На воздушном транспорте наибольшую экономическую эффективность имеет самолет,обладающий при постоянной дальности полета и прочих равных условиях максимальной весовой отдачей по коммерческой нагрузке (пассажиры, багаж, груз) Gком/Gо – отношением ее веса к взлетному весу самолета. Увеличение или уменьшение коммерческой нагрузкипри вариации размеров самолетов определяется в основном изменением относительного веса конструкции, влияющего таким образом на экономическую эффективность самолета.
Борьба за снижение веса конструкции – крыла, фюзеляжа, оперения, шасси – началась с момента зарождения авиации. В то же время стали исследоваться закономерности изменения размеров и веса агрегатов самолета. Получил известность закон “квадрата-куба”, отражающий эти закономерности. В соответствии с ним вес конструкции и всего самолета, зависящий от его объема, растет пропорционально кубу увеличения линейных размеров при сохранении геометрического подобия в то время, как подъемная сила, зависящая от площади крыла, растет пропорционально квадрату размеров. Увеличение веса самолета, опережающее рост подъемной силы, неизбежно должно ограничивать предельное возрастание его размеров. Для сохранения летных и взлетно-посадочных характеристик при увеличении размеров самолетов нужно обеспечить постоянство удельной нагрузки на крыло Gо/S (отношение взлетного веса к площади крыла). Но это возможно только при условии, что вес самолета растет пропорционально не кубу, а квадрату линейных размеров. Для веса конструкции – главной составляющей веса самолета – это практически невозможно при принятых условиях: сохранении геометрического подобия, одинаковых уровне техники, материалах. Поэтому относительный вес конструкции Gкон/Gо будет неизбежно расти с увеличением размеров самолета, а доля веса коммерческой нагрузки – снижаться. При этом, как видно из отношения Gо/S, величина удельной нагрузки на крыло будет повышаться пропорционально увеличению размеров. Статистика подтверждает эту тенденцию. Например, Ту-134 имеет Gо/S = 370 кг/м2 , Ту-154 – 470 кг/м2 , Ил-62 – 580 кг/м2, Боинг 747 – 740 кг/м2 . Это, конечно, увеличивает посадочную и взлетную скорости и потребную длину ВПП, но иначе нельзя было бы создать большие самолеты, так как с увеличением удельной нагрузки вес конструкции крыла снижается из-за уменьшения его площади (при постоянном Gо).Поэтому иногда для сравнительно небольших магистральных самолетов при их базировании на длинных ВПП резко повышают удельную нагрузку, снабжая крыло мощной механизацией. Например, современный Ту-334 имеет весьма значительную для своих размеров удельную нагрузку Gо/S =550 кг/м2 . С ростом размеров уменьшаются избытки прочности конструкции, обусловленные различными технологическими факторами и ее местной прочностью, повышается устойчивость сжатых элементов. Конструкция используется полнее, эффективнее. Но это обстоятельство приводит к более интенсивному росту веса конструкции при возрастании размеров, так как напряжения уже предельны и их нельзя повышать за счет снижения избытков прочности.
На рис. 1 показано изменение весовой отдачи по коммерческой нагрузке при увеличении размеров магистральных пассажирских самолетов средней дальности обычной аэродинамической схемы с хвостовым оперением. Вначале можно рассчитать вес некоторого условного самолета, который не нес бы никакой полезной нагрузки (Gком = 0). Потом, взяв небольшую коммерческую нагрузку, получим новый, увеличенный вес самолета с относительной коммерческой нагрузкой Gком/Gо > 0. Если продолжить такой расчет, постоянно увеличивая пассажировместимость, то можно увидеть, что весовая отдача (Gком/Gо) быстро возрастает, но достигнув максимума, она уменьшается, так как с увеличением размеров самолета будет повышаться относительный вес конструкции. Указанный максимум соответствует таким размерам самолета, до которых их увеличение сопровождается возрастанием действующих напряжений и снижением избытков прочности, а дальнейшее повышение напряжений уже невозможно и увеличение размеров и нагруженности приводит к интенсивному росту массы конструкции. При числе мест свыше 600 выгодным становится двухпалубный фюзеляж, имеющий по сравнению с однопалубным меньшую длину, большую плотность загрузки, меньший вес конструкции: при числе мест свыше 1600 – трехпалубный. Переход к многопалубным компоновкам – один из способоврационального “нарушения” геометрического подобия при возрастании размеров. Как известно, с увеличением дальности полета усиливается влияние на критерий оценки (например, себестоимость тонно-километра) аэродинамического совершенства самолета по сравнению с влиянием весовых характеристик, и наоборот – на малых дальностях роль весового совершенства возрастает. Поэтому оптимальное значение миделя фюзеляжа при увеличении расчетной дальности уменьшается. Наглядным примером к этому правилу может служить и изменение выгодности одно- и двухпалубных фюзеляжей при вариации пассажировместимости и дальности полета. Однопалубные фюзеляжи обеспечивают большее аэродинамическое качество, но они тяжелее двухпалубных, и это утяжеление возрастает с увеличением размеров. Поэтому однопалубные фюзеляжи предпочтительны для самолетов с меньшей пассажировместимостью и большей дальностью полета, в то время как увеличение пассажировместимости и снижение дальности полета делают более выгодной двухпалубную компоновку. Проведенные расчеты позволили определить наивыгоднейшие конструктивно-компоновочные решения в широком диапазоне значений пассажировместимости и дальности полета. Полученные результаты дают возможность выявить границу выгодности между одно- и двух- палубными фюзеляжами в зависимости от числа пассажирских мест и расчетной дальности полета.
На рис. 2, кроме границы, разделяющей зоны рациональности одно- и двухпалубных фюзеляжей, нанесены точки, соответствующие значениям пассажировместимости и дальности современных многоместных самолетов. Выбор для них однопалубных фюзеляжей, как следует из рис. 2, оправдан. Точки, лежащие на границе, соответствуют случаям равной выгодности одно- и двухпалубных фюзеляжей. В зонах, прилегающих к границе, показатели выгодности обеих компоновок весьма близки. Поэтому только значительное удаление от границы в зону выгодности конкретной компоновки делает ее преимущество значительным.
В 2004 г. должен начать полеты первый полностью двухпалубный пассажирский самолет А 380 консорциума “Эрбас Индастри”, вмещающий при трехклассной компоновке (для различных модификаций) от 555 до 650 пассажиров. Приветствуя пионерское конструктивно-компоновочное решение, следует отметить, что его преимущества перед альтернативными однопалубными компоновками не выглядят решающими, так как лежат в районе границы равной выгодности обеих компоновок, особенно учитывая межконтинентальную дальность самолета, составляющую 14000 км. Интересно отметить, что ИКАО пересмотрело в сторону увеличения максимальные размеры аэродромов для обеспечения базирования новых самолетов с максимальным размахом крыла до 80 м, длиной фюзеляжа до 90 м, диаметром фюзеляжа до 8 м, колеей шасси до 16 м, числом стоек главных ног шасси до 4 и количеством колес на каждой стойке до 6.
Другим важным направлением в “борьбе” с ограничениями, которые накладывает закон “квадрата-куба”, является использование того факта, что этот закон не учитывает возможности изменения основной нагрузки, действующей на конструкцию крыла при эволюции его размеров. В действительности результирующий изгибающий момент, воспринимаемый силовым набором крыла, обусловлен нагрузкой, которая меньше подъемной силы крыла. Она меньше на величину массовых сил веса конструкции крыла и всей нагрузки, расположенной в крыле (топливо, грузы, оборудование) или установленной на нем (двигатели, шасси, подвески и т.д.). Такая разгрузка крыла массовыми силами позволяет существенно снизить вес его конструкции. Поэтому с возрастанием размеров самолетов становится возможным и целесообразным все большую часть составляющих их веса располагать в крыле. Эта идея выражена в аэродинамической схеме “летающее крыло”, которая была весьма популярна в первой половине прошлого века. Но тогда эта схема не могла обеспечить выигрыш в эффективности по сравнению с обычной. Для размещения пассажиров и грузов требовались большие объемы и площади такого крыла. При характерных для того времени малых весах и размерах самолетов значительная площадь крыла, выбираемая не из условий полета, приводила к малой удельной нагрузке на крыло (Go/S). Низки были и значения полетных коэффициентов подъемной силы Су (полетный Су равен удельной нагрузке на крыло, отнесенной к скоростному напору), из-за чего потенциально высокое аэродинамическое качество (К), присущее “летающему крылу”, в крейсерском полете не достигалось (К= Су/Cх , где Cх – коэффициент аэродинамического сопротивления). Крыло получалось переразмеренным. Возрастание скоростей полета только усугубляло этот недостаток: с увеличением скоростного напора значения Су и К еще сильнее снижались. Более выгодным было использовать крыло меньшей площади, обеспечивающее достижение в крейсерском полете максимального аэродинамического качества, а нагрузку размещать в удлиненном в направлении полета фюзеляже, имеющем малую площадь миделевого сечения. Применение обычной схемы самолета позволило снизить суммарное аэродинамическое сопротивление.
Расчеты показывают, что схема “летающее крыло” выгодна для тысячеместных (и более) пассажирских самолетов, когда их веса (и удельные нагрузки на крыло) настолько возрастают, что размеры крыла, выбираемые из условия достижения в крейсерском полете максимального качества, становятся достаточными для размещения в нем и пассажиров с багажом, и топлива, и оборудования.
К настоящему времени уже созданы проектировочные методы расчета и получены весовые формулы для агрегатов самолета, позволяющие определить изменение веса конструкции и других составляющих веса воздушного судна при значительном возрастании его размеров (вне зависимости от сохранения геометрического подобия). На рис. 1 приведено сравнение по относительным весам коммерческой нагрузки различных аэродинамических схем магистральных пассажирских самолетов средней дальности. При пассажировместимости, превышающей 1000 человек, самолет обычной схемы с двухпалубным фюзеляжем (типа А-380) начинает уступать по величине Gком/Gо самолету типа “летающее крыло” со слабовыраженным (в виде гондолы) фюзеляжем и с частичным размещением пассажиров в корневой части крыла и в гондоле (наличие фюзеляжа, даже слабовыраженного, может явиться основанием для отнесения таких самолетов к схеме “бесхвостка”). Частичное размещение пассажиров в фюзеляже-гондоле позволяет не переразмеривать крыло и обеспечивать достижение в крейсерском полете большего аэродинамического качества. При дальнейшем увеличении размеров самолетов и числа мест примерно до 2000 и более, а также возрастании удельной нагрузки на крыло становится выгодным применение чистой схемы “летающее крыло” с размещением всех пассажиров только в крыле.
Таким образом, использование новых типов компоновки и аэродинамических схем, включая многопалубные фюзеляжи, схемы “бесхвостка” и “летающее крыло”, позволяет отодвинуть наибольшие значения весовой отдачи по коммерческой нагрузке на возросшие величины размеров самолетов. Повышению экономической эффективности тысячеместных воздушных судов также будет способствовать внедрение более совершенных конструкций, материалов, оборудования, двигателей, того нового, что обусловлено научно-техническим прогрессом и также не учитывается законом “квадрата-куба”. В последнее время за рубежом и в России проводились различные НИОКР, направленные на исследование облика перспективных многоместных самолетов, которые могут появиться в 2010 – 2020 гг. Рассмотренные разными фирмами компоновки имели пассажировместимость 750 – 800 человек (три класса), размах крыла 85-100 м (некоторые имели отгибаемые вверх концы крыла для уменьшения размаха на стоянке и при рулежке.
Еще большее разнообразие схемно-компоновочных решений характерно для разрабатываемых в течение последних десятилетий проектов сверхтяжелых грузовых самолетов, предназначенных для решения проблем возрастания грузоперевозок особенно в условиях энергетического и прочих кризисов. При этом важное значение имеет разработка классификации схем и компоновок гигантских самолетов, которые способствуют систематизации рассматриваемых тенденций. Успех любой классификации зависит от того, действительно ли важнейший признак или критерий выбран из всего многообразия и положен в ее основу. Анализ результатов применения классификации по аэродинамическим схемам к сверхтяжелым самолетам показал узость, ограниченность ее использования для оценки принципиальных, качественных отличий, характеризующих отдельные конструктивно-компоновочные решения. В этих проектах наглядно прослеживается отмеченная тенденция ко все большему размещению грузов в крыле. Однако, на практике эту тенденцию нельзя обнаружить с помощью классификации по аэродинамическим схемам, т.к. варианты размещения всех грузов не только в фюзеляже, но и смешанное их расположение в фюзеляже и крыле (и даже полное их размещение в крыле) могут быть реализованы в любой из трех известных аэродинамических схем. Например, проект самолета фирмы Локхид с распределенной по размаху крыла полезной нагрузкой (схема “Спенлоудер”), который имеет все весовые и конструктивно-компоновочные отличия, присущие схеме “летающее крыло”; однако, добавление установленных на концах крыла консолей горизонтального оперения заставляет отнести этот самолет к обычной аэродинамической схеме с хвостовым оперением, а не к “летающему крылу”. Поэтому целесообразно классифицировать сверхтяжелые транспортные и грузовые самолеты не по аэродинамическим схемам, а по главнейшим их отличительным признакам, связанным с местом размещения их полезной нагрузки. Именно такая классификация этих самолетов позволяет выявить основные отличия в схемно-компоновочных решениях, влияющих на их весовые, аэродинамические, эксплуатационные характеристики, а следовательно, и на показатели их экономической эффективности.
Изображенная на рис. 2 классификационная схема включает три основных класса сверхтяжелых транспортных самолетов, отличающихся местом расположения полезной нагрузки. Размещение грузов в фюзеляже может быть выполнено как по однофюзеляжной схеме (все современные грузовые и транспортные самолеты, проекты самолетов с несущим фюзеляжем “Синь”, “Колос” и др.), так и по двухфюзеляжной (проекты фирм Макдоннелл-Дуглас и Локхид), которая обеспечивает большую разгрузку крыла, ускорение выгрузки-погрузки, удешевление производства. Аналогичные преимущества можно обеспечить, размещая полезную нагрузку и в гондолы-контейнеры, расположенные по размаху крыла гигантского самолета (например, проект RC.I фирмы Боинг). Именно многофюзеляжные компоновки, а также расположение гондол-контейнеров по размаху крыла являются наглядными примерами борьбы за снижение веса конструкции при возрастании размеров самолетов.
Тенденция размещения значительной части полезной нагрузки в крыле (наряду с фюзеляжем) выражается в смешанных вариантах компоновки. Применение крыла самолета “Спенлоудер” с толстым сверхкритическим профилем (относительная толщина до 21%), либо большего наплыва в корневой части крыла с большими абсолютными высотами хорд (проект самолета D.3122), либо крыла треугольной формы в плане позволят располагать в крыле, как и в фюзеляже, грузы значительных размеров, например, стандартные контейнеры с сечением 2,44х2,44 м.
Наконец, проекты самых тяжелых самолетов предусматривают размещение всей полезной нагрузки внутри гигантского крыла. Использование суперкритических профилей большой строительной высоты облегчает решение этой задачи. Характерно, что трудности обеспечения продольной устойчивости и управляемости вынуждают в ряде проектов снабжать такое крыло горизонтальным оперением, установленным на килях по концам крыла, отказываясь от чистой схемы “летающее крыло”.
На рис. 2 показаны примеры компоновок самолетов в двух вариантах: с прямым крылом (скорость полета М