ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА

Стороны примут се меры для того, чтобы разрешить споры и разногласия, которые могут возникнуть в ходе исполнения настоящего контракта, мирным путем.

1) В случае невозможности достижения мирного урегулирования все подобные споры и разногласия, исключая подсудность общим судам, подлежат разрешению в Арбитраже.

Арбитраж организуется следующим образом.

Сторона, которая намерена передать дело в Арбитраж (истец), должна информировать об этом другую сторону (ответчик) заказным письмом, указав имя и фамилию, а также адрес назначенного ею арбитра, который также может являться гражданином любой страны, в свою очередь, письменно информировав об этом сторону-истца, указав имя, фамилию и адрес этого арбитра.

В случае если сторона-ответчик не сможет назначить своего арбитра в оговоренные сроки, арбитр будет назначен тем органом (торговой палатой), где будет проходить арбитражное разбирательство. Назначение арбитра будет произведено в течение 30 дней после получения соответствующего заявления от стороны-истца.

Оба арбитра должны назначить суперарбитра в течение 30 (45) дней после назначения последнего из них (т.е. арбитра ответчика). Если арбитры не смогут назначить суперарбитра в предусмотренные сроки, он будет назначен тем органом (торговой палатой), где будет проходить арбитражное разбирательство.

Арбитражное разбирательство должно быть проведено в течение 6 месяцев со дня выбора (назначения) суперарбитра.

Местом проведения Арбитража является Стокгольм, Швеция. Арбитраж будет проводиться в Арбитражном суде при Торговой палате Стокгольма в соответствии с правилами и процедурами, предусмотренными шведским материальным (коллизионным) правом, а также с использованием дополнительно общепринятых международных торговых обычаев.

Решение Арбитража принимается большинством голосов и является окончательным и обязательным для обеих сторон.

2) В случае если стороны не смогут достигнуть решения мирным путем (путем переговоров), все споры, разногласия и требования, возникающие из настоящего контракта или в связи с его исполнением, исключая подсудность общим судам, подлежат разрешению в Международном коммерческом арбитражном суде при Торгово-промышленной палате РБ, г. Минска, в соответствии с правилами и процедурами, предусмотренными его регламентом.

Стороны согласились, что для целей настоящего раздела будет применяться материальное право РБ.

Решение Арбитража является окончательным и обязательным для обеих сторон.

Стороны обязуются исполнить арбитражное решение в установленные сроки.

ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА

ИЛ-86

1.1. Особенности аэродинамической компоновки самолета

Скоростной пассажирский реактивный самолет Ил-86 предназ­начен для эксплуатации на авиалиниях средней и большой протяженности от 2000 до 5000 км с коммерческой загрузкой до 42000 кг на крейсерской скорости 850-900 км/ч. Максимальная крейсерская скорость на высоте 11000 м при MCA 930 км/ч.

Самолет Ил-86представляет собой свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции с низкорасположенным стреловидным крылом, четырьмя турбовентиляторными двигателями, однокилевым хвостовым стреловидный оперением (рис.1).

Особенностью конструктивной схемы самолета является установка двигателей на пилонах под крылом.

Такая конструкция имеет следующие преимущества:

- двигателя разгружают тонкое крыло и уменьшают изгибающий момент при нормальной нагрузке в полете;

- двигатели на пилоне, вынесенные вперед, являются противо-флаттерными балансирами;

- за счет массы демпфируются колебания крыла при попада­нии в болтанку;

- техникам легко обслуживать двигатели из-за низкого их расположения;

- конструктивно проще бороться с пожаром, ставя противопожарные перегородки на пилонах;

- удобно устанавливать реверс тяги двигателей, он не влияет на путевую управляемость на пробеге;

Рис. 1. Общий вид самолета Ил-86

- мал шум, так как двигатели расположены далеко от борта самолета;

- малы потери тяги, так как прост канал воздухозаборника;

- меньше масса оперения и фюзеляжа по сравнению с самоле­тами, у которых двигатели находится в хвостовой части фюзеляжа;

- более передние центровки, проще управляемость ввиду боль­шего плеча от центра тяжести самолета до руля высоты;

- короче пути топлива к двигателям.

Конструкция имеет и ряд недостатков:

- велик разворачивающий момент при отказе крайнего двигателя, самолет быстро входит в крен;

- ввиду большого разворачивающего момента нужен большой киль и руль направления;

- при посадке самолета с креном более 4° двигатели касаются земли;

- требуется положительное поперечное V крыла, что увели­чивает поперечную устойчивость и требует установки автоматичес­ких систем;

- при пробеге камни с бетона отбрасываются струей газов на оперение;

- ввиду низкого расположения двигателей засасываются посторонние предметы в двигатели;

-при аварийной посадке двигатели ударяется о землю, вследствие чего увеличивается вероятность пожара;

- при разрушений двигателя возможно поражение бака и фюзеляжа обломками;

- при пожаре двигателя загорается крыло самолета;

- пульсирующие газы, вырываясь из двигателя, уменьшают срок службы горизонтального оперения;

- гондолы увеличивают лобовое сопротивление;

- интерференция в месте стыка гондолы и крыла увеличивает лобовое сопротивление и уменьшает, число M_кр;

- при эволюциях возникают большие нагрузки на двигатели;

- за счет газов, вырывающихся из сопла, изнашивается ВПП;

- опасно производить посадку на воду.

Установка двигателей на пилонах под крылом является вынужденной в связи с применением тонких гибких стреловидных крыль­ев с большим удлинением крыла λ и большой нагрузкой на один квадратный метр крыла.

Крыло имеет нижнее расположение, что дает ряд преимуществ: крыло самолета имеет относительно малое расстояние от поверхности земли, в результате чего коэффициенте подъемной силы С_у при взлете и посадке будет большим ввиду влияния (с высоты 8-10 м) земли. Благодаря этому улучшаются взлетно-посадочные характеристики самолета:

- шасси самолета невысокое и при вполне достаточной прочности имеет меньшую массу и проще убирается;

- при низкоплане обеспечивается превышение горизонтального оперения относительно крыла, что положительно сказывается на продольной устойчивости в управляемости;

- меньшая опасность для экипажа и пассажиров при посадке самолета с убранным шасси;

- лучший обзор верхней и передней полусфер из самолета.

Высокий уровень аэродинамического качества на расчетных крейсерских скоростях полета достигается за счет применения крыла, сформированного из скоростных профилей ЦАГИ, площадью по базовой трапеции 330м².

Крыло характеризуется заметным изменением геометрических параметров сечений в средней части при практически постоянной геометрии консоли. В корневых сечениях крыла установлены дос­таточно толстые профили толщиной С_mах до 13%, умеренной поло­жительной кривизны с передним положением толщины и кривизны по хорде.

Такие профили имеют близкое к треугольному распределение воздушной нагрузки с очень плавным восстановлением давления вдоль всей хорды. Сечения консоли обладает практически полочным распределением воздушной нагрузки вдоль хорды (вплоть до максимума верхней поверхности) и малым уровнем разряжения, что обеспечивает высокие критические значения числа М.

Фюзеляж, рационально сочетающий преимущества формы я удлинения своих частей, обладает минимально возможным сопро­тивлением и высоким критическим значением числа М.

Установка двигателей на пилонах под: крылом обеспечивает благоприятные условия для потока на входе в двигатели в широком

диапазоне эксплуатационных условий при минимальном при­росте сопротивления на крейсерских режимах.

Для уменьшения отрицательного влияния пилонов в гондол на эффективность полностью отклоненного предкрылка выполнена специальная подрезка пилонов внешних гондол в области стыка с нижней поверхностью крыла, а в области пилонов внутренних гондол - профилированный, охватывающий пилон, вырез в пред­крылке, закрывающийся в убранном положении, что способствует достижению высоких несущих свойств и увеличению критических углов атаки.

Стреловидное оперение, характеризующееся минимальным приростом сопротивления, обеспечивает потребные запасы устой­чивости и балансировку продольного момента самолета в широком диапазоне центровок (Х_т = 16 - 33% САХ), а также управляемость на взлете в случае отказа критического двигателя и выполнение посадки при боковом ветре при выбранных размерностях аэродина­мических поверхностей управления (см.рис 1),

Требования, предъявляемые к взлетно-посадочным характерис­тикам самолета Ил-86, обусловили применение на стреловидном крыле мощной системы механизации, которая позволила реализовать значительные приращения коэффициента подъемкой силы.

Система механизации состоит из предкрылка, расположенного по всему размаху крыла, занимающего до 17,5% хорды базовой трапеции и охватывающего 76% размаха крыла, а также из двухщелевого закрылка с фиксированным дефлектором.

Полный выпуск закрылка обеспечивает приращение коэффициен­та подъемной силы Δ С_у 1,2.

Примененный предкрылок, улучшая обтекание крыла на боль­ших углах атаки, повышает максимальный коэффициент подъемной силы С_{у max} до значений 2,4-2,45 (при отклонении предкрылка на 35° и закрылка на 40°), обеспечивает благоприятный характер изменения продольного момента самолета до углов атаки α = 18-20° в тем самым надежную защиту эксплуатационных углов атаки сверху. Выход на углы атаки менее 0° о полностью отклоненным предкрылком, особенно при отклонении закрылка на полный угол, может приводить к срыву потока на нижней поверхности

крыла и появ­лению тряски. Поэтому при выполнении посадочного маневра полет на углах атаки менее 0° не допускается.

Отклонение механизация, наряду с повышением несущих свойств крыла, сопровождается ростом лобового сопротивления и уменьшением аэродинамического качества крыла (на графике выражается перестройкой поляры самолета). Величина максималь­ного аэродинамического качества при полном выпуске закрылков я предкрылков уменьшается практически на 50%всравнении со значением для крейсерской конфигурации; коэффициент же подъем­ной силы, соответствующий максимальному аэродинамическому ка­честву, возрастает до С_{у max} = 1,5.

Применение механизации крыла позволяет получить прираще­ние положительной подъемной силы за счет использования следую­щих факторов:

- изменение геометрии крыла за счет увеличения несущей площади крыла путем раздвижки звеньев закрылка и предкрылка, а также увеличения кривизны сечений крыла при отклонении за­крылка и предкрылка;

- реализация безотрывного обтекания крыла большой кри­визны до больших углов атаки за счет повышения устойчивости потока над верхней поверхностью путем организации перепуска часта воздушного потока через профилированные щели между пред крылом, основной частью крыла и элементами щелевого закрылка.

Изменение аэродинамических характеристик при убранной и отклоненной механизации определяется характером распределения воздушной нагрузки по хорде и размаху крыла;

При отклонении закрылков увеличивается скорость потока в разрежение его над верхней поверхностью как основной части крыла, так и элементов закрылка. Под нижней поверхностью скорость потока понижается, давление увеличивается. Это приво­дит к образовании дополнительной подъемной силы и некоторому смещению равнодействующей подъемной силы назад, к хвостовой частя крыла. Смещение равнодействующей подъемной силы назад вызывает приращение продольного момента на пикирование.

Отклонение закрылков способствует увеличению подъемной силы и сопровождается сдвигом максимальной подъемной силы в сторону меньших углов атаки (рис.2).

Отклоненный предкрылок начинает участвовать в создании положительной подъемной силы на углах атаки превышающих угол нулевой подъемной силы предкрылка. Отклонение, предкрылка затя­гивает начало срыва потока с крыла до больших углов атаки, смещает в сторону увеличения углов атака максимальную подъемную силу как с неотклоненным, так и с отклоненным закрылком.