CC BY
114
2007
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 111
УДК 532.59; 532.527
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА ВАРИАНТА ГОРОДСКОГО АЭРОТАКСИ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
В.В. СИДЕНКО, А.Н. СВИРИДЕНКО
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
Работа выполнена при поддержке гранта Российского фонда фундаментальных исследований, проект № 06-08-01264
Рассматривается вариант городского аэротакси вертикального взлета и посадки, оснащенного двумя подъемномаршевыми устройствами с тандемной установкой вентиляторов. Определена эффективность предложенного ЛА.
Традиционная легкомоторная авиация - четырех-, шестиместные аэротакси не могут решить проблемы скоростного сообщения в крупных городах, т.к. нуждаются хоть и в небольших, но все же аэропортах. Проблему могут решить летательные аппараты вертикального взлета и посадки, которые способны доставить пассажира без пересадок из любого района одного города в любой район другого. Выбор движительного устройства в значительной мере определяет эффективность такого ЛА.
Известно [1 - 3], что чем больше нагрузка на единицу площади струи тягового устройства, тем ниже его энергетическая эффективность. Соответственно наибольший расход топлива на единицу вертикальной тяги имеет реактивный подъемный и подъемно-маршевый двигатель, имеющий тяговую нагрузку на площадь сопла более 150 Кн/м2, а наименьший - несущий винт вертолета, имеющий нагрузку на ометаемую площадь винта 0,35 Кн/м 0,50
Кн/м2. Кроме того, большая нагрузка на площадь струи сопровождается высоким акустическим излучением и приводит к эрозионному разрушению покрытия ВПП.
Таким образом, по экономичности, шуму на режиме висения и экологической безопасности на режиме висения наиболее предпочтительным является несущий винт вертолета. Однако в горизонтальном полете вертолет имеет низкую экономичность ввиду того, что аэродинамическое качество вертолета не превосходит 5 6 единиц.
По сравнению с несущим винтом вентилятор имеет большую нагрузку на ометаемую площадь (5 Кн/м2 - 20 Кн/м2) и соответственно, более низкую экономичность на режиме ви-сения и требует затрат мощности в 2 4 раза больше для создания той же тяги. Однако он
существенно проще, легче и дешевле несущего винта.
Поэтому для ЛА с ограниченным временем висения (1 3мин.) вентилятор является эф-
фективным средством создания вертикальной тяги и может применяться как подъемный или подъемно-маршевый движитель. Проблема состоит в том, что бы обеспечить это с наименьшими весовыми, компоновочными и энергетическими потерями.
Возможны три пути решения этой проблемы:
- встроенный в конструкцию самолета (обычно крыла) подъемный вентилятор;
- поворотный подъемно-маршевый вентилятор;
- неподвижный подъемно-маршевый вентилятор с устройством для поворота струи.
Первый вариант с реактивным маршевым двигателем и встроенным в крыло подъемным
вентилятором, имеющим газовый или механический привод, известен и испытывался еще в 50-х годах прошлого века [4]. Он показал свою работоспособность, но пока не нашел применения, т.к. его использование сопровождается большими весовыми потерями ЛА.
Второй вариант также предлагался и прорабатывался довольно давно [4]. При больших нагрузках на ометаемую поверхность вентилятора чаще всего предлагается поворачивать вентиля-
тор совместно с двигателем, а при малых - один вентилятор. Однако при этом имеет место недостаток поворотных винтов - косой обдув на переходном режиме и, как следствие, тряска, дискомфорт для пассажиров и проблемы с ресурсом. Ни один из этих вариантов реализован не был.
Третий вариант, например, проект СВВП Макдоннел-Дуглас 260 [4] избавлен от проблемы косого обдува, но требует создания крупногабаритного устройства для поворота хотя и холодной, но относительно высоконапорной струи большого диаметра. При этом необходимо найти компромисс между желанием увеличить диаметр вентилятора для снижения тяговой нагрузки на его ометаемую площадь сопла и сложностью поворота струи большого сечения. При этом обычно возрастает площадь омываемой поверхности ЛА, снижается его аэродинамическое качество и соответственно дальность полета.
Известно несколько иное предложение этого типа (рис. 1)
[5]. Видно, что проектировщики пошли по пути увеличения площади струи не за счет увеличения диаметра вентилятора, а за счет увеличения их количества. При этом второй вентилятор установлен не параллельно
(требуя свой привод с соответствующими потерями массы ЛА), а последовательно, на том же валу. Каждый вентилятор в этом случае имеет свое поворотное сопло относительно небольшого диаметра. Однако видно, что при этом существенно возрастает длина гондолы, увеличивается мидель (дополнительный воздухозаборник и сопло переднего вентилятора), растет площадь омываемой поверхности и масса конструкции и усложняется управление.
Авторы поставили себе цель создать эффективное вентиляторное подъемно-маршевое устройство с относительно небольшими площадями миделя и омываемой поверхности и нагрузкой на оме-таемую поверхность вентилятора не более 35 Кн/м2.
Очевидно, что для достижения этой цели необходимо создать устройство с тандемным расположением вентиляторов (для уменьшения миделя), но без выступающих сопл и воздухозаборников.
Предлагаемое подъемно-маршевое устройство (ПМУ) (рис. 2) выполнено в виде гондолы относительно большого диаметра с двумя одно- или двухступенчатыми вентиляторами, расположенными в ее носовой и хвостовой частях.
Отличительной особенностью является то, что на режиме висения задний вентилятор создает поток встречного направления, а сопло для создания вертикальной тяги расположено в нижней части гондолы между передним и задним вентиляторами и имеет поворотную направляющую решетку.
Второй особенностью является то, что лопатки заднего вентилятора (или обоих вентиляторов) выполняются поворотными.
По сравнению с прототипом (рис. 1) предлагаемая конструкция при той же тяге имеет почти в два раза меньший мидель, проще конструктивно и имеет меньшую массу.
Летательный аппарат выполнен по нормальной аэродинамической схеме, с Т-образным хвостовым оперением, высоко-план, с двумя расположенными на консолях крыла ПМУ (рис. 3). Фюзеляж негерметичный, полумонококовой конструкции изготовлен из стеклопластика. В районе крыла, оперения и стоек шасси выполнены подкрепления в виде полушпангоутов, соединяющихся при сборке. Обшивка фюзеляжа трехслойная с сотовым заполнителем толщиной 8 мм - 12 мм. Крыло цельное неразъемное, стеклопластиковое, двухлонжерон-ное, прямое без сужения. Конструктивный размах крыла 7000 мм. Кессон крыла имеет технологический разъем по строительной плоскости. В средней части кессона выполнены узлы крепления крыла к фюзеляжу, а на концах - узлы крепления ПМУ. На задней кромке расположен двухщелевой поворотный на двух вынесенных в поток кронштейнах закрылок постоянного по длине сечения. Закрылки правого и левого полукрыла взаимозаменяемые связаны кинематически при помощи тяг и качалок. Привод закрылка трехпозиционный (крейсерский полет - 0°, взлет - 30°, посадка - 40°) в виде двухкамерного гидроцилиндра с замками положений. Трансмиссия, связывающая вентиляторы правого и левого ПМУ, проходит перед первым лонжероном. Элероны полукрыльев взаимозаменяемы, выполнены аналогично закрылку, имеют аэродинамическую компенсацию и связаны жесткой проводкой вдоль стенки заднего лонжерона крыла между собой и с постом управления. Гондолы подъемно-маршевого устройства имеют комбинированную конструкцию - обшивка стеклопластиковая, силовой набор - металлический. В нижней части гондолы выполнен вырез, в котором располагаются поворотные лопатки направляющего аппарата. Передний и задний вентиляторы имеют одинаковый диаметр 1000 мм. Направляющий аппарат вентиляторов выполняет функцию их опоры. Для уменьшения потерь при повороте газовой струи от переднего и заднего вентиляторов на 90° в средней части гондолы между вентиляторами установлены поворотные направляющие лопатки. В условиях горизонтального полета они устанавливаются по потоку, а на режиме висения - под углом (см. рис. 2).
Рассматривалось несколько вариантов ПМУ - диаметром 2300 мм, 1800 мм и 1500 мм с двигателями мощностью 1400 л.с., 1600 л.с. и 1800 л.с. Ниже в табл. 1 и 2 представлены характеристики наиболее эффективного варианта.
Вертикальная тяга ПМУ составляет 52,8 Кн. Вертикальная тяговооруженность т = 1,2.
Поляра самолета в первом приближении (рис. 4) строится в соответствии с методикой, представленной в работе [5]. Зависимость дальности полета от высоты и скорости (рис. 5) при вертикальном взлете определяется в соответствии с работой [7].
При коротком взлете (соответствующем длине крыши высотного здания) и вертикальной посадке дальность полета сильно возрастает.
Самолет отличается низким уровнем шума, так как двигатель и вентиляторы экранируются перфорированной внутренней обшивкой гондолы. Это отличает его от вертолета, несущий винт которого в горизонтальном полете издает характерный низкочастотный шум.
Относительно невысокая нагрузка на ометаемую площадь вентилятора (7,6 Кн/м2) обеспечивает удовлетворительную экономичность при вертикальном взлете и посадке.
На режиме длительного висения он проигрывает вертолету в экономичности, но для пассажирского или транспортного ЛА этот режим не является расчетным. Весовая, топливная и схемная эффективность предложенного самолета позволяют, например, в течение светового
Рис. 3
дня из международного аэропорта попасть в деловой центр столицы, в полдень (12.00) вылететь из центра Москвы и в 14.00 оказаться в центре Петербурга.
Таблица 1
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ДАН НЫЕ
Длина самолета 6500 мм
Размах крыла (с ПМУ) 10800 мм
Хорда крыла 1400 мм
Площадь крыла 15,12 м2
Удлинение крыла 7,714
Площадь ВО 1,56 м2
Размах ГО 3500 мм
Площадь ГО 4,2 м2
Диаметр вентиляторов 1500 мм
Длина гондолы 3750 мм
Площадь миделя ЛА 4,8 м2
Площадь омываемой поверхности ЛА 113 м2
Двигатели ТВД 2x1800 л.с.
База шасси 2600 мм
Колея шасси 1800 мм
Таблица 2
УКРУПНЕННАЯ ВЕСОВАЯ СВОДКА В ПЕРВОМ ПРИБЛИЖЕНИИ
Масса снаряженного самолета 3147 кг
Полезная нагрузка 500 кг
Запас топлива ВВП 833 кг
Взлетная масса ВВП 4400 кг
Взлетная масса КВП 4767 кг
Запас топлива КВП 1200 кг
Рис. 4
Рис. 5
Высокая для легкого самолета нагрузка на крыло снижает дискомфорт от полета на небольшой высоте в турбулентной атмосфере, а относительно высокая скорость сокращает время в пути. При этом самолет обладает довольно большой перегоночной дальностью, что делает его мобильным и эффективным в транспортном бизнесе.
Перегоночная дальность СВВП на высоте 3000 м со скоростью 360 км/ч достигает почти 3000 км.
Рассмотренное в работе подъемно-маршевое устройство может быть применено при создании беспилотных ЛА различного назначения.
ЛИТЕРАТУРА
1. Хафер К, Закс Г. Техника вертикального взлета и посадки. - М.: Мир, 1985.
2. Курочкин Ф.П. Основы проектирования самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. - М.: Машиностроение, 1970.
3. Курочкин Ф.П. Проектирование и конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. -М.: Машиностроение, 1977.
4. Павленко В.Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. - М.: Машиностроение, 1972.
5 . Павленко В.Ф., Павленко В.Ф. Силовые установки с поворотом вектора тяги в полете. - М.: Машиностроение, 1987.
6. Глушков Н.Н., Инешин Ю.Л., Свириденко Ю.Н. Применение метода симметричных особенностей для расчета обтекания дозвуковых летательных аппаратов // Ученые записки ЦАГИ. - М., 1989. Т. ХХ, №1.
7. Бадягин А.А, Мухаммедов Ф.А. Проектирование легких самолетов. - М.: Машиностроение, 1978.
PRELIMINARY ASSESSMENT OF THE CONCEPT OF AN VTOL AERO TAXI
Sidenko V.V., Sviridenko А.N.
A project of a city VTOL aero taxi equipped with two lift-cruise engine with a tandem fan arrangements. The feasibility of the concept has been determined.
Сведения об авторах
Сиденко Владимир Владимирович, 1948 г.р., окончил ХАИ (1972), кандидат технических наук, старший научный сотрудник ЦАГИ, автор 8 научных работ, область научных интересов - разработка новых схем ЛА, сложных авиационных и общемашиностроительных конструкций и решение сопутствующих научных проблем.
Свириденко Александр Николаевич, 1956 г.р., окончил МФТИ (1979), кандидат технических наук, ведущий специалист ЗАО ЦНТУ "Динамика", автор 8 научных работ, область научных интересов - математическое и полунатурное моделирование динамики ЛА.
