Aerodynamic Concept

11. Аэродинамическая концепция

Подъёмная сила несущего корпуса: В компоновке BWB подъём создаётся всем телом аппарата, а не только крыльями. Это означает, что распределение подъёмной силы по размаху и длине иное, чем у традиционного самолёта: центральная часть тоже генерирует значительную долю подъёма[4]. На малых скоростях, благодаря огромной площади, достигается большая суммарная подъемная сила даже при умеренных $C_{L}$. Для оценки используется классическая формула подъемной силы:

$\mathbf{L =}\frac{\mathbf{1}}{\mathbf{2}}\mathbf{\rho}\mathbf{V}^{\mathbf{2}}\mathbf{S}\mathbf{C}_{\mathbf{L}}$,

где $\rho$- плотность воздуха, $V$- скорость полета, $S$- площадь крыла (несущей поверхности), $C_{L}$- коэффициент подъемной силы[56].
В горизонтальном установившемся полете подъемная сила равна весу самолета $W = mg$, откуда требуемая скорость определяется как

$\mathbf{V =}\sqrt{\frac{\mathbf{2mg}}{\mathbf{\rho S}\mathbf{C}_{\mathbf{L}}}}$.

Отсюда видно: чтобы снизить необходимую скорость $V$(например, взлетную или посадочную), нужно увеличить либо площадь $S$, либо максимальный коэффициент подъема $\mathbf{C}_{\mathbf{L,max}}$.

[57]. В нашем проекте задействованы оба “рычага”: площадь очень велика (за счет BWB-планера), а $\mathbf{C}_{\mathbf{L,max}}\$повышается механизацией и поддувом от двигателей[58]. Так, у R4X площадь $\mathbf{S \approx 1200}\text{ }\text{м}^{\mathbf{2}}$(почти втрое больше, чем у самолета аналогичного веса A350[3]), а за счет отклонения струи кромки ожидается приращение $\mathbf{\Delta}\mathbf{C}_{\mathbf{L,jet}}$ порядка $0.5 - 1.5$[27][59] дополнительно к аэродинамическому $\mathbf{C}_{\mathbf{L,body}}\mathbf{\approx 1.2 - 1.5}$(с выпущенными закрылками). Таким образом, эффективный $\mathbf{C}_{\mathbf{L,max,eff}}$может достигать примерно $\mathbf{2.0 - 2.5}$, что позволяет теоретически летать при скоростях примерно в $1.4$ раза меньших, чем без поддува. Например, если обычный самолет нуждается в скорости 260 км/ч, то здесь порядка 180 км/ч достаточно для той же подъемной силы, что соответствует целевым требованиям[60].

Основной вклад в подъём на малой скорости дают: (а) большая эффективная площадь S (б) гладкая умеренная стреловидность (отсутствие сильного сужения к концам - больше площади задействовано); (в) поддув от двигателей (jet-flap) - струя, вытекающая вдоль задней кромки, увеличивает локальную скорость потока над крылом и фактически повышает $\mathbf{C}_{\mathbf{L}}$конструкции. Поддув позволяет отсрочить срыв: энергия струи препятствует отлипанию потока от крыла при больших углах атаки[61][62]. Мы трактуем его влияние как добавку $\mathbf{\Delta}\mathbf{C}_{\mathbf{L,jet}}\$к аэродинамическому коэффициенту (см. выше). По данным исследований STOL, струйный поддув может давать прирост подъема 15-40%.[63][64]. Мы закладываем консервативно ~20% на взлёте и ~15% на посадке прироста за счёт двигателей.

Распределение подъёмной силы по размаху: в BWB-схеме отсутствует резкое разделение на фюзеляж (который обычно не несёт) и крыло (которое несёт). Тем не менее, центральная часть имеет сильно бóльшую chord (локальную хорду) и обычно работает на меньших углах атаки, чем внешние консоли (из-за профилировки). Поэтому можно ожидать, что распределение подъёма будет близким к эллиптическому, но с пиковой нагрузкой в области перехода от корпуса к крылу. Там возникают мощные вихревые структуры - поскольку крыло плавно перетекает в корпус, на концах этой широкой центральной части появляются вихри, подобные тем, что образуются на концах крыльев обычного самолёта, но смещённые внутрь. Это как бы “внутренние законцовочные вихри”. Они влияют на индуктивное сопротивление. Чтобы контролировать это явление, планформа R4X спроектирована так, что внешние консоли имеют немного отрицательную конусность лифтинга - т.е. их геометрия и угол установки таковы, что нагрузка плавно спадает к концам, не приводя к концентрированному вихрю в одном месте. Достигается это сужением хорды к законцовке и небольшим геометрическим кручением профиля (на -3° к законцовке). В результате ожидается относительно равномерное распределение подъёма, без резкого провала в центре или на концах. Это минимизирует индуктивное сопротивление:

$\mathbf{D}_{\mathbf{i}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{L}^{\mathbf{2}}}{\mathbf{\pi e}\mathbf{b}^{\mathbf{2}}}$,

где $\mathbf{e}$- ослабляющий фактор, близкий к 1 при эллиптическом распределении[65][66]. Хотя у BWB $\mathbf{b}$(размах) несколько меньше оптимального, большой $\mathbf{S}\$частично компенсирует рост $\mathbf{D}_{\mathbf{i}}$- суммарно ожидаем, что индуктивное сопротивление на крейсерском режиме лишь ненамного превышает таковое у оптимального крыла классической схемы, а на взлетно-посадочных режимах даже меньше (из-за большей площади требуемый $\mathbf{C}_{\mathbf{L}}$меньше, и, следовательно, $\mathbf{C}_{\mathbf{L}}^{\mathbf{2}}$в формуле $\mathbf{D}_{\mathbf{i}}$меньше).

Механизация крыла: для повышения подъёмной силы на малых скоростях R4X оснащается закрылками. Они выполнены в виде флапперонов - секций задней кромки, которые могут отклоняться как целиком (вниз для взлёта/посадки) так и дифференциально (для управления креном). Каждая консоль имеет по 2 секции флапперонов. Максимальный угол отклонения закрылка - ~30° вниз (больший угол нецелесообразен, т.к. без щелей поток всё равно оторвётся). Щелей или передних предкрылков нет (упрощение конструкции), но поддув струёй заменяет их функцию. Элевоны - ближе к законцовкам, работающие и как закрылки поменьше, и как элевоны (рули высоты/крен). Взлетная конфигурация - закрылки примерно на 20° вниз (для роста $\mathbf{C}_{\mathbf{L}}$ без сильного увеличения сопротивления), посадочная - около 30° вниз. Поскольку механизация относительно скромная, основная ставка сделана на поддув.

Малые скорости и срыв: критический режим для BWB - сваливание на больших углах атаки. Без хвостового оперения самолет при сваливании может потерять устойчивость. На R4X, во-первых, автоматика будет предотвращать достижение углов, ведущих к свалу (ограничитель $\mathbf{AoA}$). Во-вторых, как описано выше, двигатели поддувают поток, оттягивая наступление срыва: струя частично выполняет роль слотов, энергично обтекая верхнюю поверхность и “прижимая” пограничный слой. Тем самым даже при субкритических скоростях обтекание может сохраняться.

Однако граница срыва все равно существует - по мере роста $\mathbf{AoA\ }$внешние части крыла могут первыми войти в сваливание (они тоньше и не охвачены поддувом). Расчетно, без поддува критический угол атаки составляет около 15° (при выпущенных закрылках), с поддувом может увеличиваться до примерно 20° в эффективном смысле. При превышении этого угла внешние консоли теряют подъемную силу, возникает кренящий момент.

Для смягчения перехода на R4X предусмотрена автоматическая система: при подходе к $\mathbf{\alpha}_{\mathbf{crit}}$ резко увеличивать тягу и отклонять сопла вниз, чтобы вертикальная составляющая тяги компенсировала потерю аэродинамической подъемной силы. Таким образом, возможно достижение “мягкого сваливания” - самолет как бы удерживается на тяге до момента снижения угла тангажа. Тем не менее, это сложный режим, требующий тонкой настройки системы управления. (см. раздел 15).

Чувствительность к скольжению и порывам: отсутствие вертикального оперения означает, что самолёт относительно чувствителен к боковым порывам ветра. Боковое скольжение приводит к появлению несимметричной нагрузки на крылья, и потенциалу разворота. Чтобы компенсировать, активно используется дифференциал тяги ($\beta$-отклонение сопел) - при скольжении компьютер развернёт нос обратно, создавая разность тяги слева/справа[33][34]. Поперечный V-образный угол крыла (слегка опущенные законцовки) тоже даёт обратную связь: при крене возникает некоторая выравнивающая сила. Порывы ветра, особенно вертикальные, компенсируются ТВС: датчики быстрого изменения вертикальной скорости будут вызывать кратковременное увеличение тяги (аналогично тому, как автотроттл компенсирует “просадку” на глиссаде у обычных лайнеров). В целом, BWB без хвоста - потенциально менее демпфированный, но за счёт активных алгоритмов устойчивость и управляемость могут быть доведены до требуемого уровня (подробнее в разделе 14).

Переходные режимы (не VTOL, а “частичный поддув”): следует ещё раз подчеркнуть, что R4X не предназначен для висения. В отличие от самолётов с вертикальным взлётом, наш аппарат не может перевести весь вес на двигатели в статике (четыре двигателя не создают тягу, равную весу, без набегающего потока). Зато он может использовать комбинацию подъёмной силы крыла и тяги. Переходный режим - это и есть короткий разбег с постепенным перераспределением: сначала почти весь вес несут колёса, потом частично крыло, а недостающую часть компенсирует реактивная струя (в момент отрыва). В полёте на малой скорости крыло несёт основную часть, а ТВС обеспечивает недостающий %. Благодаря этому, можно взлетать с недостающей аэродинамической скоростью - оставшуюся подъёмную силу “добавят двигатели”. Наши расчёты (см. раздел 5) показывают, что при $\mathbf{\alpha \approx}\mathbf{35}^{\mathbf{\circ}}$каждый двигатель дает ~57% своей тяги на подъем [17]. При четырёх двигателях суммарно можно получить подъём ~2.3 веса одного двигателя, что и было выведено под цели ~20% веса аппарата.

Аэродинамика и маршевый режим: на крейсерском режиме (M 0.85, $h = 11$км) BWB R4X должен иметь высокое качество (L/D). Оценка: при оптимальном $\mathbf{C}_{\mathbf{L}}\mathbf{\approx 0.5}$ и $\mathbf{e \approx 0.9}$(для BWB), удлинении ~5, отношение $\mathbf{L}\mathbf{/}\mathbf{D \approx 17}$ (не хуже обычных широкофюзеляжных самолётов, у которых ~17-19). Отсутствие отдельного фюзеляжа устраняет паразитное сопротивление интерференции крыло-фюзеляж[67], что даёт выигрыш на больших скоростях. Так, прогнозируем, что для поддержания крейсерского полёта R4X потребуется несколько меньшая тяга, чем эквивалентному лайнеру (~10% экономии топлива). Это, конечно, без учёта добавленного веса конструкции. Если же включать вес, то реальный выигрыш может быть скромнее. Тем не менее, аэродинамика BWB на крейсерском режиме весьма привлекательна - исследования (например, NASA) обещают до 20% снижения расхода[68][69]. В нашем проекте экономия - не главная цель, но приятно, что концепт не уступит обычным самолётам в аэродинамической эффективности на эшелоне.