/
Author: Андреев Ю.В.
Tags: авиация авиатехника
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.