Соединение фюзеляжа со стреловидным или треугольным крылом также может создавать значительное волновое сопротивление. Для его уменьшения эти соединения выполняются так, чтобы не происходило наложения друг на друга локальных областей пониженного и повышенного давлений.

С этой точки зрения одним из важнейших достижений первого периода развития сверхзвуковых самолетов было установление так называемого правила площадей, состоящего в том, что комбинация крыла с фюзеляжем обладает наименьшим сопротивлением, когда распределение нормальных к потоку сечений по длине самолета имеет тот же характер, что и у тела вращения наименьшего сопротивления. Практически это означает уменьшение сечений фюзеляжа в области крыла на величину, равную площади соответствующего нормального к потоку сечения крыла. Эффективность правила площадей в отношении уменьшения волнового сопротивления зависит, конечно, помимо фюзеляжа, и от других частей самолета, тем не менее наилучшие результаты достигаются при вытянутых фюзеляжах и коротких тонких крыльях. Особенно это касается крыльев с малым удлинением, обтекание которых является пространственным и имеет тенденцию к осевой симметрии. В связи с этим в некоторых самолетах, как бы «от природы» соответствующих упомянутому правилу, можно почти полностью пренебречь характерным сужением фюзеляжа (как, например, у английского самолета «Лайтнинг»). Это происходит потому, что каждый из факторов, уменьшающих волновое сопротивление (малая относительная толщина профиля, большая стреловидность, малое удлинение крыла), является определенным шагом в направлении выполнения правила площадей, т.е. самолет, выполненный с соблюдением требований аэродинамики, приближается по форме к геометрическому телу с малым аэродинамическим сопротивлением.

Невысокая эффективность правила площадей в отношении самолетов с М =› 2 иногда служит поводом к отрицанию его, тем более что выполнение этого правила ведет к увеличению стоимости изготовления планера самолета, а также к уменьшению полезного объема фюзеляжа. Кроме того, многие современные самолеты располагают такой тяговооруженностью, что преодоление звукового барьера не представляет для них особой трудности. Однако, с другой стороны, необходимость приспосабливания самолетов, особенно многоцелевых, к долговременным полетам с околозвуковыми скоростями на малой высоте привела к тому, что большинство из них строится в соответствии с правилом площадей, хотя внешне это и не всегда заметно.

За последние 10-20 лет появились сверхзвуковые самолеты, фюзеляж которых используется для создания подъемной силы. Такой фюзеляж имеет форму не тела вращения (конус-цилиндр-конус), а параллелепипеда. Это означает замену круглого или овального поперечного сечения фюзеляжа сечением, близким к прямоугольному, причем одна из больших сторон прямоугольника образует нижнюю часть фюзеляжа, которая и играет роль дополнительной несущей поверхности. Изменению подвергся также и профиль самолета. Использовавшаяся ранее форма днища фюзеляжа с кривизной, очерченной практически дугой одного радиуса, была заменена формой с кривизной, описываемой тремя дугами, создающими выпуклость носовой и хвостовой частей и вогнутость средней части. Фюзеляж, обладающий такой формой, получил название несущего. Характерной чертой фюзеляжей этого типа является еще и то, что фюзеляжная часть планера у таких самолетов значительно больше. Несущие фюзеляжи имеют самолеты F-4, F-5, SR-71A, F-111A, Е-266, «Ягуар» и др.

Другой, не менее характерной чертой сверхзвуковых самолетов является применение фюзеляжей с носовой частью, значительно выдвинутой вперед. Конечно, такое размещение больших масс вдоль оси самолета повлекло за собой существенное уменьшение отношения момента инерции относительно продольной оси к моментам инерции относительно других осей. Заметное удлинение самолета в сравнении с его размахом (длина фюзеляжа, отнесенная к размаху крыла, находится в пределах от 1,6 для самолета F-102A до 2,6 для самолета Х-3) не только ухудшило маневренность в вертикальной плоскости, но также затруднило поперечную управляемость ввиду слишком быстрого прироста угловой скорости при отклонении элеронов и управляемость по курсу вследствие возникновения эффектов обратного действия руля направления.

Общая схема самолета

Эволюция как крыла, так и фюзеляжа сверхзвукового самолета еще не завершена. Разнообразие возможных путей поиска и найденных конструктивных решений привело к большому разнообразию схем и конструкций сверхзвуковых самолетов.

Взаимное положение частей планера и их назначение определяют аэродинамическую схему самолета. Выбор соответствующей схемы и форм частей планера обеспечивает определенные аэродинамические, прочностные, массовые, тактико-технические и прочие характеристики, т. е. определенные функциональные свойства самолета в процессе его эксплуатации. В большинстве построенных до настоящего времени самолетов (62) принята классическая (нормальная) схема как наиболее всесторонне исследованная и оправдавшая себя на практике и лишь в двух случаях принята схема «утка» (XFV-12A и «Мираж» 4000). В остальных 24 случаях использована схема без горизонтального оперения («бесхвостка»), но в модификациях, сохраняющих достоинства классической схемы с одновременным исключением ее недостатков. Таким путем были разработаны аэродинамические схемы самолетов со свойствами, промежуточными между схемами «утка» и «бесхвостка». Это самолеты «Гриффон», ХВ-70А, F-4CCV, YF-16CCV и «Кфир» С2 со стационарными либо подвижными дополнительными поверхностями, «Мираж-Милан», Ту-144 и F-14 с убираемыми дестабилизаторами, а также «Вигген», выполненный по схеме биплан-тандем.

Рис. 1.24. Характерные формы фюзеляжа сверхзвуковых самолетов (масштаб 1 :200, для ХВ- 70А-масштаб 1 :400).

Рис. 1.25. Американские самолеты с несущим фюзеляжем.

Вверху F-5A, внизу SR-71A.

Рис. 1.26. Американский самолет «Валькирия» ХВ-70А с опущенными (вверху) и поднятыми (внизу) концевыми частями крыла.

Принятая аэродинамическая схема самолета обычно свидетельствует об индивидуальности конструктора, но тем не менее она всегда опирается на глубокий теоретический анализ и экспериментальные исследования, и ее принятие обусловлено рациональными предпосылками. Например, в самолете ХВ-70А с проектной крейсерской скоростью М = 3 использовано треугольное в плане крыло с отклоняемыми концевыми частями. При малых скоростях они образуют единую плоскость с основными частями крыла, благодаря чему при взлете и посадке удельная нагрузка на крыло меньше, а подъемная сила больше. При полете с большей скоростью концы крыла отклоняются вниз, что обеспечивает необходимую продольную устойчивость самолета (центр давления крыла оказывается ближе к центру тяжести самолета), а также позволяет обойтись горизонтальным оперением с поверхностью, почти вдвое меньшей, чем требуется обычно для условий сверхзвукового полета. Использование крыла такой конструкции приводит к уменьшению сопротивления самолета ввиду меньшего балансировочного сопротивления и сопротивления трения. Дестабилизирующая же плоскость (переднее крыло) во время взлета и посадки самолета ХВ-70А выполняет роль дополнительной несущей поверхности, размещенной перед центром тяжести самолета, что позволяет выполнять эти этапы полета на больших углах атаки без необходимости отклонения элевонов кверху (и уменьшения в связи с этим подъемной силы крыла).