Почему нет грузовых самолетов с "летающим крылом"?

Летающие крылья можно сделать с приемлемыми летными качествами без какой-либо искусственной помощи. Просто посмотрите на дизайн планера Джима Марске.

Основным недостатком летающих крыльев является то, что стабильность по тангажу достигается почти так же, как и с обычным хвостовым оперением, с прижимной силой, уравновешивающей центр тяжести впереди точки опоры нейтральной точки подъемных сил, но все это сделано за очень короткое плечо момента самой хорды крыла. Другими словами, «хвост» был сдвинут вперед к задней кромке основного крыла.

Из-за этого возникает много проблем, таких как чувствительность к тангажу, проблемы с демпфированием и все такое, но самая большая из них с точки зрения грузового самолета - это очень узкий диапазон центра тяжести. Ничего страшного для бомбардировщика с концентрированным бомбовым отсеком или планера, которому не приходится справляться с изменениями нагрузки, но для грузового корабля это еще важнее. Вы вынуждены распределять нагрузку и объем фюзеляжа в поперечном направлении, создавая гораздо большую лобовую площадь, чем необходимо (по сути, вы поворачиваете фюзеляж вбок), так что в конечном итоге вы сводите на нет преимущества лобового сопротивления, связанные с отказом от хвостовой части. первое место, а в итоге все равно с "темпераментной" конфигурацией.

Грузовые самолеты (не военные) почти всегда начинали свою жизнь как пассажирские . Соотношение активных крупнотоннажных грузовых самолетов к пассажирским находится в единичных процентах . Поэтому чисто грузовой самолет с нуля никто не разрабатывает.

Это не значит, что никто не пробовал. Специально для грузов были предложены большие летающие крылья, которые хранят свой груз в контейнерах вдоль размаха крыла - отсюда и их название: Spanloaders. Ниже представлено впечатление художника 1970-х годов.

Концепция грузового самолета с распределенной загрузкой Boeing Model 759-159 1970-х годов ( источник изображения )

Начнем с того, сколько стоит спроектировать и сертифицировать новый тип самолета, если транспортное судно не может быть переконфигурировано для перевозки пассажиров или грузов, оно не выйдет из салфетки. Имеющийся у нас обычный транспорт можно переключить с грузового на пассажирский и обратно, причем некоторые всего за несколько часов. Чтобы непассажирский транспорт мог конкурировать, он должен быть намного дешевле (покупать и эксплуатировать), чем многоцелевой планер.

В дополнение к другим ответам, причина отсутствия летающих крыльев в гражданской авиации в целом заключается в том, что им необходимо конкурировать в среде, которая выросла вместе с обычными самолетами с фюзеляжем и крыльями и плохо подходит для летающих крыльев.

Это означает, что они должны использовать одни и те же аэропорты (радиусы разворота, ширина ВПП), вписываться в одни и те же парковочные зоны (размах крыла) и обслуживаться одними и теми же наземными транспортными средствами (высота отсека, габариты крыла). Потому что было сочтено, что перепроектирование вспомогательного оборудования и инфраструктуры целой отрасли не стоит незначительного повышения эффективности, которое можно получить от летающих крыльев.

У летающих крыльев просто нет большого внутреннего пространства для груза, поэтому они не подходят для грузовых самолетов.

Вы упомянули Б-2, который будет нести 18 тонн бомб. Однако бомбы маленькие и тяжелые: например, американская бомба Mark 82 представляет собой металлический ящик весом 130 кг (300 фунтов), наполненный 90 кг (200 фунтов) взрывчатки. Большинство авиагрузов не упакованы в такие толстые, тяжелые металлические ящики, поэтому превращение бомбоотсека B-2 в грузовой отсек не создаст очень полезного грузового самолета.

_{Что хорошо, потому что обозначение С-2 уже занято . *римшот*}

Я хотел бы обсудить аргумент стабильности немного подробнее. Поскольку верно то, что статическая продольная устойчивость является основной причиной того, что эти самолеты не часто разрабатываются.
Однако рассуждения, приведенные в других сообщениях, являются неполными/не совсем правильными.

Во-первых, у летающего крыла действительно очень маленький запас устойчивости. Это может быть решено либо с помощью некоторых нетрадиционных конструкций крыла: здесь возникает проблема значительного снижения эффективности использования конфигурации летающего крыла.
Другой метод, используемый духом B2, заключается в использовании активного контроллера для управления панелями управления. Недостатком этого является увеличение сложности самолета, а прохождение регламентных испытаний становится еще сложнее. какая-то ссылка .

Статическая продольная устойчивость

Я собираюсь объяснить статическую продольную устойчивость немного подробнее. Сначала мы определим стабильность: быть стабильным означает, что всякий раз, когда к объекту прикладывается небольшое возбуждение, объект «восстанавливает» себя.
Продольная устойчивость означает, что возбуждение в продольном направлении, таким образом, изменение тангажа/угла атаки ($\alpha$), должен быть уравновешен «каким-то» моментом. Так как самолет во время крейсерского полета находится в равновесии, то увеличение угла атаки должно приводить к отрицательному моменту. - Уменьшение угла атаки должно привести к положительному моменту срабатывания.

Или математическим способом: (определение)

Простое крыло

Теперь давайте сначала рассмотрим простую конфигурацию: просто крыло. Поскольку подъемная сила, создаваемая крылом, возникает из-за распределенной силы, крыло всегда будет иметь как подъемную силу, так и подъемный момент (за исключением одной точки, где момент равен нулю, однако эта точка меняется в зависимости от условий полета). - В авиации мы для простоты убираем юниты. Итак, у нас есть сила$C_L$и момент$C_M$.

На профиле также есть точка, где множитель между$C_L$и$C_M$не меняется с углом атаки. Эта точка называется аэродинамическим центром и представляет собой статическую точку, заданную формой аэродинамического профиля: поэтому она используется для расчетов.

Итак (по определению):

Теперь, поскольку крыло всегда создает большую подъемную силу при большем угле атаки, и на самом деле мы считаем кривую C_L - \alphaлинейной. (Для устойчивости учитываем небольшие изменения угла атаки) справедливо следующее:

Вместе с предыдущим уравнением:

обычный самолет

В первую очередь я хотел бы обратиться к стабильности обычных самолетов в этом вопросе, поскольку, похоже, существует много противоречивой информации.

Для этого рассмотрим следующую конфигурацию (обратите внимание, что точки, где подъемная сила «присоединяется» к крылу и хвосту, определены как аэродинамические центры для этих расчетов — мы могли бы использовать любую точку, но использование переменного тока значительно снижает сложность).

Из уравнений статического равновесия:

Подъемная сила за счет дифферентовки в хвостовом оперении более сложная (из-за существенного смыва основного крыла вниз на обдув в хвостовой части (${\epsilon}$). ($C_l$= коэффициент подъемной силы хвостовой части)). - Упрощая, мы считаем горизонтальное оперение симметричным аэродинамическим профилем, поэтому подъемная сила при$\eta=0$равен нулю. (о хвостовом оперении).

Аналогично можно записать уравнение моментов:

Теперь снова из самого первого уравнения частный дифференциал уравнения момента по отношению к углу атаки должен быть отрицательным:

Теперь осталось дать окончательное определение, расстояние$h$от центра тяжести, так что для всего крыла уравнение момента может быть записано как:

Решение всех уравнений ( подробности см. в википедии ) приводит к:

С$c$являющийся главной аэродинамической хордой основного крыла. (Введено еще раз, чтобы уменьшить количество единиц, с которыми мы работаем). Для стабильности (т.к.$C_{M_\alpha}$должен быть отрицательным)$h$должен быть отрицательным. Давайте проанализируем приведенный выше результат:

Эта часть, называемая «хвостовым объемом», состоит из геометрических определений самолета и не изменится.

Таким образом, это позволяет нам определить запас устойчивости как:

Обратите внимание, что, поскольку второй член всегда положителен, имея отрицательный$x_g$, или (см. изображение выше) с центром тяжести перед аэродинамическим центром основного крыла. всегда будет давать стабильную конфигурацию. И помните, что аэродинамический центр не меняется с углом атаки. (Центр тяжести может сместиться во время крейсерского полета из-за расхода топлива, но на практике это обычно компенсируется насосами, а смещение центра тяжести вперед всегда дает более устойчивый самолет).

нейтральная точка

Теперь, наконец, мы находимся в нейтральной точке , которая использовалась в другом ответе неправильно последовательно. Нейтральная точка — это, по определению, точка, в которой самолет «просто» стабилен:$h=0$

Отсюда следует, что «диапазон», между которым может измениться центр тяжести, находится между носом самолета (отрицательное$x_g$) и точка, определяемая в основном объемом хвоста. На объем оперения легче всего повлиять изменением поверхности хвостового оперения или расстояния между основным крылом и хвостовым оперением.

Конфигурация летающего крыла

Наконец, вернемся к исходной точке, конфигурации летающего крыла. Летающее крыло по определению не имеет хвоста за основным крылом. Таким образом, хвостовой объем равен нулю.

Следовательно, нейтральная точка летающего крыла находится точно в аэродинамическом центре. Что для обычной конструкции крыла составляет около 1/4 длины хорды.

таким образом летающее крыло имеет без доработок непригодный малый запас устойчивости

Дельта-крыло и утка

Я также хотел бы быстро перейти на треугольное крыло и конфигурацию «утка», например, на Concorde или F16. Эти конструкции управляются другим параметром (сопротивление ударной волны / что-то еще, например, более эффективное управление из-за отсутствия потока вниз).

Однако устойчивость для таких самолетов сильно отличается: хотя изображение выше все еще можно использовать, мы должны учитывать, что$l_t$по замыслу является отрицательным. Это изменяет положение нейтральной точки, чтобы она всегда находилась перед основным крылом. И многие из этих конструкций также имеют активные поверхности управления и по своей природе нестабильны.

(Название «утка» даже произошло от этого: когда брат Райт создал первый самолет с двигателем, во Франции люди не поверили в это. Они назвали это тем, что мы назвали бы сегодня «фейковыми новостями». Термин для фальшивых новостей был « утка" во Франции, поэтому они назвали конструкцию "уткой").

Все дело в диапазоне компьютерной графики и в том, сколько злоупотреблений может выдержать дизайн. Взгляните на C-130 Hercules. Он имеет огромный Hstab, чтобы справиться с широким спектром компьютерной графики. Действительно биплан. Как и вертолет «Чинук». Держим стол на 4 ножках (6 с уткой).

Итак, что мы делаем, чтобы получить жизнеспособное летающее крыло? Стреловидность назад обеспечивает улучшение устойчивости по тангажу, поскольку (с размывом) вы удлиняете самолет. Поверхности управления могут быть размещены на законцовках крыла. Также помогают аэродинамические профили с изогнутым изгибом. Как справиться с потерей более длинного фюзеляжа / реактивного рычага с шагом Hstab? Установите грузовой отсек на ролик в CG. Потяните его вперед, пока он не наклонится. Безопасный, сбалансированный груз! Топливные баки могут быть устроены так, чтобы слив осуществлялся равномерно. Предполагая дозвуковую конструкцию с почти нейтральной статической устойчивостью, он может даже летать без компьютеров.

Но все важные сдвиги в Clift с изменением угла атаки или воздушной скорости должны быть учтены. Таким образом, маленький хвост, как у птиц, может помочь создать лучший запас прочности для дизайна, с компьютерами или без них. То же самое для нижних крыльев. Интересно, что взмахнувшая крыльями назад птица становится… дельтой. Выметать их обратно... F-111?

Уменьшить размер хвоста можно как у грузовых, так и у пассажирских самолетов.

Первый сертифицированный устойчивый самолет поднялся в воздух в 1910 году под управлением (и без него) Дж. В. Данна. Это был также первый бесхвостый стреловидный самолет, который летал, своего рода летающее крыло биплана, за исключением того, что все было свалено между крыльями, так что это не было настоящим летающим крылом. Современники Хэндли Пейдж и Иго Этрих были вынуждены добавить хвосты к своим птичьим попыткам. Является ли данный бесхвостый тип достаточно стабильным, сложно и тонко проанализировать, и с тех пор многие дизайнеры ошибались. В 1913 году Данн недвусмысленно читал лекцию Авиационному обществу о том, почему его работа сработала, а другие потерпели неудачу, и даже сегодня это увлекательное чтение.

Но все согласны с тем, что дозвуковой бесхвостый тип имеет узкий диапазон центровки. Это не проблема, если вы правильно распределяете нагрузку, но это делает работу еще более неудобной, чем обычно.

Настоящим убийцей грузовых самолетов является то, что трюм летающего крыла становится достаточно глубоким, чтобы его можно было использовать на огромной конструкции, иначе крыло было бы слишком толстым и медленным. Ни один существующий самолет никогда не был сделан достаточно большим, чтобы сделать его стоящим. Чтобы это имело смысл, вам нужна полезная нагрузка более 500 тонн (что эквивалентно примерно 5000+ пассажиров), в шесть раз больше Airbus A380, или три грузовых самолета Ан-225, или два Stratolaunch Roc. О, и аэропорты, из которых можно летать.

Простая экономика. Зачем тратить миллиарды и годы на разработку нового самолета с нуля, особенно того, в котором используются технологии, недоказанные в гражданских целях (летающее крыло), когда можно потратить миллионы и месяцы на покупку пассажирских самолетов, в которых используются проверенные, проверенные технологии, и переоборудовать их. для грузовых нужд?

В то время как все другие ответы решают довольно много практических проблем, с которыми должны бороться грузовые самолеты с летающим крылом, существует также проблема, связанная с тем, что операторы самолетов, как правило, очень консервативны при покупке дорогих самолетов. Это главная причина, по которой конструкция коммерческих самолетов практически не изменилась за последние 50 лет. Покупать самолет с радикально новой конструкцией рискованно. Лучше инвестировать в проверенные технологии, которые могут быть менее эффективными, чем рисковать потерять все свои инвестиции, если новый дизайн окажется неудачным.