстоянии 600 мм от оси самолета (т.е. между ними расстояние 1200 мм) по обе стороны от конического обтекателя (центрального тела). В хвостовой части сопла спарок сдвинуты практически вплотную. Основные преимущества такой компоновки следующие:
    1. Расположение двигательной установки вблизи оси самолета позволяет сделать достаточно длинные каналы (рекомендовано ЦАГИ — 8-10 кал.), так как при большом GВ обеспечиваются хорошие поля скоростей на входе в двигатель, при относительно простой схеме регулирования, базирующейся на отечественном опыте создания и отработки эффективных многорежимных воздухозаборников. Для устойчивой работы таких воздухозаборников нужны сравнительно небольшие «сбросы» (отсосы) воздуха с воздухозаборника.
    2. Очень малое влияние отказа одного двигателя на поведение самолета. Эти явления имели место и на дозвуковых самолетах, но при большой сверхзвуковой скорости может возникнуть такая комбинация возмущения по крену и скольжению, которая приведет к выходу из строя всех двигателей. Такой отказ двигателей на B-58 и SR-71 (YF-12) был причиной ряда катастроф, в то время как подобный отказ на B-70 проходил незаметно.
    3. Улучшаются по сравнению со случаем разнесенных мотогондол флаттерные характеристики.
    4. Упрощается защита воздухозаборника от летящих из-под колес воды и камней.
    5. Удается обеспечить меньшие углы скоса потока в зоне воздухозаборников.
    6. Больше свободный размах для элевонов (возможность использования механизации).
    7. Уменьшается длина коммуникаций.
    Вместе с тем, более длинные каналы приводят к утяжелению самолета, большая толщина пограничного слоя перед воздухозаборниками требует, чтобы воздухозаборники были значительно отодвинуты от поверхности крыла. При этом удалось найти одно из самых интересных решений в компоновке самолета: уборка основного шасси в относительно тонкое крыло (толщина крыла около 2,5% с наплывом). Это удалось сделать за счет использования многоколесной тележки с шинами малого размера.
    Коммерческую нагрузку (пассажиры и багаж) пришлось расположить несколько дальше от хвостовой части, чем на других наших самолетах, в связи с спецификой центровки самолетов с задним расположением двигателей (аналогично Ту-134, Ту-154).
    Топливо залито по всем возможным зонам, главным образом, в крыло, включая и подфюзеляжную часть. Все двигатели имеют автономные структуры питания и отдельные расходные баки.

<< Участие летного состав в разработках самолета Ту-144 Описание опытного самолета >>

Рейтинг@Mail.ru Топ-100