[ 47 ]

(меньшие потери тяги), облегчает проблему размещения трубопроводов в крыле, а также ведет к повышению эффективности сдува вследствие увеличения отнощения Vc/Vco- Применение УПС позволяет получить Сушах = 4 ... 5. Реализация столь высоких значений Сушах крыла требует соответствующего повышения эффективности оперения, в частности, вследствие применения на нем УПС. Для применения УПС важно обеспечить равномерность выдува на левой и правой половинах крылч и оперения, как при нормальной работе, так и при отказах двигателей.

11.2.3. Комбинированные методы

К этим методам можно отнести отклонение спутной струи от винтов с помощью закрылков, внешнюю и внутреннюю обдувку закрылков струей от ТРДД, а также повыщение несущей способности крыла с помощью струйного закрылка.

Первый метод является весьма эффективным средством сокращения взлетно-посадочных дистанций для винтовых самолетов. Суть его заключается в предотвращении срыва потока при весьма больших углах отклонения закрылков за счет энергии струи винтов, в увеличении эффективной скорости обдувки крыла и повороте с помощью механизации вектора тяги.

В качестве примера может быть назван самолет Бреге 941, крыло которого имеет трехщелевой закрылок, обдуваемый потоком от четырех винтов, приводимых во вращение четырьмя ТВД. При отклонении закрылка на угол 63 = 45° можно получить Оутзх > 5,5 (рис. 11.5). Применение такой механизации на самолете Бреге 941 при взлетной массе 21 т обеспечивает взлетную дистанцию 1взл = 285 м и посадочную Lnoc = 255 м.

Если количество движения воздуха, вводимого в пограничный слой, превышает требуемое для поддержания безотрывного обтекания при умеренных углах атаки, возникает явление, известное под названием суперциркуляции, в результате чего Су возрастает до очень больщой величины, зависящей от количества движения воздуха, отводимого от силовой установки в крыло. Выхлопные газы двигателя направляются в крыло и выбрасываются поверх закрылков, что позволяет для самолета обеспечить Су > 7. Такая схема реактивного закрылка, объединяющая несущую систему самолета с силовой установкой в единое целое, была реализована в Англии на экспериментальном самолете HS.126. Подобная схема дает наибольший аэродинамический эффект, однако ее практическое применение представляет трудную инженерную проблему, связанную с конструированием протоков, изоляцией и использованием! внутреннего объема крыла.

Применение закрылка с внешним обдувом струей ТРДД снизу исключает необходимость усложнения конструкции крыла внутренними протоками, но вводит некоторые новые проблемы. При взлете и посадке реактивная струя от подвешенных под крылом дви-

Рис. 11.5. Характер поляры для крыла при 63 = 45°:

/ - о обдувом крыла; 2 - без обдува потоком от виитов

Рис. 11.6. Зависимость Су от величины при внешнем обдуве закрылка

струей ТРДД снизу

гателей направляется на отклоненные закрылки. При этом подъемная сила создается не только вследствие изменения направления вектора тяги, но также и суперциркуляцией, обусловленной распространением влияния потока, обдувающего закрылок, на всю поверхность. Эффективность закрылка повышается за счет сходящей с него вихревой пелены. Срыв потока предотвращается, так как часть струи проходит через щели в закрылках и сообщает энергию пограничному слою.

Коэффициент подъемной силы крыла с таким закрылком может быть представлен в виде суммы:

Су = Сус=о + ЛСц Sin (бстр + + Асуг,

где Сус =0 - коэффициент подъемной силы крыла без выдува реактивной струи; ti - статический коэффициент восстановления тяги; бстр - угол отклонения струи реактивного закрылка; а - угол атаки; Асу - приращение подъемной силы из-за суперциркуляции. Типичная зависимость Су = f (с) представлена на рис. 11.6.

При рассматриваемом способе механизации крыла изменяется и продольная сила. Коэффициент продольной силы от выдува реактивной струи на закрылке может быть определен по следующей формуле:

с, = цс cos (а + б р) - - (11.11)

Исследования показали, что при рационально выбранных параметрах закрылка и положения сопла двигателя статический коэффициент восстановления тяги ti может достигать величин порядка 0,85 ... 0,90 при максимальных углах отклонения струи. Практическая реализация данной концепции, возникшей в середине 50-х годов, стала возможна лишь в последнее время (само-

Рис. 11.7. Аэродинамические характеристики модели самолета YC-14 (режим посадки, все двигатели работают, модель без ГО, несбалансированная, сдув с носка отсутствует):

/ - Cj, =}