Text
                    ПРЕДИСЛОВИЕ
Данный курс лекций написан автором, долгое время работающим в
одном из ОКБ.
Цель этого курса не описывать основные приемы проектирования
авиационной техники, которые достаточно полно изложены в специаль-
исследования, зачастую приводит к утрате понимания частью мо-
« специалистов физических законов, определяющих выбор различ-
ние уделяется объяснению физических проблем, на которых строятся
проектные решения. Такой подход является необходимым дополнением
к методам автоматизированного проектирования, которыми владеют
конструкторские бюро.
В ряде случаев при изложении курса для лучшего понимания и
улучшения методики преподавания вводится классификация самолетов,
периодов их создания, элементов конструкции, которая в настоящее
тельному обсуждению и уточнению в специальных работах.
Курс состоит из двух частей:
1) особенности проектирования маневренных самолетов, где излага-
ются вопросы и проблемы проектирования самолетов-истребителей, яв-
ляющиеся в значительной степени общими для всей авиации;
2) особенности проектирования и перспективы развития авиации (на
Такой подход позволяет сосредоточить внимание на основных про-

1. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ МАНЕВРЕННОЙ АВИАЦИИ 1.1. Этапы развития маневренных самолетов пять этапов, в течение которых были созданы или находятся в стадии ОКБ. В результате их работы перед Великой Отечественной войной по- явились образцы совершенных для того времени советских маневрен- промышленности во время Великой Отечественной войны и характери- зуется наращиванием боевых возможностей и совершенствованием по- коления самолетов, созданных перед войной. В конце войны наша страна располагала одной из самых мощных в мире истребительных авиаций. К таким самолетам относятся МиГ-3, ЯК-3, ЛаГГ-5 конструкторских бюро А.И. Микояна, А.С. Яковлева, С.А. III этап: 1945 — 1970гг. Этот этап является наиболее интересным с точки зрения развития авиационной науки и новых конструкторских ре- шений. В эти годы произошло становление реактивной авиации; были созданы компоновки самолетов-истребителей, имеющих стреловидные крылья (МиГ-15 и др.), треугольные крылья (МиГ-21), крылья с измеря- емой в полете стреловидностью (МиГ-23 и др.), крылья умеренного уд- г новой аэродинамической
голько операции i воздухе, но и ударные были достигнуты очень высокие маневренные характеристики в дозвуковой зоне скоростей по- лета за счет обеспечения высокой тяговооруженности (Р = 1,1 -1,2) и разработки аэродинамических компоновок с высоким уровнем несущих характеристик и аэродинамического качества. К самолетам этого этапа относятся отечественные истребители МиГ-29 и СУ-27 конструкции V этап; 1975 — 1999 гг. Процесс проектирования самолетов этого этана еще не окончен. Известно несколько программ ВВС США по со- зданию самолетов. Одна из центральных программ — ATF. Первые об- почтение было отдано самолету F-22, первый экземпляр которого начал летные испытания в 1997 г. В нашей стране также ведутся работы в этой области. Общее направление этих работ — создание самолетов превосходства в воздухе, способных также проводить эффективные операции по наземным объектам. 1.2. Классификация самолетов-истребителей Как известно, к категории маневренных самолетов можно отнести большое количество авиационной техники, которая осуществляет опе- рации не только в воздушном пространстве, но и по наземным целям. Один и тот же самолет может быть использован в зависимости от Поэтому в данном разделе предлагается известная классификация са- молетов, которая вытекает из их основного применения в качестве ист- которые с позиции тактики их применения можно разделить на истре- бители прикрытия и истребители проникновения. вес и сравнительно упрощенную систему вооружения, позволяющую ус- ответствии с весовой размерностью этих самолетов, также сравнитель-
ка 1500-2000 км. Примерами таких самолетов явля- Под истребителями проникновения понимают самолеты, обеспе- чивающие прикрытие ударной авиации в ходе операций в глубине тер- ритории противника. Эти самолеты обычно имеют повышенную даль- ность полета 3000—4000 км и соответствующую увеличенную весовую размерность. Вооружение этих самолетов приспособлено к ведению бо- евых действий над территорией противника, оно имеет увеличенный комплект оружия «воздух-воздух». Примером такого самолета может Тактику ведения воздушного боя можно классифицировать следую- щим образом: рота Я ~ 800+1200 м. Маневрирование при использовании ракет средней дальности и дальних ракет не требует предельно высоких перегрузок. Однако воз- можно возникновение больших перегрузок при осуществлении противо- Исходя из указанной классификации при начале проектирования формируются требования к маневренным возможностям самолетов. Их реализация зависит от опыта конструкторов, понимания физической сущности проблем, традиций конструкторского бюро. 1.3. Связь маневренных характеристик с проектными параметрами 1.3.1. ПЕРЕГРУЗОЧНАЯ ПОЛЯРА В течение долгого времени проводился поиск критерия, способного достаточно полно охватить все характеристики маневренности. Было установлено, что наиболее общим критерием маневренности является 1.1), перегрузочная поляра — в координатах п}
: поляры откладываются параметры, имеющие однозначную связь с — скорость углового разворота по курсу у=- — скороподъемность при постоянной скорости V* Отметим, что V* имеет определенный физический смысл: где G — вес самолета; Р — сила тяги двигателя; Q — сила лобового сопротивления; V— скорость полета; пх — продольная перегрузка То есть этот параметр показывает удельную мощность, образованную ак- тивными силами двигателя над пассивными силами аэродинамического Таким образом, обе координаты перегрузочной поляры однозначно язаны с основными характеристиками маневренности самолета. На пе- грузочной поляре можно отобразить также дополнительную ннфор- щию, показывающую различные ограничения по перегрузке: "ушах “ ограничение по прочности; ”удоп— ограничение, соответствующее предельно допустимым, из :ловий устойчивости самолета и управляемости в пределах которых рактеристики самолета обеспечивают безопасное и комфортное пило-
- ограничение по физиологическим возможностям пилота, оп- сить высокие перегрузки при сохранении способности управления само- Точка перегрузочной поляры при их=0 называется установившейся перегрузкой (лууст) и показывает уровень перегрузки и сответствую- щую ей угловую скорость, которую может развить мвневренный само- лет при сохранении постоянной скорости полета. ту, который имеет оолее высокий включать возможности высокой скороподъемности и хороших разгонов. 1.3.2. СВЯЗЬ ПЕРЕГРУЗОЧНОЙ ПОЛЯРЫ С ОСНОВНЫМИ ПРОЕКТНЫМИ ПАРАМЕТРАМИ > даже при использо- ничений и отсутствия точных методов расчета аэродинамических харак- теристик иа больших углак атаки. Поэтому для понимания основных связей перегрузочной поляры с основными параметрами, используемы-
ми при проектировании, необходимо получение конечной формулы, ко- горая хотя бы в приближенном виде давала возможность проектиров- щику правильно определить основные направления проектирования. Та- кую упрощенную формулу можно получить, используя следующие со- отношения: P=PQP'(H,M), G=G0-GT)=G0(l-mGT), где X — удлинение крыла самолета, Х= —; В — коэффициент, учиты- вающий совершенство аэродинамической компоновки самолета, при В~1 индуктивное сопротивление соответствует минимально возможно- му, относящемуся к эллиптическому закону распределения циркуляции Р' (Н,М)=—-------------безразмерные коэффициенты, учитывающие эффициент подъемной силы при заданной перегрузке; GT — весовая отдача самолета по топливу, Go — взлетный вес; GT — вес топлива; т — коэффициент, учитывающий количество израсходованного топли- ва. Обычно при сравнении маневренных характеристик принимается Главное приближенное соотношение — это использование квадра- тичного вида поляры, однако для оценки различных решений это при- ближение допустимо. Подставляя эти соотношения в формулу для расчета перегрузки
можно получить формут принимая пх=и и пренебрегая соотношением пустимо для самолетов с высоким уровнем тяговооруженности), мож- получить упрощенную формулу для расчета установившейся пере- Проведем некоторый анализ, показывающий влияние диапазона па- метров, применяемых при проектировании, на уровень установившей- : перегрузки. Выделим соотношение — . Это соотношение включа- ' важнейшие параметры проектирования: ул вренных самолетах Ш и IV поколений (рис. 1.4, где 1 — Миг-21; 2 — иГ-23; 3 — F-15; 4 — МиГ-29; 5 — F-16). Из графика видно, что для % SO 60 70 60 геды
ряда самолетов этот параметр растет по линейному закону. Однако имеются некоторые самолеты, например F-16, МиГ-29, которые по сво- им маневренным характеристикам не уступают МиГ-21, МиГ-23 и F-15, но имеют худший параметр маневренности. Это объясняется просто, ес- ли учесть, что самолеты МиГ-21, МиГ-23, F-15 обладают достаточно простой аэродинамической компоновкой, не имеющей в своем составе высокомеханизированных крыльев сложной формы, тогда как самолеты формы. В данном < достигается за сче учитывается в фор> ки коэффициентом В. направления получ — обеспечение высоких значений — обеспечение совершенной аэродинамической компоновки. Для оценки влияния диапазона проектных параметров, используемых в практике проектирования, можно построить зависимость относитель- ного изменения установившейся перегрузки от этого диапазона (рис. 1.5, =0,01). Из вышеизложенного видно, что наиболее сильное влияние на ма- 45%; 1Стик — 18%. поляру, в дальнейших разделах, целесообразно рассмотреть возмож- ность изменения и пути улучшения каждого их входящих в формулу — группа силовой установки; — группа аэродинамической компоновки; — группа основных ограничений по пу.
"bp'(wm)O? Q5 gt 2 Рис. 1.5 Ограничение перегрузочной поляры по прочности луюах в данном пособии не приводится, так как оно детально рассмотрено в курсе на маневренность самолета Энерговооруженность самолета в полете определяется эффективной тягой силовой установки, т.е. реализуемой в полете тягой двигателя с 1.4.1. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ ° 0=0,8. Однако на самолетах IV поколения была реализо-
вана тяговооруженность Ро= 1,1 1,2. Такой существенный рост тягово- оруженности имеет определенные физические объяснения. поколений (табл. 1.1) с типами двигателей ТРД и ТРДД. • степень двухконтурности; — температура тормо- жения перед турбиной: Р Из табл. 1.1 видно, что при смене поколений самолетов произошла двигателя с двухкоятурностью m =0,6, что оказало существенное влия- ние на весовые и геометрические характеристики. Такое изменение характеристик двигателя дало возможность суще- где показано влияние удельного веса двигателя на вес маневренного са- молета при заданных ЛТХ и оборудовании. Из графика следует, что
удв=0,18 приводит к очень большим размерностям самолета Go«30t, что делает эту задачу практически невыполнимой. Таким образом, ос- новным объяснением разницы тяговооруженности самолетов III и IV по- колений являются характеристики двигателей, которые позволяют реа- 1.4.2. ВЫБОР ТИПА ВОЗДУХОЗАБОРНИКА духозаборников, применяемых в силовой установке самолетов. Для того чтобы разобраться в их преимуществах и недостатках, целесообразно — с внешним торможением;
— с внутренним торможением. Отметим, что воздухозаборники с внутренним сжатием имеют при числах М>2,5 больший коэффициент восстановления давления. Однако более простая конструкция, меньший вес и практически сов- падающие коэффициенты давления при числах М<2,5 делают более предпочтительным для маневренных самолетов воздухозаборники с По способу регулирования: — регулируемые; — нере!улируемые. Для маневренных самолетов применяются оба вида воздухозаборни- ков. Однако при ограничении числа М<1,8 используются нерегулируе- мые заборники (самолет F-16), при предельном числе М>1,8 воздухозв- борник имеет ре!улировку системы скачков, осуществляющих торможе- числах М существенно снижает коэффициент восстановления давления. По компоновке и расположению воздухозаборника на самолете: — с вертикальным клином; — с горизонтальным клином; — подфюзеляжные; — наспинные. Чтобы разобраться в целесообразности применения различных типов воздухозаборников, нужно рассмотреть основные требования, предъяв- ляемые к ним. К основным требованиям относятся: становления на околонулевых и отрицательных углах атаки; — обеспечение устойчивой работы двигателя при неравномерности потока на предельных режимах полета. его РЛС противника; — защита от попадания посторонних предметов. Для наглядности все эта требования можно свести в табл. 1.2, где целесообразно также дать качественную оценку различных типов воз- духозаборника. Эта оценка носит приближенный характер, однако, во многих случаях такой подход может облегчить правильный выбор возду- хозаборника. Оценку целесообразно дать по пятибалльной системе.
Таблица 1.2 ТН™рн»к»“‘’ ™“ст" пш П₽тотС’ а>0 «<0 Носовой МиГ-21 4 4 5 5 4 2 Подкрыльевые F-111 5 3 4 4 3 3 Поднаплывные МиГ-29 5 3 4 5 3 3 И1 МиГ-23 < • « Подфюзеляжные F-16 5 3 4 4 2 3 Наспинные — 3 4 3 — 5 4 Следует прокомментировать данные, приведенные в табл. 1.2. Требования высокого коэффициента давления. На рис. 1.7 пред- V
мости от угла; жем или наплывом. Требования устойчивой работы заборника. воздухозаборника при прочих равных условиях зависят от скосов, зон торможения, зон отрыва потока перед ним. Таким образом, наиболее орника в зоне сильных вихревых устойчивости работы воздухозаборника, так : калибров. При такой длине канала неравномерности по- телей. Чтобы избежать этого, необходимо воздухозаборник размещать вочным соображениям, то применяются средства защиты. В настоящее время известны следующие способы защиты двигателя от попадания посторонних предметов. — создание дополнительного входа и прикрытие основного входа на режимах рулежки, взлета и посадки. Примером является МиГ-29, где крывается по сигналам выпуска шасси и при скоростях v <200 км/ч. Не- достаток такого решения — потеря объема V- 120 л; — предохраняющие сетки на основном входе в двигатель. Недоста-
создание струйной защиты, разрушающей подсасывающие вихри. щих вихрей, необходимость защиты двигателя в момент запуска от по- для струйной защиты. Требование незаметности. Исследования этого вопроса показали, что со встречных ракурсов до 40% поверхности отражения при излуче- нии РЛС происходит из-за отражения от входа воздухозаборника и внутренней поверхности канала и ступеней компрессора. Пути снижения отражения: — использование поглощающих обмазок; — расположение воздухозаборников в зоне, экранированной от об- лучения РЛС частями самолета. Применение экранированных воздухозаборников на маневренных са- молетах затруднено, так как при экранировании может быть нарушена равномерность потока перед входом и снижен коэффициент восстанов- В настоящее время проводятся работы по выбору положения забор- ника на самолете в зоне устойчивых вихревых течений над крылом, обеспечивающих удовлетворительную равномерность потока на всех эксплуатационных углах атаки. Примером расположения заборника в зоне, защищенной от облуче- ния РЛС, может служить американский бомбардировщик В-2. ника наиболее приемлемым типом его расположения, как видно из табл. 1.2, является расположение в зоне, обеспечивающей высокие ко- эффициенты давления на больших углах атаки, т.е. под наплывом или фюзеляжем. Это решение диктуется необходимостью получения высо- 1.4.3. ВЫБОР ТИПА СОПЛА И ЕГО РАСПОЛОЖЕНИЯ опел и их выбор для внешник створок, применяемых на современных самолетах, не входит в задачу данного курса и является темой для специалистов по силовой
Проектировщику необходимо иметь представление о способе компо- ноаки сопел для снижения потерь тяги. Для однодвигательного самоле- ные сходы с углами поверхности относительно оси двигателя 12’. Значительно более сложная компоновка получается при проектирова- ьного оперения киля и пространства между двигате- Уменьшения зон отр1 — специальной компоновки фюзеляжа самолета и его хвостовой части. । обеспечивается ния центрально* улучшающей условия работы сопла. Такая компоно за счет раздвинутых мотогондол двигателя, использ го тела между двигателями с плавными сходами, a i тикального оперения из зоны расположения сопла i_ . ______ и удлинением хвостовой части. Наиболее удачное решение этой про- блемы — самолет Су-27 (рис. 1.9). 1.5. Способы уменьшения аэродинамического сопротивления при околонулевых углах атаки Сопротивление самолета на околонулевых углах атаки обусловлива- — сопротивлением трения;
сопротивлением, зависящим от формы самолета; и состояния пограничного слоя. Состояние пограничного слоя в свою очередь определяется местным числом М и наличием шероховатостей и неровностей поверхности. На рис. 1.10 приведен график, показывающий разницу в сопротивле- нии трения для ламинарного и пограничного слоев. Как видно, для точ- ки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный хт=0,3—0,4 значений, характерных для крыла и оперения самолета, разница в сопротивлении достигает 1,4 при Re «= 10. Однако такое состо- сти самолета вследствие достаточно больших градиентов поверхности, приводящих к местным отрывам или к снижению градиента давления Проведенные исследования показали, что состояние омываемой по- верхности самолета зависит от уровня конструктивных и технологиче- Из приведенных данных видно, что у современных самолетов по зующие состояние поверхности, т.е. площадей выступающих частей, стыков люков, накладок и неровностей, мелких деталей. В ряде случаев для современных самолетов эти параметры находятся
Самолет Год уступов Площадь выступа- Площадь Площадь №0 МиГ-29 1983 177 124 1,67 0,00013 0,0021 0,00042 0,0021 0,002 МиГ-23 1967 640 86 2,42 0,00026 0,6614 0,0005 0,00125 0,0035 МиГ-25 1967 285 67 1,37 0,00029 0,00078 0,00067 0,00067 0,0025 В-152 1957 500 32 1,37 0,00024 0,001 0,00045 0,00045 0,0018 МиГ-21 1957 500 45 1,44 0,00029 0,00156 - 0,00022 0,0023
выступающих частей, длины уступов и стыка обшивки и др. Из этого можно сделать вывод, что разработка конструкции и выбор технологии, обеспечивающие хорошее состояние поверхности, не претерпели изме- Анализ причин, приводящих к созданию выступающих частей и над- строек на самолете (см. табл. 1. 4), показал, что здесь наибольшее вли- яние оказывают: — системы управления самолета (качалки, шарниры, обтекатели) — 8%; — информационные системы (антенны, термодатчики, щели) — 4,7%, — возможные отклонения поверхности от теоретического контура — 14%. Элементы надстроек ’"XST ДУА, ДУС, ПВД 0,00018 1.0 ц наружения БОМО, термодатчи- 0.00092 4,7 ОТте0РСТИ- 0,00280 14,0 Качалки, обтекатели качалок, 0,0017- 8,5 , надстроек, щелей на урс тельными трудностями, так как в летных испытаниях нельзя освобо- связи с тем, что эти элементы обеспечивают нормальное функциониро- были проведены в аэродинамической трубе.
— уменьшена шероховатость поверхности до 5-8 мкм вместо 1-20 Отметим, «то 1 1 не удалось добиться Результаты испытаний показали, что коэффициент минимального сопротивления самолета уменьшился на 20%. Приращение сопротивле- ния происходит, главным образом, за счет производственных неровно- Уменьшение сопротивлении самолета привело к значительному уве- личению максимального аэродинамического качества ДК=20%, причем половина этого приращения была реализована за счет уменьшения вы- сот выступающих производственных неровностей, а остальная часть — обеспечивающих снижение 1.6. Выбор nai ж .. .. индуктианого сопротивления самолета 1.6.1. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ФОРМЫ КРЫЛА В ПЛАНЕ Индуктивное сопротивление определяется последним выражением в формуле перегрузочной поляры (см. разд. 13.2):
IX ST Ястреб. Мираж ШС Иотреб. Ястреб. Ястреб. Ястреб. Су-27 X Б“”°- Норм. Норм. Норм. Go S 350 250 600 320 400 380 360 X 2,2 1,8 3,0 3,0 3,2 3,4 3,4 Gel S X 159 139 200 107 125 112 105 Из приведенной таблицы видно, что для самоле МиГ-21, Мираж ШС минимальным это отношение yf на схеме самолета «бесхвостка», где можно разме* большое крыло и реализовать при равной тяговооруж сокие установившиеся перегрузки. Самолет-перехватчик МиГ-25 приведен в данной т примера самолета, главной задачей которого было не невренном бою, а перехватывать противника с испол; тов III поколения енности более вы- аблице в качестве участвовать в ма- ьзованием ограни- : требовалась реа- регрузкам сущесг- ;ечивается за счет шения крыла. выгодным у само- нению с МиГ-29 и кет быть сущест- 1 при использова- характеристики этого самолета. Поэтому для него не <?0 1 лизация минимальной величины — Самолеты IV поколения по своим установившимся пе венно превышают самолеты Ш поколения. Это обесг правильного выбора соотношения площади, веса и удлр Отметим, что это соотношение оказывается более летов большей размерности — F-15. Су-27 — по срав: F-16, так как на таких самолетах легче обеспечить сог рукции вследствие роста строительных толщин. Для самолетов V поколения это соотношение мо: венно улучшено за счет увеличения удлинения крыл; нии композитных материалов в его конструкции.
: оптимальным решением в настоящее время удельной нагрузке на крыле 300+400 кг/м 2 Выбор стреловидности по передней кромке диктуется необходимостью снижения волнового со- Однахо существенное увеличение стреловидности крыла нежела- тельно из-за падения несущих характеристик (рис. 1.11). Поэтому наи- более распространенная стреловидность крыла % я^=40+ 45° типична для самолетов IV поколения. Исключение составляют самолет F-18, предназначенный для палубного базирования, вследствие чего на нем применено крыло со стреловидностью /„^=27°, что обеспечивает хоро- шие характеристики на взлетно-посадочных режимах. Таким образом, наиболее оптимальными для современного самолета- истребителя являются крылья, обладающие следующими параметрами: Znk = 40 + 45’, 1=3,4+4,0. 1.6.2. ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ УЛУЧШЕНИЯ ПЕРЕГРУЗОЧНОЙ ПОЛЯРЫ ЗА СЧЕТ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ щем случае этот коэффициент на дозвуковых скоростях зависит от угла атаки и чисел М и определяется в процессе эксперимента в аэродина- углов атаки. При достаточно хорошей аэродинамической компоновке
i рассмотрены различные пути улучшения пере- В работе [4] даны следующие направления и их оценка: — изменение формы крыла за счет применения наплыва; — введение аэродинамических деформаций (вогнутость, кручение); — использование механизации крыла на маневре. Влияние наплыва. Как показано в разд. 1.6.1, оптимальным крылом । £^=40°, Х=3,5+ 4,0. Однако на больших углах атаки ктеристик шло дополняется наплывом с большой стреловидностью л=75+80* и относительной площадью 5нап~0,12. На рис. 1.12 показана типичная форма такого крыла. При установке плыва большой стреловидности на больших углах атаки образуется тойчивая вихревая система, препятствующая отрыву потока на значи- льной части базового крыла. При этом происходит улучшение харак- Отметим, что установка наплыва отражается значительным образом на характеристиках продольной и боковой устойчивости, что будет по- казано в дальнейшем. На практике выбор оптимальной формы наплыва является чрезвы- чайно сложным процессом в силу его сильного влияния на все характе- ристики самолета. Достаточно сказать, что при выборе наплыва у само- лета F-16 было исследовано около 30 различных вариантов, а у самоле- та МиГ-29 — около 10 вариантов. В качестве варьируемых параметров
исследовались форма наплыва в плане, его размеры, стреловидность по Влияние аэродинамических деформаций крыла. Под аэродинамиче- законом отогнутостм носика профиля крыла по размаху Типичные графики изменения этих величин в зависимости от z для крыла маневренности самолета приведены на рис. 1,14. При этом проис- ходит изменение аэродинамических характеристик Су =/(«), Х=/(а). Характеристики устойчивости самолета при введении аэродинамических деформаций меняются незначительно. репного самолета, рассчитанного на высокие перегрузки и имеющего значительную толщину обшивки, достаточно сложно с точки зрения технологии, так как наша страна не располагает штамповочным обору- дованием большой мощности. Поэтому изготовление таких крыльев законы. Для компенсации этих нарушений приходится вводить разделе- ние поверхности крыла по размаху, что приводит к появлению техноло- гических стыков и утяжеляет конструкцию. Основные проблемы проектирования механизации крыла для улуч- шения маневренных характеристик. На самолетах Ш поколения меха- низация крыла в виде предкрылков и закрылков применялась для взлетно-посадочных режимов. Однако освоение больших углов атаки и требование улучшить маневренные характеристики повлекло за собой
ние улучшения характеристик подъемной силы, аэродинамического ка- чества, устойчивости, управляемости и ликвидация аэродинамической тряски вследствие отрыва потока на больших углах атаки. Обычно под отклоняемой на мвневре механизацией подразумевают крыла самым серьезным образом влияет на характеристики путевой и низации для того, чтобы при быстром изменении угла атаки не проис- ходила потеря устойчивости самолета. Из этих соображений вытекают требования к быстродействию, к синхронности срабатывания отдельных углы атаки в случае отказа механизации. сел М, полученные в результате длительных исследований в аэродина- мических трубах, были определены из следующих основных предпосы- — изменение аэродинамического качества в зависимости от угла от- клонения механизации (рис. 1.15);
путевой устойчивости в зависимости от угла отклоне- — изменение ния механизаций ние. 1.16). nf
ствует режиму полета на максимальную дальность, угол На углах атаки а> 10’ носки отклоняются для улучшения качества, характеристик подъемной силы и путевой устойчивости. При отклоне- улучшения путевой устойчивости, тах как прироста аэродинамического качества на этих режимах не происходит. На числах М < 0,85 носки пе- реводятся в положение бн=0° во избежание дополнительного сопро- рактеристики подъемной силы. I энергетику самолета. Поэтому в настоящее время реа-
10 а, 1 t,c носков при достижении самолетом необходимого угла атаки. При этом требуемое быстродействие может быть снижено за счет времени, в те- чение которого еще не успеют развиться процессы сваливания из-за по- тери путевой устойчивости. Для уменьшения запаздывания отклонения носков крыла в бортовом вычислителе этой системы вырабатывается сигнал отклонения носков с учетом скорости выхода самолета на большие углы атаки: где — угол атаки, при котором осуществляется начало отклонения носков; «уст — установочный угол; К а — передаточное число, опреде- ляемое из условий динамики поведения самолета. Безопасность полета в случае отказа в системе отклонения носков крыла можно обеспечить: вычислителя, приводов носка крыла от двух гидросистем самолета); томатической контролирующей системой отказа в системе отклонения обеспечена без введения дополнительных кинематических или электри- ческих связей из-за достаточно позднего развития моментов несиммет- рии по углам атаки (рис. 1.20), так как они возникают на режимах срыв- ного обтекания крыла. Поэтому эти требования к синхронизации удов- летворяются вследствие выработки в системе отклонения носков крыла сигнала отказа, приводящего к снижению допустимого угла атаки, о чем было сказано выше. Ликвидировать с помощью отклоненных носков крыла явления аэро- динамической тряски можно с помощью выбора достаточно плавного сопряжения поверхности в отклоненном положении носка и крыла.
2о зв В настоящее время имеются четыре способа образования поверхно- сти сопряжения носка и крыла (рис. 1.21): — простой поворотный носок (самолеты F-16, Су-27) (рис. 1.21, а); — носок с дополнительным управляемым щитком (самолет МиГ-29) — многозвенный носок (1.21, в); — адаптивный носок с упругой повер- позиций аэродинамических характери- вводить отклонение задней кромки по Выбор законов отклонения задней кром- ки крыла обычно упрощен, так как ее от- клонение не оказывает существенных влияний на характеристики устойчивости сигналам v и не предъявлять требова- ния к высокому быстродействию этой си- Однако в процессе его исследования воз- никли большие трудности, поскольку при его отработке ресурс конструкции оказался сильно ограниченным. Летные испытания, проведенные на МиГ-29, по- казали, что аэродинамическая тряска мо-
компенсирована средствами малоходовой автоматики, например, с по- мощью устройства повышения устойчивости и управляемости за счет выработки дополнительного сигнала на стабилизатор, пропорционально изменению угла атаки A<pCT=<p(a). Отметим, что увеличение запаса устойчивости 0,05+0,1 также недопустимо, поскольку ведет к емкой силы и к дополнительным нагрузкам на конструкцию. Для системы СУУ. Автоматическая часть системы, имеющей трех- кратное резервирование с ходами органов около 50% отключается по- сле второго отказа в системе.В этом случае дальнейший полет должен продолжаться со сниженными пилотажными характеристиками на само- *=-0,02 и работает при двух отказах, являющихся предельным количеством от- казов одного элемента, на которое рассчитывается современная авиа- шой степенью продольной неустойчивости, которая для самолетов мо- жет достигать величины +0,3. В этом случае степень неустой- Amz=-0,05 при отклонении всех органов управления для пикирования, а также эффективностью органов продольного управления и их быст- родействием, необходимым для обеспечения удовлетворительных ка- честв переходных процессов при ветровых возмущениях или управляю- ны контролироваться специалистами по устойчивости и управляемости. Выполнение требований к путевой и поперечной устойчивости ос- ложняется тем, что на больших углах атаки чрезвычайно трудно обес- печить статическую путевую устойчивость т Р =/( а). Поэтому в насто- ящее время на практике используется требование Ср <0, которое мо- Рассмотрим более подробно, какие требования на путевую и попе- тойчивости. Как известно из курса динамики,

молета компенсирована поперечной устойчивостью, которая обеспечи- 1.7.2. ОСНОВНЫЕ КОМПОНОВОЧНЫЕ РЕШЕНИЯ ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЕ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА В ПРОДОЛЬНОМ КАНАЛЕ Для самолета IV поколения наиболее мощными средствами влияния ры, форма и профилирование наплыва, а также размеры и положение горизонтального оперения. Проиллюстрируем это на некоторых приме- На рис. 1.25 показано изменение продольной устойчивости самолета :з горизонтального оперения, без наплыва и при наплывах с разной «филировкой кромки в зависимости от угла атаки. Видно, что наплыв :осит большие кабрирующие моменты вследствие устойчивости вихре- й системы, работающей до очень больших углов атаки. Закругление «мок наплыва снижает эффективность вихревой системы и сущест- нно изменяет протекание продольных характеристик тх«/(а). Установка горизонтального оперения различной площади позволяет кже влиять на продольные моментные характеристики (рис. 1.26). Это Уясняется тем, что при наличии вихревой системы вклад горизон- > мере роста угла атаки, что позволяет, подбирая его площадь, ис- »авлять протекание продольных характеристик. Таким образом, для маневренных самолетов IV поколения с учетом рактеристик продольной устойчивости и системы управления в насто-
,Sc„»02f ящее время рекомендуются следующие основные параметры наплыва и горизонтального оперения: Для самолета с механической системой управления: =0,I2 — профилировка с тупой кромкой; Д го = 0,25-*-0,3. Для самолетов с системой СДУ или СУУ: 5н=0,12, профилировка с острой кромкой; А го=0,2-*-0,25 (в некоторых случаях из-за особенностей поведения самолета на больших углах атаки А гл=0,3). лах атаки опускать его ниже хорды крыла на величину 1.73. ОСНОВНЫЕ КОМПОНОВОЧНЫЕ РЕШЕНИЯ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЕ БОКОВУЮ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА В настоящее время известны два типа вертикального оперения: од- нокилевое и двухкилевое. Как правило, однокилевое оперение применяется для однодвига- тельной схемы самолета, однако это не исключает его использование на двухдвигательной схеме.
Преи му ществом однокилевого оперения по сравнению с двухкиле- вым является лучшая работа на больших углах атаки вследствие его большой высоты. Недостатки у однокилевого оперения следующие: — ухудшение характеристик невидимости; — ухудшение условий катапультирования; ют двухкилевую схему вертикального оперения. Наибольшая трудность положении на хвостовой части в зоне скосов, торможения и вихрей, сходящих со всех частей самолета. заимодействие двухкилевой схемы с влияние на кили оказывают наплывные вихри как наиболее мощные и близко расположенные. При возникновении скольжения вихри занима- Положение наплывных вихрей по высоте зависит от отклонения но- сков крыла. При отклоненных носках вследствие действия подсасываю- щих сил аихри прижимаются к верхней поверхности самолета и на внешний киль действуют силы, направленные в сторону уменьшения испытаний, проведенным в аэродинамических трубах (рис. 1.28). На рис. 1.29 показано влияние удлинения киля на путевую устойчи- соких значений своих несущих характеристик увеличивают величину путевой устойчивости, но не увеличивают угол атаки, при котором Влияние расположения килей по фюзеляжу на путевую устойчи- вость приведено на рис. 1.30. Смещение киля не дает увеличения угла атаки, при котором т 0=0, а лишь уменьшает путевую устойчивость из- за уменьшения плеча 7В0. Таким образом, для начала проектирования самолета двухкилевой системы целесообразно выбирать киль с Хк = 1,4, устанавливая его на возможно больших расстояниях от центра тяжести. При этом необходимо отработать взаимодействие килей с вихревой си- ский момент киля при этом можно рекомендовать Вво=0,07*0,09.
§ I
1.7.4. ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА Как было указано выше, системы управления мвневренных самолетов делятся на зри типа. Несмотря на их различную реализацию в механи- ческом или дистанционном виде с электрической передачей сигналов. зволяющие получить оптимальное согласование возможностей летчика с характеристиками самолета. Поэтому в данном разделе можно пока- зать назначение основных элементов системы управления на примере механической системы управления, работающей на одном из современ- ных самолетов IV поколения. на на рис. 1.31. В этой схеме показаны следующие элементы. Продольный канал (рис. 1.31, а): 1 — ручка управления, 2 — ничитель допустимого угла атаки, 3 — механизм гримерного эфф изменения передаточного числа сигналов от ручки до стабилизатора — АРУ, 7 — нелинейный механизм, 8 — пружина, 9 — бустер, 10 — ста- билизатор. Поперечный канал (рис. 1.31, б): 1 — ручка, 2 — рулевая машина, нейный механизм дифференциального стабилизатора, 7 — бустеры дифференциального стабилизатора, Я — дифференциальный стабили- ’ — бустеры рулей направле- ния, 4 — рули направления, 5 — механизм премирования усилю загрузочный механизм, 7 — цилиндр офаничения хода педалей.

Целесообразно пояснить отдельно функции каждого элемента сис- Оргаяы управления самолетом состоят из ручки, работающей по ка- В настоящее время имеются два варианта разработок органов управ- 1) традиционное управление с центральной ручкой и подвижными педалями; 2) с боковой ручкой и педалями управления, которые делятся на не- подвижные с управлением через усилия и короткоходовые, подвижные. Основные характеристики этих органов управления самолета приве- функциональный дисплей, установленный в центре приборной доски, обзор которого затруднен в случае использования центральной ручки; трудно достичь крайнего переднего положения центральной ручки); — уменьшить утомляемость летчика при высоких перегрузках (в случае размещения ручки на подлокотнике сидения); — упростить катапультирование из кабины. , приведенные ны лишь для управления с центральной ручкой. Основные из них: по тангажу: чувствительности управления перегрузкой —Хп у > 12мм/ед; максимальное усилие — Ртах= по каналу крена: Эти требования не всегда выполняются для маневренного самолета, поскольку они корректируются практическими требованиями летного состава. Наиболее жестким среди них является требование к чувстви- тельности управления перегрузкой, невыполнение которого может при- вести к продольной раскачке системы самолет-летчик и в результате к
азрушающим перегрузкам. Поэтому, как будет показано ниже, значи- Ограничители углов атаки пы атаки. Их можно классифицировать следующим образом: 1) пассивные ограничители, не вмешивающиеся в действия летчика: тактильные (струнные СТС, рычажные); отталкивающего типа, вырабатывающие сигнал на стабилизатор, уменьшающие передаточное число от ручки летчика к стабилизато-
ограничивающие скорость и ход ручки управления для непопадания Пассивные ограничители выдают летчику световой или звуковой сигнал. Но наиболее эффективными среди них являются тактильные ограничители с СТС (летчика предупреждают о выходе на опасные ре- жимы натянутые струны, находящиеся на ручке управления под пальца- ми руки летчика; при этом период натяжения струны может меняться по мере приближения к а ). щий ограничитель с помощью специального толкателя перемещает ручку летчика на пикирование, уменьшая угол атаки. Недостаток такого лотировании на предельных режимах в результате периодического его срабатывания. Такие колебания делают невозможными прицеливание при полете на предельных углах атаки. Отталкивание ручки происходит с силой Рот=8 кг, что обеспечивает возможность преодоления сигна- лов ограничителя в чрезвычайных ситуациях. чрезвычайной ситуация (например, при столкновении с землей). Ограничитель скорости и хода ручки является наиболее совершен- замедляя скорость перемещени углы атаки по апериодическому закону. Для чрезвычайной ситуации в этом типе ограничителя предусмотрено преодоление летчиком загрузки ручки, обеспечивающей заданный закон Х=/( а ). Особенности структуры управления продольного канала истребителя ляется одним из основных требований безопасности управления самоле- том. При уменьшении этой величины появляется возможность раскачки летчиком самолета по перегрузке в результате неточного управления и, как следствие такой раскачки, возможность превышения предельных перегрузок по прочности и разрушения конструкции самолета. Проведем некоторый анализ, используя известные формулы. Выве- дем соотношение для определения
где т z у — запас устойчивости самолета; G — вес самолета; mJ — эф- фективность стабилизатора при Су=const; 9* — производная от нели- нейного закона отклонения ручки по ее ходу ф=<р(Х ), задаваемого нелинейным механизмом продольного канала (позиция 7, на рис. 131, л) определенной высоты Н= И км, — передаточное число АРУ (пози- Рассмотрим требования к каждому из парам мулу Хп у. Величина продольного запаса устойч маневренном самолете возможно меньшей, так :.. , . ......... растут балансировочные потери и нагрузки. Удельная нагрузка на кры- ло G /S также должна иметь возможно меньшее значение для улучше- ния маневренных характеристик. Эффективность стабилизатора т J должна быть достаточно высокой при условии обеспечения минималь- ных балансировочных потерь в поляре и необходимого качества стаби- лизации самолета. [ должна быть на величину Xя у. Для выполнения требования Xя» > 12 мм/ед предусмотре- но устройство АРУ, увеличивающее передаточное число по мере умень- шения высоты полета, а также нелинейный механизм 9=9(Хр). Для устранения возможностей раскачки в системе также предусмот- рено увеличение загрузки с помощью передаточного числа Кр, выраба- тываемого механизмом автоматического изменения усилий на ручке (по- зиция 4 на рис. 1.31, а). Механизм тримерного эффекта (позиция 3 на рис. 1.31, а) предус- матривает возможность изменения усилий на ручке в диапазоне при- мерно 80% ее хода и предназначен для снижения физических нагрузок при длительном пилотировании или пилотировании на высоких пере- Выдача сигналов от системы автоматического управления САУ про- исходит через рулевую манишку (позиция 5), выполненную в виде раз- движной тяги. Через этот элемент системы управления САУ выдает сигналы, улучшающие демпфирование и повышающие комфортность
Пружина, устанавливаемая перед бустером (позиции 8, 9 на рис. 1.31, о), предназначена для компенсации отдачи в руку летчика при ра- боте рулевой машинки, которая может возникнуть при уменьшении ско- рости бустера, или в случае,когда возникает упор по шарнирным мо- Особенности построения системы поперечного >го управления со- се прочности и называется реверсом крыла. Падение эффективности управления из-за реверса крыла оценивается коэффициентом
Отсюда мх -К^мт где т®эл — эффективность элерона на жестком крыле; Е, — поправка эффективности элерона на величину упругости крыла; 8 эл — угол от- клонения элеронов; А/ш — располагаемый шарнирный момент бустеров геронов; Sr_, S,„, 1^, Ь.,. л; <ох — скорость вращения : Таким образом, поперечный эоизведению £ - А/ш. При Е, зсть гидравлических систем i земенных истребителях предс :нно ограничены располагаем ллизатора или АРУ (позиции — характерные геометрические парамет- по крену; q — скоростной напор. 1 момент от элерона Мх пропорционален -> 0 не имеет смысла увеличивать мощ- и вес бустеров элеронов. Поэтому на со- льные углы отклонения элерона сутцест- ым шарнирным моментом (рис. 1.33). 3, 6 на рис. 1.31, б), которые позволяют
при упоре элеронов реализовать максимальную эффективность попе- речного управления. Законы отклонения элеронов и дифференциально- го стабилизатора при отклонении ручки управления по крену для обоих Из вышеизложенного видно, что в первом случае на предельных по стабилизатора по ходу ручки в остальном диапазоне скоростей. Во вто- К особенностям путевого управления следует отнести введение для больших скоростей полета и малых высот в закон загрузки педали до- полнительных усилий (рис. 1.35), которые, ограничивая ход педалей в этих режимах, снижают максимальные боковые перегрузки и соответст-
ЮО Перекрестные связи в системе управления маневренного самолета ния. Их необходимость обусловилась тем, что самолеты стали летать на больших углах атаки а > 15°. При этом на аэродинамических органах — возникновение моментов, препятствующих основным моментам ту эл, который приводит к появлению угла скольжения р. В результате этого возникает дополнительный момент крена Лтх=т ₽ р На углах атаки а < 16° этот дополнительный момент увеличивает момент, созданный элероном поэтому он называется подкручивающим моментом. На углах атаки а > 16° этот путевой момент элеронов меняет знак и создает тормозящий момент . может достигать такой вели- со стороны летчика самолет реагирует креном в противоположную сто- рону.
х атаки дифференциальным стабилизатором. Зависимость путевых ментов для дифференциального стабилизатора от угла атаки показа- на рис. 1.37. Причиной возникновения тормозных моментов диффе- нциального стабилизатора является большое сопротивление этих по- рхностей на больших углах атаки при отклонении их на положитель- Для увеличения эффективности поперечного управления на боль- с углах атаки необходимо устранить вредные тормозящие моменты.
В современной авиации это достигается: — отключением по мере увеличения угла атаки элеронов и диффе- — созданием момента по крену путем отклонения руля направления, щих моментов элеронов и дифференциального стабилизатора, либо для создания управляющего момента Таким образом, в системе управления самолета-истребителя, работя- щей на больших углах атаки, при отклонении ручки по крену должно юисходить автоматическое отклонение руля направления. Такого рода t САУ самолета. 2. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ 2.1. Основные требования к истребителям V поколения Создание истребителей V поколения началось примерно с середины 0-х гг. и продолжается до настоящего времени. На их создание суще- твенным образом оказало влияние развитие авиационной технологии, в «динамике и газодинамике, прогресс в ; это позволило выдвинуть ряд новых 2.1.1. НОВЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ТАКТИКЕ ВОЗДУШНОГО БОЯ Прмресс в области электронного оборудования позволил создать
2.1.2. НОВЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К СКОРОСТИ КРЕЙСЕРСКОГО ПОЛЕТА 2000
(рис. 2.2) Таким образом, появилось требование повышения скорости крейсер- ского полета до V= 1,5+2, что увеличивает количество доставляемой нагрузки и существенно снижает вероятность поражения цели. 1000 £000 VV быть многорежимными самолетами-истребителями. 2.13. НОВЫЕ РЕЖИМЫ МАНЕВРИРОВАНИЯ ственным управлением подъем- ной силой; режимы маневра с использо- ванием закритических углов Физические принципы ма- небов с непосредственным уп- равлением подъемными силами можно пояснить, использовав известные зависимости =/( а) при разных положе- ниях закрылка (рис. 2.3). Из этого графика видно, что рев-
лизуются лва режима полета при Су = const на разных углах атаки и при а = const на разных значениях Су. Из этого можно сделать вывод о воз- наклоном его оси к горизонту О ф. Например: т У в - У- Geos в; Условно (пренебрегая уравнениями около центра тяжести) при V= const, дифференцируя известное соотношение а=в-6, получаем Отсюда управляющим параметром при в = const будет 8 3. Таким образом, управляя углом закрылка при в=const, можно обеспечить по- лет по постоянной траектории при изменении положения осн фюзеля- жа. Такой режим системы непосредственного управления подъемной силой (СНУПС) можно использовать в различных маневрах, например Проведенные исследования показывают, что время прицеливания можно сократить в несколько раз за счет такого управления по сравне- нию с управлением через угол атаки, при котором учитывают моменты инерции самолета около центра тяжести и летчику приходится управ- Режимы маневров с использованием закритических углов атаки де- — сверхманевренность — полеты до а = 60 + 70° с сохранением воз- можности дозированного управления по всем каналам; равления. ставляющие вектора тяги, что существенно сокращает пространство разворота и алияет на время его выполнения. Схема поведения самоле-
обычно на Сравнение пространства при обычном ; воздушном бою опережающий пуск за счет быстрого Режим суперманевренности явл создания больших кабрирующих моментов на малых углах атаки, путем отклонения всех органов управления, с последующим набором угла ата- ки. Уход с больших углов атаки осуществляется за счет особенности еиты на пикирование из-за смещения центра давления назад при от- jbhcm обтекании самолета. Такой процесс длится приблизительно 3 с [ до а«120“; >сть во всем диапазоне углов ата-
ливание или штопор, что может быть выполнено или в составе алгорит- мов системы управления или в виде отдельной системы. применять газодинамическое управление, например поворотные сопла. 2.2. Основные направления разработок новых технологических решений 2.2.1. РАЗРАБОТКИ В ОБЛАСТИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ коления предъявляются новые требования, касающиеся сверхзвукового воздушного боя и сверхзвуковых крейсерских режимов. Это обусловило турбиной от 1670 К (для даигателей IV поколения истребителей) до 1800—1900 К. — бесфорсажные, обладающие очень хорошей экономичностью при =0,13-5-0,16 против у =0,125 для двигателей IV поколения ис- требителей; — малофорсажные с малой степенью двухконтурности т = 0,12, по- зволяющие заметно улучшить экономические характеристики при сверхзвуковых скоростях полета (примерно на 20%) и иметь небольшой удельный вес 7дв = 0,1. Для всех типов двигателей разрабатываются цифровая система уп- равления, позволяющая производить точное регулирование на разных режимах полета, и более совершенная система определения неисправ- Для силовой установки разрабатываются новые технологии произ- — монокристаллические лопатки для турбины; — материалы порошковой металлургии с быстрым затвердеванием, емлемой пластичности; — плазменное напыление материала (для камер сгорания).
Изучаются возможности использования на истребителях v поколе- ния боковых и наспинных воздухозаборников, имеющих лучшие харак- теристики незаметности. имеют два направления — круглые поворотные сопла с углами поворота вверх на 10е, вниз — на 20-1-30' в плоские сопла с этим же диапазоном углов поворота. Плоские сопла по своей конст- рукции делятся на симметричные, симметрич- ные с центральным телом и несимметричные (рис. 2.6). Особенности каждого типа сопла следую- — трудности охлаждения центрального тела; — малая заметность в задней полусфере; — меньшие наклоны внешней поверхности и меньшая возможность отрыва внешнего потока; — меньшие наклоны анешней поверхности и меньшая возможность 2.2.2. РАЗРАБОТКИ В ОБЛАСТИ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ Это направление базируется на разработках мощных бортовых вы- числителей с быстродействием несколько миллиардов операций в се- кунду. Такие бортовые ЭВМ позволяют создавать интегрированную систему — управления вооружения; — управления самолетом около центра тяжести; — управления двигателем; — управления адаптивной механизацией; — навигации.
мя рассматриваются 3-4-кратное резервирование цифровой части и ана- логовых преобразователей цифровых сигналов. Для улучшения надежности такой системы дополнительно предус- матривается аналоговый резерв с упрощенными алгоритмами управле- ния, имеющий также трехкратное резервирование, но обеспечивающий Такое высокое резервирование системы управления является следст- 1ем большой степени неустойчивости в продольном канале, доходя- целом те же задачи, что и рассмотренная в разд. 1 структура управле- нением аэродинамики истребителей V поколения. Основные из них: — увеличение количества органов; — усложнение алгоритмов их использования на различных режимах — участие силовой установки, имеющей поворотное сопло, в созда- нии управляющих и стабилизирующих моментов в процессе улравле- — выдача управляющих команд на адаптивное изменение углов по- верхностей самолета и поворотного сопла для оптимизации аэродина- — реконфигурация системы управления в случае отказа какого-либо органа или подсистемы; — способность автоматического приема управляющих команд от си- 2.2.3. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ НОВЫХ МАТЕРИАЛОВ ПЛАНЕРА — создание композитных материалов, обладающих высокой темпера- турной стойкостью при t *=200-*- 300е С и имеющих на 50-100% боль- — создавие графитового волокна с малым коэффициентом темпера- турного расширения;
разработка титановых сплавов на основе порошковой металлургии 2.2.4. РАБОТЫ В ОБЛАСТИ ОБЕСПЕЧЕНИЯ НЕЗАМЕТНОСТИ САМОЛЕТОВ конгрессе Общая стоимость долгосрочной программы — 34 млрд. дол. 1955 гг., SR-71 — 1965-1970 гг., беспилотный разведчик фирмы РАЙН «Фаирби», применявшийся во Вьетнаме. В настоящее время фирмой Локхид разработан разведчик и ударный самолет F-117 весом G= 11 т, имеющий дав двигателя тягой 2x5670 кг фирмы Дж. электрик; радиус действия R = 750*1000 км, а фирмой Нор- трон самолет В-2 с Go = 180 т, Vs 900 км/ч, £=9500 км. Техника «Стеле» является комбинированным средством уменьшения — заметность в оптическом диапазоне; — заметность в инфракрасном диапазоне; — отражение РЛС; — уровень излучения бортовых систем. ружить цель на удалении Я «3 -т-10 км. Для уменьшения оптического сот по линии возможного визирования, снижение размеров самолета, камуфляж. Уменьшение заметности в инфракрасном диапазоне. Это можно обеспечить следующими средствами: — применением бесфорсажных режимов работы двигателя с пони- — использованием присадок, снижающих температуру выхлопных
“ — экранированием горячих частей ______двигателя, например, с помощью несим- метричных плоских сопел с централь- иым телом и снижением их температуры за счет подвода внешнего воздуха (рис. П,с-27 2.7); — снижением теплоизлучения эле- ментов конструкции за счет применения систем охлаждения замкнутого — переходе на цифровой борт с передачей сигналов по стеклово- — группировке различных систем в одном объеме с общим экрани- рованием; — уменьшении длины трасс связи,* — уменьшении излучений собственной РЛС посредством уменьше- ния мощности и обеспечения повышенной дискретности сигналов; — применении радиопоглощающих обтекателей с радиопрозрачны- — переходе на инерционные системы наведения (например, по типу — защита антенных систем от облучения. Снижение отражения от РЛС. Дальность обнаружения связана с площадью отражающей поверхности следующим соотношением: ность поверхности рассеивания (ЭПР) для бомбардировщиков составля- ет 50-100 м2, для истребителей — 3-5 м2 Для достижения характери- стик незаметности при Робн=50км необходимо 5эцр»0,002 м2, но до- «Стеле» от частоты, на которой реботает РЛС). Длина волны с частотой 1 МГц составляет А.=с/^=300м. Таким образом, удобный диапазон, в котором эффективна техника «Стеле», находится в диапазоне примерно
дм до 3 см, что соответствует дианазоиу длин волн сегодняшних
— внешней поверхности самолета из элементов, направляющих отраженные волны в стороны от РЛС (пример — са- молет F-117 или установка килей на SR-71 (рис. 2.10)); — переотражения лучей с последу- ющим их выпуском через радиопрозрач- ный элемент в сторону от РЛС. 22.5. ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ АЭРОДИНАМИКИ ИСТРЕБИТЕЛЕЙ V ПОКОЛЕНИЯ На аэродинамику самолетов V поколения существенное влияние ока- него обтекания самолета. Такое явление получило название «суперцир- куляция». Оно было изучено при исследовании выдува из поверхности струи двигателя с обтеканием крыла самолета. Для увеличения этих эффектов необходимо приближение струи двигателя к крылу. Однако при таком взаимодействии возникают сильные моменты при пикирова- нии, которые метут привести к большим балансировочным потерям для самолетов нормальной схемы. Компоновка, отвечающая требованиям оптимального взаимодействия струи двигателя и циркуляции при минимальных балансировочных по- терях, возможна, если оперение расположить перед крылом. Такая ком- поновка называется схемой «утка». Схема взаимодействия ее элементов Для улучшения взаимодействия струи двигателя с обтеканием само- лета применяются плоские сопла. Часть характеристик плоских сопел была описана в разд. 2.2.1. В настоящем разделе целесообразно подчер- кнуть требования к плоским соплам с позиций аэродинамики самолета; — увеличение несущих характеристик и аэродинамического качества
— создание управляющих и балансировочных моментов на различ- ных режимах полета; — обнуление тяги и создание дополнительного сопротивления при раскрытии створок сопла, необходимого для осуществления режимов резкого торможения; — использование возможностей регулировки плоского сопла для со- здания реверса тяги. Такие требования с позиции взаимодействия характеристик струи ших отношениях L /h, где L — ширина сопла, h — его высота. Однако это приводит к увеличению внутренних гидравлических потерь за счет роста внутренней поверхности, необходимой для плавного перехода от круглого сечения форсажной камеры к плоскому соплу, увеличению ве- са сопла и ухудшению крутизны внешних обводов, поэтому в настоящее
поколению самолетов; в частности: дозвуковой и сверхзвуковой воз- душный бой, дозвуковой и сверхзвуковой крейсерский полет, возмож- в табл. 2.1 даны нормальная схема самолета и схема «триплан» Приве- денные результаты могут быть подвергнуты дальнейшему уточнению по мере проектирования самолетов V поколения. характеристик различных схем самолета. На дозвуковых скоростях по- лета характеристики Сутах связаны в основном с удлинением крыла и циркуляции в конкретной схеме самолета. На рис. 2.13 приведен срав- нительный график характеристики, показывающей совершенство аэродинамики и конструкции, для различных типов компоновки (7 — «утка» с крылом прямой стреловидности; 2 — «бесхвостка»; 3 — нор- мальная схема; 4 — «триплан»; 5 — «утка» с крылом обратной стрело- видности). Видно, что наиболее высокие показатели на схемах с прямой
видности суперциркуляции в связи с большими балансировочными потерями и невозможностью реализовать большую степень неустойчивости. В табл. 2.2 приведены допустимые степени неустойчивости и пре- дельные углы атаки этих схем, ограниченные величиной пикирующего момента Amz=-0,05 при отклоненных органах управления на пикиро- рыло пряг стреловидности
Зависимость аэродинамического качества этих самолетов от числа Маха приведена на рис. 2.14, где кривая 1 — схема «утка» с крылом об- ратной стреловидности; 2 — схема «утка» с крылом прямой стреловид- ности; 3 — схема «бесхвостка». Из трафика видно, что наиболее высо- ким качеством при М < 1 обладают схемы с крылом прямой и обратной стреловидности, на сверхзвуковой скорости наиболее высоким качест- вом обладают схемы «бесхвостка» и с крылом прямой стреловидности. лизацни высоких 1^=4 *5 крыла при большой степени неустойчиво- — у схемы с крылом прямой стреловидности ( х > 0 )_— возможно- стью реализации %кр=3,5*4 с хорошим соотношением 5ом=3,б; аэродинамической форме крыла 1=2,4 *2,7, что снижает аэродинами- При сверхзвуковых скоростях уровень аэродинамического качества определяется величиной относительного миделя и запасом продольной устойчивости на этих режимах полета. Относительный мидель для схемы «бесхвостка» может достигать мини- мальной величины 5М=0,05* 0,06 против величины SM =0,076*0,08, ха- рактерной для других схем. Это объясняет повышенное значение аэроди- намического качества этой схемы при числах М > 1.
ЛИТЕРАТУРА 1. Проектирование самолетов/ С.М. Егер и др. — М.: Машинострое- ние, 1972. 2. Андреев Ю.В. Те» Сборник ИТПМ СО АН СССР, 1976. 5. Особенности аэродинамики высокоманевренного самолета на больших углах атаки. Ю.В. Андреев и др. // Сборник ЦАГИ, 1981. Вып. 6. Аэродинамические характеристики крыльев обратной стреловид- ности при дозвуковых скоростях Ю.В. Андреев и др. Сб. науч. тр. /МАИ. — М.: МАИ, 1984. ГИ, 1987. № 1-2. 8. Mair WA. Fuel conservation in aircraft. The South Africa Mechanical Engineer W33.1983. 9. Wright H.T NASA technology program for future civil airtransport. AIAA Paper N83. 1983.