Разработка и производство авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) сегодня является одной из наиболее наукоемких и высокоразвитых в научном и техническом отношении промышленных отраслей. Созданы, доведены до серийного выпуска и внедрены в массовую эксплуатацию авиационные газотурбинные двигатели четырех поколений.
Современные двухконтурные форсированные двигатели вдвое более экономичны по сравнению с первыми ТРД, имеют в 6-8 раз меньший удельный вес, их надежность возросла многократно, а ресурс увеличился более чем на два порядка. Развитие авиадвигателей основано на комплексе фундаментальных и прикладных исследований в аэро- и термодинамике, материаловедении, прочности и многих других областях. В двухконтурных турбореактивных двигателях (ТРДД) четвертого поколения параметры термодинамического цикла достигли весьма высокого уровня: температура газа перед турбиной доходит до 1650-1700 градусов Кельвина, степень повышения давления в компрессоре - до 40.
Еще более совершенны авиационные двигатели нового, пятого поколения, разработка которых ведется всего лишь в странах, обладающих необходимым научно-техническим и производственным потенциалом. Помимо России, только США, Англия и Франция владеют полным циклом создания и выпуска авиационных ГГД. Недаром атрибутом великой державы в наше время считается способность создавать и производить авиационные газотурбинные двигатели.
В свою очередь авиационное двигателестроение, базирующееся на наиболее передовых технологиях, стимулирует развитие всех тех отраслей промышленности, где требуются компактные, мобильные и хорошо управляемые источники энергии, - наземный и водный транспорт, теплоэнергетика, газоперекачка, технологии сушки, очистки, пожаротушения и т.д.
Мощная научная и производственная инфраструктура авиадвигателестроения в нашей стране, включающая уникальную по возможностями воспроизведения условий скоростного и высотного полета экспериментальную базу для стендовых испытаний, формировалась в течение многих десятилетий. Ныне, в условиях экономического кризиса, объемы опытно-конструкторских работ и выпускаемой продукции отечественного авиадвигателестроения упали в 5 и более раз, а численность работников снизилась практически вдвое. Производственные мощности предприятий используются всего на 10-20%. В структуре цены на двигатель затраты на топливо, материалы и энергию выросли в 1,5-2 раза и составляют более 50%, а доля фонда оплаты труда уменьшилась в 3-5 раз - до 4-6%. Поэтому разработка новых двигателей и модернизация серийных, создание научно-технического задела в обеспечение двигателей следующего поколения требует серьезных усилий организационно-финансового характера со стороны как государства, так и промышленности.
В последние 25-30 лет вышли на первый план ряд факторов, оказывающих сильное влияние на состояние и перспективы мирового авиадвигателестроения. Среди них в первую очередь необходимо отметить рост стоимости, увеличение полных сроков разработки и цены авиадвигателей. Этот период связан с развитием двухконтурного двигателя как основного типа ГТД для до- и сверхзвуковой авиации, в результате освоения которого рентабельность и экологические характеристики воздушного транспорта, боевая эффективность военной авиации были намного улучшены. Рост стоимостных показателей авиадвигателей приобретает экспоненциальный характер, при этом от поколения к поколению становится больше доля поисковых исследований по созданию опережающего научно-технического задела (НТЗ). Так, по ориентировочным данным для авиадвигателестроения США, при переходе от четвертого к пятому поколению она возрастает по затратам с 15% до 60%, а по срокам - почти в 2 раза.
Создание опережающего НТЗ по перспективным авиационным двигателям является приоритетным направлением в национальной научно-технической политике индустриально развитых стран Запада. Раннее выявление для выполнения данной задачи технических проблем и путей их решения позволяет существенно снизить затраты на разработку и сертификацию двигателя. Лидирующее положение при этом имеет рождение новых технологий применительно к двигателям военного назначения как наиболее напряженным по параметрам процесса. Программы НТЗ финансируются в основном из средств государственного бюджета.
ОСНОВА НЫНЕШНИХ УСПЕХОВ
Высокий конструктивно-технологический уровень решений, реализуемых в двигателях для боевой авиации, определяет их авангардную роль в развитии авиационного двигателестроения в целом. Двигатели для маневренных самолетов-истребителей характеризуются наивысшим уровнем технического, прежде всего весового совершенства. Само появление авиационного ГТД в конце 30-х годов и его широкое распространение в 40-50-х годах, начавшееся с истребительной авиации, связано с органическими свойствами ТРД - возможностью увеличения тяговой мощности в полетных условиях.
Развитие самолетов-истребителей характеризуется непрерывным ростом тяговооруженности (отношения веса к тяге) как средства обеспечения маневренных свойств и превосходства в воздухе. Именно это обстоятельство определяет непрерывное ужесточение требований к снижению удельного веса двигателей маневренных машин. Благодаря уменьшению удельного веса двигателей от уровня 0,7-0,8 (ТРД первого поколения) до уровня 0,12-013 (ТРДД четвертого поколения) взлетная тяговооруженность увеличилась от 0,3 у реактивных истребителей первого поколения до величины, превышающей 1 у современных истребителей четвертого поколения.
Освоение уже в 50-х годах сверхзвуковой области скоростей полета привело к необходимости обеспечения многорежимности силовых установок самолетов, требования к которой еще более ужесточаются в связи с тенденцией к обеспечению многофункциональности современных боевых машин. Результатом этого в истребительной авиации является тенденция более быстрого снижения удельного веса двигателя по сравнению с ростом тяговооруженности самолета.
Решение сложнейшей научно-технической задачи создания двигателя, сочетающего столь противоположные требования, как малый удельный вес и многорежимность, сделало необходимым освоить схему двухконтурного ТРД с форсажной камерой (ТРДДФ), отличающегося весьма сложным рабочим процессом. Это, в свою очередь, потребовало разработки:
Принципиально новых конструкционных материалов с высокой удельной прочностью (титановые, жаропрочные порошковые и монокристаллические сплавы и др.);
Высокотемпературных кольцевых камер сгорания и высокоперепадных турбин;
Малоступенчатых регулируемых компрессоров с большой работой в ступени;
Электронных цифровых систем управления, интегрированных с системой технической диагностики.
Создание в 70-80-х годах базовых ТРДДФ четвертого поколения РД-ЗЗ (ЛНПО им. В.Я. Климова), АЛ-31Ф (ОАО "Люлька-Сатурн"), Д-30Ф6 (ОАО "Авиадвигатель") для истребителей - крупное научно-техническое достижение отечественного авиадвигателестроения. Исключительные качества данных образцов (низкий удельный вес, сниженное число ступеней лопаточных машин, широкий диапазон условий эксплуатации, устойчивость компрессоров при полете о большими углами атаки, короткая широкодиапазонная форсажная камера с регулируемым соплом, высокие динамические характеристики и отсутствие ограничений на перемещение рычага управления) позволяют считать их наиболее удачными среди современных двигателей маневренных сверхзвуковых машин, о чем свидетельствует общепризнанный успех МиГ-29, Су-27, МиГ-31. К многорежимным двигателям четвертого поколения относятся и ТРДДФ НК-25, НК-32 (ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова) для самолетов дальней и стратегической авиации - самые мощные в мире.
Отечественные сверхзвуковые многорежимные ТРДДФ четвертого поколения появились при научном обеспечении и непосредственном участии ЦИАМ.
В двигателях нового пятого поколения для маневренных сверхзвуковых самолетов тенденции развития многорежимного ТРДДФ малого веса дополнены новыми требованиями - обеспечение сверхзвукового крейсерского полета, снижение заметности, отклонение вектора тяги при высокой надежности и большом ресурсе. В связи с проблемой закупок на передний план выдвигается задача установления соответствия стоимости двигателя и затрат на его эксплуатацию покупательной способности заказчика.
В 80-х годах В ОАО "Люлька-Сатурн" были начаты работы над ТРДДФ пятого поколения АЛ-41Ф для нового многофункционального истребителя. Концепция и технический облик двигателя нового поколения разработаны на основе поисковых исследований, выполненных совместно ЦИАМ и конструкторскими бюро.
ВКЛАД ИНСТИТУТА
В 80-х годах отечественное двигателестроение вплотную занялось НТЗ, причем данный труд по своим масштабам не уступал зарубежным программам. Однако существенное сокращение бюджетного финансирования привело к отставанию в разработке двигателя пятого поколения и обусловило низкие темпы создания НТЗ для двигателей шестого поколения. Проводимые в ЦИАМ работы по созданию экспериментального НТЗ для двигателей следующего поколения являются приоритетными в тематике института, но из-за недостаточного выделения средств выполняются в ограниченном объеме и низкими темпами. Продолжение этой тенденции приведет к катастрофическому отставанию в развитии отечественных двигателей от мирового уровня.
Современная методология создания двигателей опирается на интеграцию систем трехмерного моделирования, компьютерного проектирования и автоматизированного изготовления, что создает основу для сокращения доли наиболее дорогой компоненты "доводки" - его отработки на опытных образцах. В ЦИАМ внедрены трехмерные методы расчета нестационарных вязких течений на основе решения уравнений Навье-Стокса и обратных задач оптимизации элементов, многодисциплинарные подходы к исследованию газодинамики и теплообмена в дисковых полостях, анализу измерения зазоров в двигателе и решению ряда других проблем. Получило развитие моделирование нестационарных процессов для анализа процессов потери газодинамической устойчивости и флаттера в компрессорах и т.д.
Одной из наиболее сложных является задача освоения высоких температур газа. Применение монокристаллических лопаток с проникающим охлаждением находится в ряду перспективных направлений создания турбин, работающих при температуре газа 2000-2200 градусов Кельвина. ЦИАМ обладает комплексом технологий, необходимых для успешного создания перспективной рабочей лопатки турбины высокого давления. Совместно с ВИАМ и ГНПП "Салют" проводятся исследования по оптимизации конструктивно-технологических решений.
В ЦИАМ разработана высокотемпературная (до 2100 градусов Кельвина) модульная камера сгорания для двигателей с повышенным ресурсом и низким уровнем эмиссии вредных веществ. Многократное увеличение ресурса обеспечивается применением двухстенной перфорированной или сегментной жаровой трубы, что способствует также снижению неравномерности поля температуры на выходе из камеры, турбины.
Один из факторов, обеспечивающих "доступность" двигателя, - уменьшение числа его деталей путем снижения числа ступеней лопаточных машин, что удешевляет цену производства и ремонта.
Развитие компрессоров авиационных двигателей идет в направлении увеличения аэродинамической нагрузки на ступени, благодаря чему уменьшается их число. В то же время обостряется проблема обеспечения вибрационной прочности лопаточных машин из-за таких факторов, как повышение напорности ступеней и применение конструкций с низким демпфированием (моноколеса - "блиски" с лопатками малого удлинения). Для решения проблемы вибрационной прочности разработаны оригинальные методы бесконтактной диагностики колебаний, позволяющие идентифицировать причину их возникновения (резонанс, флаттер, вращающийся срыв).
Разработка и внедрение новых материалов и конструктивно-технологических решений являются решающим фактором в создании двигателей нового поколения. ЦИАМ совместно с Всероссийским институтом авиационных материалов, некоторыми технологическими институтами и ОКБ разработал программу критических (ключевых) технологий, предусматривающую создание высокоэффективных элементов и узлов двигателей на основе использования высокопрочных титановых и никелевых сплавов (монокристаллических, порошковых, интерметаллидов и др.), композиционных материалов, прогрессивных методов литья, сварки, прессования, нанесения покрытий и т.д.
В перспективных системах автоматического управления (САУ) двигателей будут использоваться "интеллектуальные" датчики, исполнительные механизмы и устройства для дозирования топлива, содержащие встроенные процессоры, которые осуществляют первичную обработку и коррекцию данных. При этом упрощается интеграция САУ с системами самолета и системой контроля и диагностики, уменьшается масса соединительных линий и повышается надежность всей системы.
Разработка и внедрение экономически эффективных методов эксплуатации при обеспечении безопасности полетов является важнейшей задачей отечественного двигателестроения. Ее решение основывается на совершенствовании методов управления ресурсами двигателя. Значительные резервы увеличения ресурса связаны с эксплуатацией двигателей по техническому состоянию, где ключевую роль играет совершенствование систем технической диагностики, основными направлениями которого являются реализация в бортовых системах алгоритмов прогнозирования возникновения отказов и автоматизация принятия диагностических решений.
Создание семейств двигателей различной тяги (мощности) и назначения на основе базового изделия и его газогенератора является также одним из наиболее важных путей снижения стоимости жизненного цикла (СЖЦ) и повышения "доступности". Преимущества от унификации за счет создания семейств двигателей проявляются на всех этапах жизненного цикла.
Для реализации этого подхода необходимо наличие у базового двигателя "запаса на развитие", обоснованный выбор которого также осуществляется на основе накопленного НТЗ. Пути всемерного сокращения затрат лежат в основе разработок современной методологии создания двигателей, проводимых в ЦИАМ совместно с промышленностью.
Практика показывает, что современные самолеты состоят на службе не менее 25-30 лет. Расширение в течение этого периода функций, объема и сложности выполненных ими задач обусловливают возрастание взлетного веса машин. Для сохранения и увеличения тяговооруженности необходимо соответствующее увеличение тяги как основного условия обеспечения эксплуатационных характеристик и маневренности. Поэтому одним из актуальных направлений развития семейства является создание модификаций с большей тягой при габаритных ограничениях, налагаемых требованиями взаимозаменяемости с исходной (базовой) моделью двигателя. Это делает необходимым применение новых конструктивно-технологических решений, присущих двигателям нового поколения. Таким образом, и в случае модернизации необходим НТЗ, использование новейших достижений по линии которого придает новой модификации черты двигателя следующего поколения, но при этом ее создание обходится намного дешевле разработки совершенно нового двигателя той же тяги.
ПУТЬ К ШЕСТОМУ ПОКОЛЕНИЮ
Двигатели шестого поколения для боевой авиации, создание которых следует ожидать в 2010-2015 гг., по отношению к пятому поколению должны обладать рядом характеристик, придающих качественно новый уровень боевому самолету. К ним относятся уменьшение удельного веса двигателя в 1,4-2 раза, удельного расхода топлива - на 15-30%, повышение надежности на 60-80%, обеспечение ресурса двигателя, соответствующего 0,5-1 ресурса планера, снижение в 2-3 раза трудоемкости обслуживания и, в совокупности, - более низкое СЖЦ.
Высокий уровень весового и эксплуатационного совершенства двигателя шестого поколения должен быть обеспечен путем реализации в его конструкции предельно высокой температуры газа перед турбиной (2300-2400 градусов Кельвина), применения композиционных материалов для изготовления основных узлов двигателя, интегральной САУ на основе электропривода, "сухой" подвески роторов, принципиально новых технологий изготовления узлов.
Осуществление в США на госбюджетной основе национальной программы ключевых технологий авиадвигателестроения IНРТЕТ, а также развивающих и дополняющих ее иных программ с ориентировкой на глобализацию присутствия американской военной авиации около 2015 г. имеет конечной целью достижение монопольного положения авиатехники и моторостроения Соединенных Штатов в ближайшие десятилетия при вытеснении с рынка производителей авиатехники иных стран, в том числе России, и в первую очередь отечественного авиадвигателестроения - ключевой отрасли авиапромышленности.
Необходима четкая концепция развития отечественного авиадвигателестроения как непременной составной части общей концепции развития авиации нашей страны в виде единого взаимосвязанного комплекса, обеспечивающего разработку, производство и эксплуатацию авиатехники военного назначения и воздушного транспорта. Развитие авиадвигателестроения должно базироваться на принципах сбалансированного, обеспечивающего национальные приоритеты сочетания работ в направлениях модернизации существующих и создания новых двигателей, планомерного накопления НТЗ для двигателей следующего поколения. Необходимо государственное регулирование стоимости топливно-энергетических и материальных ресурсов. Должно быть законодательно закреплено осуществление государственной политики, направленной на поддержку отраслей, использующих высокие технологии. Паритетность и конкурентоспособность двигателей - как новых, так и модернизируемых - будут во многом определяться достижениями в области перспективных ключевых технологий - важнейшей составляющей научно-технического потенциала.
Под маневренностью самолета обычно понимают способность его быстро изменять элементы траектории, т. е. величину скорости и направление движения. Та
кое изменение можно производить как одновременно, так и раздельно. Например, при установившемся вираже изменяется только направление движения, а скорость не изменяется. Наоборот, при разгоне и торможении изменяется величина скорости, а направление движения остается неизменным.
Каждый тип самолета, в зависимости от его назначения, должен быть в состоянии производить определенные маневры. Так например, маневры тяжелых бомбардировщиков сводятся по существу к неглубоким виражам. Для пикирующих бомбардировщиков число маневров сильно возрастает: пикирование и резкий выход из него, глубокий вираж, боевой разворот и др. Особенно велико число маневров у самолета-истребителя.
Программа испытаний на маневренность должна строиться каждый раз конкретно, применительно к типу самолета и предъявляемым к нему тактико-техническим требованиям. Здесь можно только указать на наиболее важные элементарные маневры: серийный установившийся вираж, неустановившийся вираж (раз-
ворот на 180°), горка, боевой разворот, переворот через крыло, бочка, петля и иммельман, пикирование и выход из него, разгон и торможение.
При испытании на маневренность рекомендуется устанавливать самопишущие приборы для записи основных параметров - скорости, высоты, угловых скоростей, перегрузок, углов отклонения органов управления и усилий на них. По записям этих приборов легко оценить важнейшие параметры, характеризующие маневр и условия его выполнения: время выполнения маневра, начальную и конечную скорость и высоту, максимальные перегрузки и интенсивность выполнения маневра, усилия на органах управления и потребные углы отклонения, а также «запас» отклонений. Все эти параметры должны быть сравнены с такими
же параметрами для других типов самолетов аналогичного назначения и с тактико-техническими требованиями к данному типу самолетов.
Для иллюстрации на фиг. 14.8 представлены типичные записи приборов при выполнении иммельмана. Из этой фигуры видно, что время иммельмана равно ~19 сек., максимальная перегрузка равна 4,2, выигрыш высоты равен 330 м.
На фиг. 14.9 такие же кривые приведены для случая разгона самолета. Время разгона со скорости 340 км/час до 590 км/час
равно 18,5 сек. Обычно строят величину ———- и отыскивают вре-
мя разгона от начального значения ———— -, обусловленного ин
Нельзя указать параметры, характеризующие маневренность вообще. Для каждого маневра выбираются определенные параметры и величина их сравнивается с рекомендациями и с так- тико-техническими требованиями.
Беседу вела специальный корреспондент журнала "Наука и жизнь" Т. Новгородская
"Никогда не забуду первый демонстрационный полет Су-27 в Париже, устроенный "Бритиш Аэроспейс" (British Аerospace) вместе с конструкторами и летчиками-испытателями "ОКБ Сухого", - таковы впечатления от "премьеры" истребителя у летчика британских ВВС Джона Фарлайта. - Виктор Пугачев делал вираж на Су-27 в 360 градусов за 10 секунд, средняя скорость на вираже - 36 градусов/с. А мы тогда лишь надеялись, что наш истребитель следующего поколения сможет достигнуть 25 градусов/с. Это та скорость, с которой пилот способен развернуть самолет, чтобы весь комплекс вооружения был готов к атаке. Если предположить, что наша новая машина встретится в бою с Су-27 через 10 секунд, ей останется, при том, если очень повезет, выпустить шасси и сесть. Многое увиденное нами на авиашоу может быть использовано боевым самолетом в реальном воздушном бою. Для обыкновенного зрителя аэрошоу лишь поверхностное действие, но если вы принадлежите к специалистам авиационной промышленности, то по маневрированию боевых машин вполне определите пределы, в которых может пилотировать самолет. И естественно, когда видите, что для Су-27 пределов нет или что самолет идет на вертикаль, доходит до остановки, падает обратно вниз, выходит в нормальный полет и делает это не раз и не два, а раз за разом, то понимаете, что это не исключение, не трюк, а норма. Сложность данного маневра не в том, как войти в режим, а как выйти из него. Обычно нам не разрешается превышать углы атаки 20-25 градусов: если превысить - теряем управление машиной... Но русские выполняют свои маневры, изменяя угол атаки в большом диапазоне, при этом оставаясь уверенными в управлении самолетом с абсолютно симметричным обтеканием. То же самое касается двигателей. Западные двигатели "страдают" строгими ограничениями по углам атаки. В полете на наших истребителях приходится думать одновременно и о маневрах противника, и о собственных ограничениях с аэродинамической точки зрения - о том, чего не должен делать летчик. Разумеется, такая ситуация не слишком комфортна для летчика, для него гораздо легче, когда можно делать все что угодно, чтобы суметь нацелиться на противника и преследовать его. То, чего добились русские, поразило нас до глубины души". Су-27 своими революционными дизайном и аэродинамикой установил новые стандарты в производстве истребителей. Человек, с именем которого неразрывно связана история его создания, - генеральный конструктор АООТ "ОКБ Сухого", доктор технических наук, действительный член Международной и Российской инженерных академий авиации и воздухоплавания, Герой России, лауреат Ленинской и Государственных премий Михаил Петрович Симонов. В 1995 году он награжден золотой медалью имени В. Г. Шухова, а в 1998 году редакция журнала "Aviation week and Space Technology" назвала его "легендой года". Его имя занесено на Доску почета Зала славы в Национальном музее авиации и космонавтики в Вашингтоне наряду с именами И. И. Сикорского, С. В. Ильюшина и Вернера фон Брауна. Интервью журналу "Наука и жизнь" Михаил Петрович дал впервые, хотя читает наш журнал с 1946 года. На вопросы редакции отвечает генеральный конструктор АООТ "ОКБ Сухого" М. СИМОНОВ.
М. П. Симонов.
Схема маневра "кобра".
Воздушный бой на режиме "колокол" (a - срыв доплеровского сопровождения, срыв захвата БРЛС противника и уход из-под атаки; б - выход из режема "колокол" и атака противника; в - захват и поражение противника).
Су-27 выполняет "кобру". Угол атаки 110 градусов.
Су-30 МКИ. Голубой цвет горения топлива в форсажной камере двигателя говорит о высоком качестве процесса сгорания.
Воздушный бой на вираже.
Самолет Су-35 выполняет маневр "кобра". На снимке видна конденсация влаги в зонах разрежения воздуха над передним горизонтальным оперением и центральной частью крыла.
Экспериментальный самолет Су-47. В момент выполнения высшего пилотажа вихри образующейся влаги как бы стекают с концов крыльев.
Михаил Петрович, всех, кто когда-нибудь был на авиашоу и видел, что могут самолеты Су, или хотя бы, сидя у телевизора, смотрел репортажи с авиасалонов, интересует, как и для чего создаются такие машины?
В 9-м классе я прочитал книгу "Некоторые причины ошибок пилотирования". От ошибок летчики никогда не застрахованы. Авиация как была, так и осталась очень требовательной и к пилотам, и к конструкторам. Из-за отказа техники или ошибки экипажа гибнет не только самолет, но и экипаж, и пассажиры.
Штопор - одно из самых сложных и опасных явлений. Это практически неуправляемый режим, сориентированный в пространстве самым неудачным образом: самолет вращается "носом" вниз. При ударе о землю происходит взрыв "воздушного пакета" и самолет разносит на мелкие куски. Казалось бы, чтобы решить проблему, достаточно обучить всех летчиков гражданской авиации тому, как узнавать "край сваливания", после которого самолет входит в штопор. Нужно сказать, что в авиации существует несколько похожих явлений, начинающихся с того, что машина дает крен, но не все они приводят к штопору. Однако, несмотря на то, что все военные летчики-истребители обучаются основным приемам выхода из различных видов штопора, далеко не всем им удается выйти победителями из реально возникшей ситуации (чаще всего из-за ошибок пилотирования, реже - из-за отказов авиационной техники). Есть самолеты, которые из-за своих конструктивных и аэродинамических особенностей вообще не могут выходить из некоторых видов штопора.
При эксплуатации гражданских самолетов экстремальные случаи нетипичны. А вот для боевых самолетов маневренность - условие выживания. Поэтому все конструкторские бюро мира работают над характеристиками маневренности. Именно она в сочетании с вооружением, которое несет самолет, и обеспечивает решение поставленных задач.
- Какие задачи ставятся при этом?
Маневренность - это способность самолета менять свое положение в воздушном пространстве. Естественно, для введения самолета в маневр должна быть необходимость. В боевой обстановке она возникает сама собой: надо занять такое положение в воздушном пространстве, чтобы самолет противника был в зоне действия твоего оружия, а твой самолет, наоборот, не попал бы в зону прицеливания. Понятно, что выиграет тот, кто сможет свою машину первым развернуть и направить на цель. Боевые машины классического типа 40-60-х годов прошлого столетия испытывали большие трудности в боях, поскольку характеристики их маневренности были довольно ограниченными. Обычно воздушные бои ведутся большими группами - самолетов двадцать: огромный "клубок" машин крутится в воздухе, и каждый хочет выжить. Самолеты старых классических конструкций мало отличались от самолетов противника, поэтому бои длились достаточно долго - 5-6 минут. Двигатели в этом случае работали на предельных режимах - соответственно расход топлива был большой. И даже после победы не всем удавалось долететь до дома. Каждый пятый самолет погибал после боя из-за того, что топливо кончалось и приходилось "плюхаться" туда, куда бог пошлет. Хорошо, если летчик катапультировался, а если пытался сесть, например, на шоссе на большой скорости - исход был предрешен. Летчики некоторых стран, вступая в бой, знали, что не смогут из него выйти. Чтобы улететь, надо было "подставить" "хвост", и он тут же попадал под прицел. Поэтому бились до конца, а когда загоралась красная лампочка - катапультировались из полностью исправного истребителя.
- ...Самолет одноразового использования?
Жизнь летчика ценнее... Но так или иначе недостатки в маневренности очень дорого обходятся. Поэтому прорыв в область режимов сверхманевренности, когда риск для жизни пилота и машины становится минимальным, стал задачей номер один.
- Можно ли в процессе разработки истребителя предугадать, что он будет обладать сверхманевренностью?
Обычно известно, "против кого" создается самолет. В то время, когда разрабатывался Су-27, мы "дружили" вместе с "Варшавским договором" против стран НАТО. Нам надо было сделать самолет, который бы значительно превосходил их истребители F-14, F-15, F-16 и F-18.
В нашей авиационной промышленности мы представлены "ОКБ Сухого" и большим количеством предприятий-соразработчиков. Например, радиолокаторы для нас делают НИИ и КБ. Мы не разрабатываем двигатель, мы говорим, какой он нам нужен, - и его создают в ОКБ имени А. М. Люльки. Такой научно-технический союз и обеспечивает разработку каждой составляющей истребителя на самом высоком уровне. Ведь для того, чтобы новый самолет был лучше и мог победить истребитель противника, мы должны иметь лучший в мире мотор, лучшую в мире радиолокационную станцию, лучшее в мире ракетное оружие и все остальное - тоже лучшее. Работая над СУ-27, мы сделали вроде бы неплохой самолет, превосходящий F-15, но намного ли? На "чуть-чуть". Поэтому снова в случае ближнего боя мы можем попасть в сложную "вертушку", где у самолетов будут равные возможности погибнуть или победить.
Мы поняли, что действительно решительное превосходство над противником можно получить, позволив летчику маневрировать не просто лучше, а в несколько раз лучше. Есть такое понятие, как угловая скорость разворота на цель. В бою преимущество реализуется у того истребителя, который успевает раньше развернуться. Мы пришли к выводу, что, если обеспечим своему самолету скорость разворота на цель в два раза больше, - его маневренность можно будет назвать сверхманевренностью.
Сверхманевренность - это способность истребителя из любого положения в воздушном пространстве развернуться на цель с угловой скоростью, по крайней мере в два раза превышающей угловую скорость разворота самолета противника.
- Вероятно, для обеспечения экстремальных режимов к двигателям тоже предъявляют особые требования?
Прежде всего, они должны отличаться лучшей тягой. Современный военный авиационный двигатель - турбореактивный, оснащенный форсажной камерой. (Форсаж - режим работы, при котором в камеру сгорания впрыскивается дополнительное топливо. Этим достигается значительное увеличение тяги, правда, за счет дополнительного расхода топлива.) Из двух двигателей, установленных на Су-27, вырывается поток газов, который толкает машину с силой 25 тонн (12,5 тонны - каждый двигатель). Аналогичные двигатели американских истребителей на момент создания F-15 развивали 10,8-11 тонн тяги. Есть, конечно, и другие требования. Неплохо, например, чтобы в управлении положением самолета в полете участвовали двигатели, сопла которых могут отклоняться на + 15 градусов. Особенно это важно при попадании самолета в процессе пилотирования в бою на закритические углы атаки. Критический угол атаки Су-27 составляет 24 градусов. А боевая обстановка иногда требует, чтобы самолет развернулся на угол атаки 60-90 градусов, а то и 120 градусов к направлению полета. Когда летчик дает команду на ручку управления разворота двигателя, - двигатель должен мгновенно отклониться на требуемый угол.
Сопла двух турбореактивных двигателей АЛ-31ФП многофункционального истребителя Су-30 МК способны отклоняться на 32 градуса по горизонтали и на 15 градусов по вертикали. Таким образом самолет может выполнять то, что недоступно другим машинам этого класса: "притормаживать", а потом разворачиваться на месте, подобно вертолету.
Когда в 1983 году мы впервые прилетели на выставку в Париж с заключением Государственного института по испытанию боевых самолетов о том, что по характеристикам истребитель Су-27 уступает американскому F-15, мы все равно считали, что Су-27 превосходит самолеты США. Заказчик же счел наше заявление слишком самонадеянным.
Американские истребители установили целую серию рекордов по скороподъемности. (Скороподъемность - это время с момента трогания самолета с места до достижения какой-либо высоты - 3000 м, 6000 м, 12 000 м и так далее.) То есть "с места" он должен достигнуть высоты за кратчайшее время. Мировые рекорды были поставлены тогда истребителем F-15.
Мы провели серию рекордных полетов на истребителе Су-27 и побили все рекорды F-15, тем самым сумев доказать, что наш самолет превосходит F-15 по скороподъемности.
- Как это происходило?
Самолет на старте должен стоять неподвижно, как спринтер. Но для того, чтобы обеспечить сцепление шин с бетоном, никаких тормозов не хватит. Чтобы удержать истребитель на месте, попытались использовать танк. Прицепили его тросом к замку на нижней поверхности самолета, но радовались недолго. Ровно секунду длился полный форсаж, потом раздался скрежет, и Су-27 потянул танк волоком по взлетной полосе. Пришлось искать другой выход. Рядом ремонтировалась взлетно-посадочная полоса, на ней работал огромный промышленный бульдозер "Катерпиллер". Подогнали бульдозер, прицепили к нему танк, а уже к танку - самолет. Старт Су-27 "с места" был обеспечен.
Двигатель в момент старта работает в предельном режиме. После того как замок откроется, самолет срывается с места, взлетает и идет на вертикаль. Находясь в вертикальном наборе высоты, он разгоняется до сверхзвуковой скорости. Ни один аппарат, ни одна космическая ракета на малых высотах вертикали скорость звука не превышает. Это происходит лишь на больших высотах, где плотность атмосферы мала. А мы уже на высоте 2000-3000 м переходим на сверхзвуковую скорость.
Тогда в полетах на авиасалоне были получены характеристики лучше американских.
В классическом бою два истребителя "крутят вертушку", пока кто-нибудь из них не займет положение для поражения цели. Но если мы войдем в бой и в первый же момент развернем самолет на 90 градусов к потоку - цель визируется, происходит ее захват, пуск ракеты и поражение. Таким образом, за счет сверхманевренности можно кардинально усовершенствовать ближний бой и в течение десятка секунд (а не минут) гарантировать себе победу.
- Говорят, поначалу считали, что Су-27 не выходит из штопора?
Да, таким было заключение ЦАГИ по испытаниям в аэродинамической трубе: самолет из штопора не выходит. А если боевой самолет не выходит из штопора, надо что-то предпринимать. Была разработана система ограничения предельных режимов, которая не дает возможности превысить самолету угол атаки в 24 градуса.
Ни одна модель самолета Су-27 в аэродинамической трубе ЦАГИ не вышла из штопора. Мы честно боролись, поэтому сделали 10-метровую полунатурную модель нашего самолета, подвесили ее к бомбардировщику Ту-16 и сбросили с высоты 10 000 м. Модель была оснащена автоматической системой управления и выходила на угол сваливания, при этом, если она не выходила из штопора, открывался посадочный парашют. Однако получилось так, что в половине режимов большая, свободно летающая модель выходила из штопора, а в половине - нет. Мы не могли сказать летчику: "Лети, все нормально". Поэтому согласились с ЦАГИ поставить на самолет ограничитель предельных режимов. Это было, конечно, странно: хотим работать на больших углах атаки, но не способны сделать для этого самолет.
Самое интересное произошло на испытаниях. Испытания самолета - это огромная работа, около 5 тысяч полетов, в которых машина проверяется на аэродинамику, на прочность, проводятся запуски ракет и бомбометание и многое другое. Еще до "кобры" В. Г. Пугачев выполнял выход на большие углы атаки. Я очень беспокоился, так как у американского истребителя F-16 было к тому времени несколько случаев, когда самолет выходил на угол атаки 60 градусов, а "слезть" с него не мог - хорошо что на нем стоял противоштопорный парашют, с помощью которого удавалось уходить с этого угла. Мы вели испытания по-другому. Очень переживали, когда Пугачев вышел на большой угол атаки, но он сумел вернуть самолет в исходный режим - все кончилось благополучно.
Впоследствии летные эксперименты показали, что при выходе на большие углы атаки развитие штопорного движения не происходит. Результаты свидетельствовали, что есть принципиальная возможность выхода самолета на сверхбольшие углы атаки с последующим возвращением на так называемые эксплуатационные режимы полета. Это и открыло перспективы для сверхманевренности. Но 20 лет назад мы этого еще не знали. Шли только первые экспериментальные полеты.
И вот в одном из полетов летчик-испытатель В. Котлов на Су-27 с неисправной системой воздушных сигналов (разгерметизировался приемник воздушного давления), имея неправильную информацию о числе Маха М (равном скорости полета, измеренной в скоростях звука) и пытаясь скомпенсировать "мах" углом набора высоты, "уравновесился" на высоте 8000 м вертикально и стал падать на хвост. Он полагал, что самолет установится в какой-то нормальный режим полета, - вместо этого он "подвис" между небом и землей. Это было настолько непривычно и непонятно: скорость вообще упала до нуля, а высота 8000 м. Он начал метаться по кабине, убрал форсажи, снова "дал". Самолет стал падать на хвост, появилась невесомость - впоследствии такой прием получил название "колокол".
- И все это происходило в считанные секунды?
Секунд 20. В воздухе - это очень много. При угле атаки 60 градусов (а мы имели разрешение только на 24градуса) самолет свалился в штопор, стал "носом" вниз и начал вращаться. Летчик тогда понял, что произошло, и сообщил на контрольно-диспетчерский пункт: "Штопор!" Так как считалось, что самолет Су-27 из штопора не выходит, набор команд на КДП был "высеченным на граните": "Катапультируйтесь на высоте не ниже 4000 м".
Вообще катапультирование никак нельзя назвать любимым занятием пилотов, поэтому во избежание тяжелых последствий летчик освободил управление и стал тщательно готовиться к катапультированию. Но в последний момент увидел, что самолет вышел из штопора сам и начал выходить из пикирования. Су-27 оказался предоставленным самому себе и сам вышел из опасного режима. Проверив управляемость самолета, Котлов совершил благополучную посадку на аэродроме.
- Может, это была случайность?
Поначалу так и решили. Ведь на 1000 ситуаций применения произошел только один такой случай. По большому счету это ничего не меняло. Но вскоре на Дальнем Востоке произошел еще более невероятный случай. Пилот Су-27 выполнял задание по выходу на перехват в автоматическом режиме. Он превысил допустимый угол атаки, в результате самолет свалился в штопор. По команде с земли летчик катапультировался, после чего Су-27 не только самостоятельно вышел из штопора, но и продолжил полет в автоматическом режиме, пока у него не закончилось все топливо. Вскоре в Липецке произошел третий случай, как две капли воды похожий на первый. Это уже заставило нас разработать специальную программу исследований. Как выяснилось в процессе испытаний, Су-27 отличался определенной "нестабильностью" во входе в режимы штопора и выходе из них. Было установлено, что применение наиболее "сильных" аэродинамических методов вывода из штопора не всегда приводит к его прекращению. И в то же время в ряде ситуаций самолет сам выходил из штопора при нейтральном положении ручки и педалей. Это объяснялось особенностями вихревой аэродинамики Су-27 на различных углах атаки и скольжения.
Значительный вклад в "победу" над штопором внес известный специалист по штопору, заслуженный летчик-испытатель СССР, летчик-космонавт, Герой Советского Союза Игорь Петрович Волк. Он провел испытания на штопор и обнаружил, что Су-27 выходит из всех режимов штопора.
- Почему же все-таки при испытаниях моделей было сделано противоположное заключение?
Оказалось, что не компоновка самолета имела значение, а масштабность модели (число Рейнольдса Re, которое связывает между собой скорость полета, размер самолета и вязкость воздуха, для настоящих машин значительно больше, чем для моделей, тем более маленьких).
- Сверхманевренность приводит к уменьшению "видимости" самолета на радарах. Каким образом?
Сверхманевренность - это система приемов ближнего воздушного боя. В случае если летчик получает сигнал, что он находится в зоне облучения локатора противника, первое, что ему надо сделать, - уйти на вертикаль. Набирая высоту и теряя скорость, он уходит из зоны "видимости" радиолокаторов, работающих на эффекте Доплера. (Эффект Доплера - изменение частоты волны, наблюдаемое при движении источника волны, относительно их приемника. - Прим. ред. ) Но и противник не дурак: тоже может развернуться. Но наш самолет движется по вертикали (фигура "колокол"), при этом скорость его стремится к нулю. А все локаторы видят цель именно по изменению скорости (работают по доплеровскому принципу). Если измеряемая скорость упала до нуля или по крайней мере до такой малой величины, что радиолокаторы противника не могут вычислить доплеровской составляющей, - мы для противника пропали. Визуально он нас видит, а на радиолокационном спектре - нет. Это означает, что если у противника ракета с радиолокационной (полуактивной, активной) головкой наведения, он все равно ее не запустит, потому что ракета не сможет произвести захват цели.
- А известны ли еще какие-нибудь способы сделать самолет "невидимкой"?
Такие самолеты-"призраки" только начинают появляться. Наибольший эффект от новой технологии ожидается для всех самолетов так называемого пятого поколения. Первым самолетом, созданным по технологии "стелс" ("призрак"), стал истребитель-бомбардировщик F-111А. Правда, истребитель из него так и не получился. Самолет имел очень низкую заметность, но плохие летные свойства - эдакий "граненый утюг" (граненые формы понадобились, чтобы лучи радиолокатора отражались от поверхности и направлялись совсем в другую сторону).
Я читала, что в процессе создания нового истребителя возникла необходимость кардинального усовершенствования бортового радиоэлектронного оборудования. Насколько оно надежно в режимах сверхманевренности?
Вообще-то в мире считают, что "русская" электроника не заслуживает внимания. Я другого мнения. Мы заказываем нашим соразработчикам радиолокаторы именно такие, какие нам нужны. Если локатор, который стоит на F-15, весит 244 кг, то аналогичный наш - в несколько раз больше. Но нас это не очень огорчает. Мы хотим, чтобы локатор обеспечивал обнаружение цели на определенной дальности. И эту дальность задаем большую. То же самое можно сказать и об оптико-электронной системе обнаружения целей и прицеливания.
Когда американские стратегические разведчики (SR-71) стали летать к нам "из-за угла" (со стороны Норвегии. - Прим. ред. ) вдоль всего побережья к Новой Земле, на охрану северных рубежей были поставлены истребители Су-27 и Су-30. Когда в очередной раз SR-71 "вынырнул" - наши уже были в воздухе. Мы решили их перехитрить и дали команду не включать радиолокатор, а включить электронно-оптическую систему, которая "видит" в инфракрасном спектре и на большом расстоянии. Когда SR шел на большой высоте, а наши самолеты навстречу ему, мы его видели на большом удалении. Поскольку границ "американец" не нарушал, ничего с ним сделать было нельзя, зато мы держали его под прицелом.
Так что говорить, что наше радиоэлектронное оборудование хуже, нельзя. Оно именно такое, как мы заказывали, ориентируясь на машины вероятного противника. А сделать такой самолет, который сможет поднимать нашу электронику, - не проблема.
А правда, что для улучшения аэродинамических качеств в самолетах нового поколения применена новая конструкция крыла?
Для того чтобы уменьшить волновое сопротивление крыла самолета при движении со сверхзвуковыми скоростями, надо придать крылу стреловидность, то есть отклонить его относительно вектора скорости (поставить под углом). Если крыло ставить таким образом, что при "болтанке" (возмущении потоков) крыло при своей деформации закручивается на отрицательные углы, то подъемная сила падает, но это не опасно с точки зрения разрушения крыла. Если сделать обратную стреловидность, порыв воздуха отклоняет крыло вверх - сразу увеличивается подъемная сила. А если сила увеличивается - крыло отклоняется дальше, угол опять растет. Несмотря на опасность разрушения, самолеты с обратной стреловидностью крыла имеют очень хорошие аэродинамические характеристики.
У американцев был такой экспериментальный истребитель Х-29, почему-то они сочли его конструктивное решение невыгодным. Мы же считаем создание подобного самолета задачей технически разрешимой с помощью композиционных материалов. Металлическое крыло не может выдержать дивергенции - разрушения крыла от скручивания. У нас были случаи, когда во время продувки в аэродинамических трубах разрушались стальные крылья модели с обратной стреловидностью крыла. Сегодня мы можем создавать специальную композиционную конструкцию на основе углеволокна, эпоксидной смолы, из органических материалов с высоким модулем - в частности, из тех самых тканей, из которых изготавливают бронежилеты.
- Какие надежды вы возлагаете на истребители пятого поколения в плане сверхманевренности?
Большие. Если наши "конкуренты" делают самолеты пятого поколения, они нам тоже нужны. Можно сказать, тут действует некий закон сохранения равновесия. Недавно мы были на одной зарубежной выставке, и там командующий ВВС одной из стран сказал: "Нам нужен ваш самолет. У нас есть разные истребители, но мы хотим, чтобы рядом с ними стоял русский, да с такими характеристиками, чтобы противник боялся". А значит, не шел на конфликт. Это и есть цель создания нового истребителя, который обеспечивал бы политическое равновесие в мире.
Маневренностью самолета называется его способность изменять вектор скорости полета по величине и направлению.
Маневренные свойства реализуются летчиком при боевом маневрировании, которое состоит из отдельных законченных или незаконченных фигур пилотажа, непрерывно следующих друг за другом.
Маневренность является одним из важнейших качеств боевого самолета любого рода авиации. Она позволяет успешно вести воздушный бой, преодолевать ПВО противника, атаковать наземные цели, строить, перестраивать и распускать боевой порядок (строй) самолетов, выводить на объект в заданное время и т. д.
Особое и, можно сказать, решающее значение имеет маневренность для фронтового истребителя, ведущего воздушный бой с истербителем (истребителем-бомбардировщиком) противника. Действительно, заняв выгодное тактическое положение по отношению к противнику, можно его сбить одной-двумя ракетами или огнем даже из единственной пушки. Наоборот, если выгодное положение займет противник (например, «повиснет на хвосте»), то в такой ситуации не поможет любое количество ракет и пушек. Высокая маневренность позволяет также производить успешный выход из воздушного боя и отрыв от противника.
В самом общем случае маневренность самолета можно полностью охарактеризовать секундным векторным приращением скорости. Пусть в начальный момент времени величина и направление скорости самолета изображается вектором V1 (рис. 1), а через одну секунду - вектором V2; тогда V2=V1+ΔV, где ΔV - секундное векторное приращение скорости.
|
Рис. 1. Секундное векторное приращение скорости |
На рис. 2 изображена область возможных секундных векторных приращений скорости для некоторого самолета при его маневре в горизонтальной плоскости. Физический смысл графика состоит в том, что через одну секунду конца векторов ΔV и V2 могут оказаться только внутри области, ограниченной линией а-б-в-г-д-е. При располагаемой тяге двигателей Рр конец вектора ΔV может оказаться только на границе а-б-в-г, на которой можно отметить следующие возможные варианты маневрирования:
При нулевой тяге и выпущенных тормозных щитках конец вектора ΔV может оказаться через секунду только на границе д-е, например, в точках:
При промежуточной тяге конец вектора ΔV может оказаться в любой точке между границами а-б-в-г и д-е. Отрезок г-д соответствует разворотам при Сyдоп с различной тягой.
Непонимание того факта, что маневренность определяется секундным векторным приращением скорости, т. е. величиной ΔV, иногда приводит к неправильной оценке того или иного самолета. Например, перед войной 1941-1945 гг. некоторые летчики считали, что наш старый истребитель И-16 обладал более высокими маневренными свойствами, чем новые самолеты Як-1, МиГ-3 и ЛаГГ-3. Однако в маневренных воздушных боях Як-1 проявил себя лучше, чем И-16. В чем дело? Оказывается, И-16 мог быстро «поворачиваться», но его секундные приращения ΔV были гораздо меньше, чем у Як-1 (рис. 3); т. е. фактически Як-1 обладал более высокими маневренными свойствами, если вопрос не рассматривать узко, с точки зрения только одной «поворотливости». Аналогично можно показать, что, например, самолет МиГ-21 маневреннее самолета МиГ-17.
Области возможных приращений ΔV (рис. 2 и 3) хорошо иллюстрируют физический смысл понятия маневренности, т. е. дают качественную картину явления, но не позволяют производить количественный анализ, для которого привлекаются различного рода частные и обобщенные показатели маневренности.
Секундное векторное приращение скорости ΔV связано с перегрузками следующей зависимостью:
За счет земного ускорения g все самолеты получают одинаковое приращение скорости ΔV (9,8 м/с², вертикально вниз). Боковая перегрузка nz при маневрировании обычно не используется, поэтому маневренность самолета полностью характеризуется двумя перегрузками - nx и ny (перегрузка - векторная величина, но в дальнейшем знак вектора «->» будет опускаться).
Перегрузки nх и nу являются, таким образом, общими показателями маневренности .
С этими перегрузками связаны все частные показатели:
Нормальной перегрузкой ny называется отношение алгебраической суммы подъемной силы и вертикальной составляющей силы тяги (в поточной системе координат) к весу самолета:
Примечание 1. При движении по земле в создании нормальной перегрузки участвует и сила реакции земли.
Примечание 2. Самописцы САРПП регистрируют перегрузки в связанной системе координат, в которой
На самолетах обычной схемы величина Ру сравнительно мала и ею пренебрегают. Тогда нормальной перегрузкой будет отношение подъемной силы к весу самолета:
Располагаемой нормальной перегрузкой nyр называется наибольшая перегрузка, которую можно использовать в полете с соблюдением условий безопасности.
Если в последнюю формулу подставить располагаемый коэффициент подъемной силы Cyр, то полученная перегрузка и будет располагаемой.
nyр=Cyр*S*q/G (2)
В полете величина Cyр, как уже условились, может ограничиваться по сваливанию, тряске, подхвату (и тогда Cyр=Cyдоп) или по управляемости (и тогда Cyр=Cyf). Кроме того, величина nyр может ограничиваться по условиям прочности самолета, т. е. в любом случае nyр не может быть больше максимальной эксплуатационной перегрузки nyэ макс.
К названию перегрузки nyр иногда добавляют слово «кратковременная».
Используя формулу (2) и функцию Cyр(M) можно получить зависимость располагаемой перегрузки nyр от числа М и высоты полета, которая изображена графически на рис. 4 (пример). Заметим, что содержание рисунков 4,а и 4,6 совершенно одинаковое. Верхний график обычно используется для различных расчетов. Однако для летного состава удобнее график в координатах М-Н (нижний), на котором линии постоянных располагаемых перегрузок проведены прямо внутри диапазона высот и скоростей полета самолета. Проанализируем рис. 4,6.
Линия nyр=1, очевидно, является уже известной нам границей горизонтального полета. Линия nyр=7 является границей, правее и ниже которой может произойти превышение максимальной эксплуатационной перегрузки (в нашем примере nyэ макс=7).
Линии постоянных располагаемых перегрузок проходят таким образом, что nyp2/nyp1=p2/p1 т. е. между двумя любыми линиями разница в высоте такова, что отношение давлений равно отношению перегрузок.
Исходя из этого, располагаемую перегрузку можно найти, имея на диапазоне высот и скоростей только одну границу горизонтального полета.
Пусть, например, требуется определить nyр при М=1 и H=14 км (в точке А на рис. 4,6). Решение: находим высоту точки В (20 км) и давление на этой высоте (5760 Н/м2), а также давление на заданной высоте 14 км (14 750 Н/м2); искомая перегрузка в точке А будет nyр=14 750/5760 = 2,56.
Если известно, что график на рис. 4 построен для веса самолета G1 а нам требуется располагаемая перегрузка для веса G2, то пересчет производится по очевидной пропорции:
Вывод. Имея границу горизонтального полета (линию nyp1=1), построенную для веса G1, можно определить располагаемую перегрузку на любой высоте и скорости полета для любого веса G2, используя пропорцию
nyp2/nyp1=(p2/p1)*(G1/G2) (3)
Но в любом случае используемая в полете перегрузка не должна быть больше максимальной эксплуатационной. Строго говоря, для самолета, подверженного в полете большим деформациям, формула (3) не всегда справедлива. Однако к самолетам-истребителям это замечание обычно не относится. По величине nyp при самых энергичных неустановившихся маневрах можно определить такие частные характеристики маневренности самолета, как текущие радиусы rг и rв, текущие угловые скорости wг и wв.
Предельной по тяге нормальной перегрузкой nyпр называется такая наибольшая перегрузка, при которой лобовое сопротивление Q становится равным тяге Рр и при этом nx=0. К названию этой перегрузки иногда добавляют слово «длительная».
Вычисляется предельная по тяге перегрузка следующим образом:
Второй метод расчета применяется, когда поляры самолета есть квадратичные параболы и когда вместо этих поляр в описании самолета даются кривые Сх0(М) и А(М):
Индуктивное сопротивление пропорционально квадрату перегрузки, т. е. Qи=Qи¹*ny² (где Qи¹ - индуктивное сопротивление при nу=1). Поэтому, исходя из равенства Рр=Qo+Qи, можно записать выражение для предельной перегрузки и в таком виде:
Зависимость предельной перегрузки от числа М и высоты полета изображена графически на рис. 5.5 (пример взят из книги ).
Можно заметить, что линий nyпр=1 на рис. 5. является уже известной нам границей установившегося горизонтального полета.
В стратосфере температура воздуха постоянна и тяга пропорциональна атмосферному давлению, т. е. Рp2/Рp1=р2/p1 (здесь коэффициент тяги Ср=const), поэтому в соответствии с формулой (5.4) при заданном числе М в стратосфере имеет место пропорция:
Следовательно, предельную по тяге перегрузку на любой высоте более 11 км можно определить по давлению р1 на линии статических потолков, где nyпр1=1. Ниже 11 км пропорция (5.6) не соблюдается, так как тяга при уменьшении высоты полета растет медленнее, чем давление (вследствие увеличения температуры воздуха), и величина коэффициента тяги Ср падает. Поэтому для высот 0-11 км расчет предельных по тяге перегрузок приходится производить обычным порядком, т. е. с использованием высотно-скоростных характеристик двигателя.
По величине nyпр можно найти такие частные характеристики маневренности самолета, как радиус rг, угловую скорость wг, время tf установившегося виража, а также г, w и t любого маневра, выполняемого при постоянной энергии (прл Pр=Q).
Продольной перегрузкой nх называется отношение разности между силой тяги (считая Рх=Р) и лобовым сопротивлением к весу самолета
Примечание При движении по земле к сопротивлению следует добавить еще и силу трения колес.
Если в последнюю формулу подставить располагаемую тягу двигателей Рр, то получим так называемую располагаемую продольную перегрузку :
Рис. 5.5. Предельные по тяге перегрузки самолета F-4C «Фантом»; форсаж, масса 17,6 m
Расчет располагаемой продольной перегрузки при произвольном значении nу производим следующим образом:
Если поляра - квадратичная парабола, то можно воспользоваться выражением Q=Q0+Qи¹*ny², в результате чего формула (5.7) примет вид
Вспомним, что при ny=nyпр ямеет место равенство
Подставив это выражение в предыдущее и разервув получим окончательную формулу
Если нас интересует величина располагаемой продольной перегрузки для горизонтального полета, т. е. для ny=1, то формула (5.8) приобретает вид
На рис. 5.6 в качестве примера приведена зависимость nxр¹ от М и Н для самолета F-4C «Фантом». Можно заметить, что кривые nxр¹(M, Н) в другом масштабе примерно повторяют ход кривых nyпр(М, Н), а линия nxр¹=0 точно совпадает с линией nyпр=1. Это и понятно, так как обе эти перегрузки связаны с тяговооруженностью самолета.
По величине nxр¹ можно определить такие частные характеристики маневренности самолета, как ускорение при горизонтальном разгоне jx, вертикальную скорость установившегося подъема Vy, скорость набора энергетической высоты Vyэ в неустановившемся прямолинейном подъеме (снижении) с изменением скорости.
Рис 5 6 Располагаемые продольные перегрузки в горизонтальном полете самолета F-4C «Фантом»; форсаж, масса 17,6 т
8. Все рассмотренные характерные перегрузки (пУ9, пупр, Я*Р> ^лгр1) часто изображаются в виде графика, приведенного на рис. 5.7. Он называется графиком обобщенных характеристик маневренности самолета. По рис. 5.7 для заданной высоты Hi при любом числе М можно найти пур (на линии Сур или п^макс). %Пр (на горизонтальной оси, т. е. при пхр = 0), Лхр1 (при пу=) и пХ9 (при любой перегрузке пу). Обобщенные характеристики наиболее удобны для различного рода расчетов, так как с них можно непосредственно снять любую величину, но они не наглядны ввиду многочисленности этих графиков и кривых на них (для каждой высоты нужно иметь отдельный график, подобный изображенному на рис. 5.7). Рис 5 7 Обобщенные характеристики маневренности самолета на высоте Hi (пример) Чтобы составить полное и наглядное представление о маневренности самолета, достаточно иметь три графиками р (М, Н) -как на рис. 5.4,6; пупр (М, Н) -как на рис. 5.5,6; пх р1 (М, Н) - как на рис. 5 6,6.
Как это видно из формул (5.2) и (5.4), располагаемая нормальная перегрузка пур и предельная по тяге нормальная перегрузка nyпр изменяются обратно пропорционально весу самолета (при постоянных М и Н).
Если задана перегрузка ny, то при увеличении веса самолета продольная располагаемая перегрузка nxр уменьшается в соответствии с формулой (5.7), но простой обратной пропорциональности здесь не наблюдается, так как при увеличении G возрастает и лобовое сопротивление Q.
На перечисленные перегрузки внешние подвески могут влиять, во-первых, через свой вес и, во-вторых, через дополнительное увеличение безындуктивной части лобового сопротивления самолета.
На располагаемую нормальную перегрузку nyр сопротивление подвесок не влияет, так как эта перегрузка зависит только от величины располагаемой подъемной силы крыла.
Предельная по тяге перегрузка nyпр, как это видно из формулы (5.4), уменьшается, если увеличивается Схо. Чем больше тяга и больше разность Ср - Схо, тем меньше влияние сопротивления подвесок на предельную перегрузку.
Располагаемая продольная перегрузка лхр при возрастании Схо также уменьшается. Влияние Схо на nxр становится относительно больше при увеличении на маневре перегрузки nу.
Для определенности рассуждений будем рассматривать увеличение температуры на 1 % при стандартном давлении р; плотность воздуха р при этом будет на 1 % меньше стандартной. Откуда:
Очень сильно влияет на предельную по тяге нормальную перегрузку nyпр, и располагаемую продольную перегрузку nхр. Даже на скоростях и высотах, где Рр >> Qг, увеличение тяги, например, в 2 раза приводит к увеличению nупр примерно в sqrt(2) раз и к увеличению nхр¹ (при nу = 1) примерно в 2 раза.
На скоростях и высотах, где разность Рр - Qг мала (например, вблизи статического потолка), изменение тяги приводит к еще более ощутимому изменению и nупр и nхр¹.
Что касается располагаемой (по Сyр) нормальной перегрузки nyр, то величина тяги на нее почти не влияет (считая Рy=0). Но следует учитывать, что при большей тяге самолет на маневре теряет энергию медленее и, следовательно, более длительное время может находиться на повышенных скоростях, на которых располагаемая перегрузка nyр имеет наибольшую величину.
Основные понятия
Устойчивость и управляемость относятся к числу особенно важных физических свойств самолета. От них в значительной мере зависят безопасность полетов, простота и точность пилотирования и полная реализация летчиком технических возможностей самолета.
При изучении устойчивости и управляемости самолета его представляют как тело, движущееся поступательно под действием внешних сил и вращающееся под действием моментов этих сил.
Для установившегося полёта необходимо, чтобы силы и моменты были взаимно уравновешены.
Если по каким-то причинам это равновесие нарушается, то центр масс самолёта станет совершать неравномерное движение по криволинейной траектории, а сам самолёт начнёт вращаться.
Осями вращения самолёта принято считать оси связанной системы координат с началом координат
в центре масс самолета. Ось ОХ располагается в плоскости симметрии самолета и направлена по его продольной оси. Ось ОУ перпендикулярна оси ОХ, а ось ОZ перпендикулярна плоскости ХОУ и направлена
в сторону правого полукрыла.
Моменты, вращающие самолет вокруг этих осей, имеют следующие названия:
М х – момент крена или поперечный момент;
М Y – момент рысканья или путевой момент;
М z – момент тангажа или продольный момент.
Момент М z , увеличивающий угол атаки, называется кабрирующим, а момент М z , вызывающий уменьшение угла атаки, - пикирующим.
Рис. 6.1. Моменты, действующие на самолет
Для определения положительного направления моментов используется следующее правило:
если из начала координат направить взгляд вдоль положительного направления соответствующей оси, то вращение по часовой стрелке будет положительным.
Таким образом,
· момент М z положителен в случае кабрирования,
· момент М х положителен в случае крена на правое полукрыло,
· момент М Y положителен при развороте самолета влево.
Положительному отклонению руля соответствует отрицательный момент и наоборот. Следовательно, за положительное отклонение рулей следует считать:
· руль высоты – вниз,
· руль поворота – вправо,
· правый элерон – вниз.
Положение самолета в пространстве определяется тремя углами – тангажа, крена и рысканья.
Углом крена называется угол между линией горизонта и осью ОZ,
углом скольжения – угол между вектором скорости и плоскостью симметрии самолета,
углом тангажа – угол между хордой крыла или осью фюзеляжа и линией горизонта.
Угол крена положителен, если самолет находится в правом крене.
Угол скольжения положителен при скольжении на правое полукрыло.
Угол тангажа считается положительным, если нос самолета поднят над горизонтом.
Равновесием называется такое состояние самолёта, при котором все силы и моменты, действующие на него, взаимно уравновешены и самолёт совершает равномерное прямолинейное движение.
Из механики известны 3 вида равновесия:
a) устойчивое б) безразличное в) неустойчивое;
Рис. 6.2. Виды равновесия тела
В таких же видах равновесия может находиться
и самолёт.
Продольное равновесие - это состояние, при котором самолёт не имеет стремления к изменению угла атаки.
Путевое равновесие - самолёт не имеет стремления к изменению направления полёта.
Поперечное равновесие - самолёт не имеет стремления к изменению угла крена.
Равновесие самолёта может быть нарушено из-за:
1) нарушения режимов работы двигателя или их отказа в полёте;
2) обледенения самолёта;
3) полёта в неспокойном воздухе;
4) несинхронного отклонения механизации;
5) разрушения частей самолёта;
6) срывного обтекания крыла, оперения.
Обеспечение определённого положения летящего самолёта по отношению к траектории движения или по отношению к земным предметам называется балансировкой самолёта.
В полёте балансировка самолёта достигается отклонением органов управления.
Устойчивостью самолёта называется его способность самостоятельно без вмешательства лётчика восстанавливать случайно нарушенное равновесие.
По словам Н.Е.Жуковского устойчивость - это прочность движения.
Для практики летной эксплуатации балансировка
и устойчивость самолёта не равноценны. На самолёте, на котором не обеспечена балансировка, летать нельзя, тогда как на неустойчивом самолёте полёт возможен.
Оценка устойчивости движения самолета производится с помощью показателей статической и динамической устойчивости.
Под статической устойчивостью
понимается его тенденция к восстановлению исходного равновесного состояния после случайного нарушения равновесия. Если при нарушении равновесия возникают силы
и моменты, стремящиеся восстановить равновесие, то самолет статически устойчив.
При определении динамической устойчивости оценивается уже не начальная тенденция к устранению возмущения, а характер протекания возмущенного движения самолета. Для обеспечения динамической устойчивости возмущенное движение самолета должно быть быстро затухающим.
Таким образом, самолет устойчив при наличии:
· статической устойчивости;
· хороших демпфирующих свойств самолета, способствующих интенсивному затуханию его колебаний в возмущенном движении.
К количественным показателям статической устойчивости самолета относятся степень продольной, путевой и поперечной статической устойчивости.
К характеристикам динамической устойчивости относятся показатели качества процесса уменьшения (затухания) возмущений: время затухания отклонений, максимальные значения отклонений, характер движения в процессе уменьшения отклонений.
Под управляемостью самолёта понимается его способность исполнять по воле лётчика любой маневр, предусмотренный техническими условиями для данного типа самолёта.
От управляемости самолета в значительной мере зависит и его маневренность.
Маневренностью самолета называют его способность изменять за определенный промежуток времени скорость, высоту и направление полета.
Управляемость самолета тесно связана с его устойчивостью. Управляемость при хорошей устойчивости обеспечивает летчику простоту управления, а в случае необходимости позволяет быстро исправить случайную ошибку, допущенную в процессе управления,
а также легко возвратить самолет к заданным условиям балансировки при воздействии на него внешних возмущений.
Устойчивость и управляемость самолета должны находиться в определенном соотношении.
Если самолет обладает большой устойчивостью,
то усилия при управлении самолетом чрезмерно велики и пилот при маневрировании будет быстро
утомляться. О таком самолете говорят, что он тяжел в управлении.
Излишне легкое управление также недопустимо, так как затрудняет точное дозирование отклонений рычагов управления и может вызвать раскачку самолета.
Балансировка, устойчивость и управляемость самолёта разделяется на продольную и боковую.
Боковая устойчивость и управляемость подразделяются на поперечную и путевую (флюгерную).
Продольная устойчивость
Продольной устойчивостью называется способность самолёта без вмешательства пилота восстанавливать нарушенное продольное равновесие (устойчивость относительно ОZ)
Продольная устойчивость обеспечивается:
1) соответствующими размерами горизонтального оперения г.о., площадь которого зависит от площади крыла;
2) плечом горизонтального оперения L г.о, т.е. расстоянием от центра масс самолёта до центра давления г.о.
3) Центровкой , т.е. расстоянием от носка средней аэродинамической хорды (САХ) до центра масс самолёта, выраженным в процентах от величины САХ:
Рис. 6.3. Определение средней аэродинамической хорды
САХ (b a ) - хорда некоторого условного прямоугольного крыла, которое при такой же, как у реального крыла, площади имеет такие же коэффициенты аэродинамических сил и моментов.
Величину и положение САХ чаще всего находят графически.
Положение центра масс самолёта, а значит, его центровки зависит от:
1) загрузки самолёта и изменения этой нагрузки в полёте;
2) размещения пассажиров и выработки топлива.
При уменьшении центровки увеличивается устойчивость, но уменьшается управляемость.
При увеличении центровки уменьшается устойчивость, но увеличивается управляемость.
Поэтому передний предел центровок устанавливается из условия получения безопасной посадочной скорости и достаточной управляемости, а задний предел - из условия обеспечения достаточной устойчивости.
Обеспечение продольной устойчивости по углу атаки
Нарушение продольного равновесия выражается
в изменении угла атаки и скорости полета, причем угол атаки изменяется значительно быстрее, чем скорость. Поэтому в первый момент после нарушения равновесия проявляется устойчивость самолета по углу атаки (по перегрузке).
При нарушении продольного равновесия самолета угол атаки изменяется на величину и вызывает изменение подъемной силы на величину , которая складывается из приращений подъемной силы крыла и горизонтального оперения:
Крыло и самолёт в целом обладают важным свойством, заключающимся в том, что при изменении угла атаки происходит такое перераспределение аэродинамической нагрузки, что равнодействующая его прироста проходит через одну и ту же точку F, удалённую от носка САХ на расстояние Х f .
Рис.6.4. Обеспечение продольной устойчивости самолета
Точка приложения приращения подъемной силы , вызванного изменением угла атаки при неизменной скорости, называется фокусом .
Степень продольной статической устойчивости
самолета определяется взаимным расположением центра масс и фокуса самолета.
Положение фокуса при безотрывном обтекании не зависит от угла атаки.
Положение центра масс, т.е. центровка самолета, определяется в процессе проектирования компоновкой самолета, а при эксплуатации – заправкой или выработкой топлива, загрузкой и т.п. Меняя центровку самолета, можно изменять степень его продольной статической устойчивости. Существует определенный диапазон центровок, в пределах которого можно размещать центр масс самолета.
Если грузы на самолете разместить так, чтобы центр масс самолета совпадал с его фокусом, самолет будет безразличен к нарушению равновесия. Центровка в этом случае называется нейтральной .
Смещение центра масс относительно нейтральной центровки вперед обеспечивает самолету продольную статическую устойчивость, а смещение ц.м. назад делает его статически неустойчивым.
Таким образом, для обеспечения продольной устойчивости самолета его центр масс должен находиться впереди фокуса.
В этом случае при случайном изменении угла атаки появляется стабилизирующий момент 
a, возвращающий самолет на заданный угол атаки (рис.6.4).
Для смещения фокуса за центр масс и применяют горизонтальное оперение.
Расстояние между центром масс и фокусом, выраженное в долях САХ, называется запасом устойчивости по перегрузке или запасом центровки :
Существует минимально-допустимый запас устойчивости, который должен быть равен не менее 3% САХ.
Положение ц.м., при котором обеспечивается минимально-допустимый запас центровки, называется предельно задней центровкой
. При такой центровке самолет еще обладает устойчивостью, обеспечивающей безопасность полета. Разумеется, что задняя
эксплуатационная центровка должна быть меньше предельно допустимой.
Допустимое смещение ц.м. самолета вперед определяется по условиям балансировки самолета.
Наихудшим в смысле балансировки является режим захода на посадку при малых скоростях, предельно допустимых углах атаки и выпущенной механизации.
Поэтому предельно передняя центровка
определяется из условия обеспечения балансировки самолета на посадочном режиме.
Для неманевренных самолетов величина запаса центровки должна составлять 10–12% САХ.
При переходе с дозвуковых режимов на сверхзвуковые фокус самолета смещается назад, запас центровки увеличивается в несколько раз и продольная статическая устойчивость резко возрастает.
Балансировочные кривые
Величина продольного момента М z , возникающего при нарушении продольного равновесия, зависит от изменения угла атаки Δα. Эта зависимость называется балансировочной кривой .
| Мz |
Рис. 6.5. Балансировочные кривые:
а) устойчивый самолет, б) безразличный самолет,
в) неустойчивый самолет
Угол атаки, при котором M z = 0, называется балансировочным углом атаки α .
На балансировочном угле атаки самолёт находится в состоянии продольного равновесия.
На углах 
устойчивый самолет создает стабилизирующий момент - (момент пикирования), неустойчивый – дестабилизирующий + , безразличный самолет не создает , т.е. имеет множество балансировочных углов атаки.
Путевая устойчивость самолета
Путевая (флюгерная) устойчивость – это способность самолета без вмешательства пилота устранять скольжение, т. е. устанавливаться «против потока», сохраняя заданное направление движения.
Рис. 6.6. Путевая устойчивость самолета
Обеспечивается путевая устойчивость соответствующими размерами вертикального оперения S в.о.
и плечом вертикального оперения L в.о, т.е. расстоянием от центра давления в.о. до центра масс самолета.
Под действием М возм самолет вращается вокруг оси OY, но его ц.м. по инерции сохраняет еще направление движения и самолет обтекается потоком под
углом скольжения β. В результате несимметричного обтекания возникает боковая сила Z, приложенная
в боковом фокусе. Самолет под действием силы Z стремится развернуться подобно флюгеру в сторону крыла, на которое он скользит.
В.о. смещает боковой фокус за ц.м. самолета. Этим обеспечивается создание стабилизирующего путевого момента ΔM Y =Zb.
Степень путевой статической устойчивости определяется величиной производной коэффициента момента рысканья по углу скольжения m .
Физически m определяет величину прироста коэффициента момента рысканья, если угол скольжения изменяется на 1 .
У самолета, обладающего путевой устойчивостью он отрицателен. Таким образом, при скольжении на правое крыло (положительное ), появляется путевой момент, вращающий самолет вправо, т.е. коэффициент m отрицательный.
Изменение угла атаки, выпуск механизации незначительно влияют на путевую устойчивость. В диапазоне чисел М от 0,2 до 0,9 степень путевой устойчивости практически не меняется.
