Сверхзвуковые самолеты

Цихош Эдмунд

Приведенные данные показывают, что проблема управления самолетами разрешалась разными способами в зависимости от принятой общей концепции самолета, развития аэродинамики и имеющегося опыта. В то же время возможности использования различных методов в целях получения требуемой устойчивости весьма ограничены. Помимо соответствующего взаимного расположения несущих поверхностей различной формы и площади, улучшения продольной устойчивости можно добиться только путем регулирования положения центра тяжести самолета посредством перекачки топлива из передней части фюзеляжа к хвостовой (либо наоборот), а улучшения устойчивости по курсу- посредством применения подфюзеляжных килей и аэродинамических направляющих.

Топливная система, позволяющая изменять балансировку самолета в полете, использована в 4 самолетах, а подфюзе- ляжные кили-в 26 (в том числе: в 15-одиночные, в 10-сдвоенные и в 1-строенные).

Проблема малой маневренности первых сверхзвуковых самолетов как следствия

недостаточной эффективности продольного управления с помощью руля высоты была разрешена путем использования цельнопо- воротного горизонтального оперения (управляемого стабилизатора). Такое оперение выполняется в виде моноблочной конструкции, поворачиваемой относительно поперечной оси и выполняющей функции как руля, так и стабилизатора. Оно не теряет эффективности при сверхзвуковом обтекании, поскольку не подвержено аэродинамической блокировке. Конструкция существенно упрощается в связи с возможностью избежать разделения горизонтального оперения на неподвижную и поворотную части, исключить шарнирные соединения и элементы управления рулем, весовую балансировку руля и т.п. Цельноповоротное оперение позволяет применять весьма тонкий профиль, что также положительно влияет на аэродинамические характеристики.

Достоинства цельноповоротного горизонтального оперения имеют двоякий характер. Во-первых, оперение этого типа значительно более эффективно в диапазоне около- и сверхзвуковых скоростей, что позволяет расширить возможности использования несущих свойств крыла для увеличения грузоподъемности. Во-вторых, более высокая эффективность цельноповоротного оперения позволяет создавать в полетах со сверхкритическими скоростями большие перегрузки, что существенно увеличивает маневренность самолетов с таким оперением в сравнении с самолетами, имеющими обычный руль высоты. Часто поворотный стабилизатор выполняется в виде двух плоскостей (левой и правой), что дает возможность как согласованного, так и дифференциального их отклонения. Эффективность такого оперения может быть дополнительно повышена применением закрылков со сдувом пограничного слоя (TSR.2) или созданием уступа передней кромки (F-15).

Упомянутое выше явление скоса потока вблизи горизонтального оперения, расположенного за крылом, может при их неблагоприятном взаимном расположении привести к отрицательным последствиям как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых скоростях. В последнем случае наибольшее изменение скоса потока происходит на фронте косых скачков у задней кромки крыла. При полете на больших высотах ввиду значительных углов атаки этот фронт в районе оперения находится высоко над продольной осью самолета. В связи с этим при среднем или верхнем расположении горизонтального оперения (как это сделано на многих околозвуковых самолетах, с тем чтобы вынести оперение из области возмущений, индуцированных крылом) на сверхзвуковом режиме полета оперение может оказаться в зоне наибольшего скоса потока. Это, очевидно, может стать причиной возникновения неустойчивости, поэтому на большинстве сверхзвуковых самолетов классической схемы горизонтальное оперение размещено в нижней части фюзеляжа. В таком случае горизонтальное оперение находится вне области возмущений, а скос потока за крылом при сверхзвуковых скоростях бывает наименьшим.

Исключение составляют самолеты с очень короткими хвостовыми частями фюзеляжа (SR.53 и «Жерфо»), а также самолеты с прямыми крыльями малого удлинения (F-104 и Т. 188), в которых применено Т-образное хвостовое оперение. Поскольку расположение оперения влияет также и на возникновение вибраций типа бафтинга, то оно для каждого конкретного случая определяется путем исследований моделей в аэродинамической трубе и испытаний самолета в полете.

Как уже упоминалось, при переходе от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой происходит увеличение момента на пикирование, для компенсации которого в самолете классической схемы при передней центровке необходимо создание на горизонтальном оперении направленной вниз силы, увеличивающей момент балансировки. Однако это приводит к уменьшению аэродинамического качества и в конечном счете к сокращению на 10-20% радиуса действия самолета. Обеспечение устойчивости самолета такой ценой, естественно, неприемлемо.

Помимо описанных выше способов изменения положения (перемещения вперед) центра давления самолета путем размещения в передней части фюзеляжа дестабилизирующих плоскостей (т.е. путем использования схемы, близкой к схеме «утка»), а также с помощью крыла оживальной формы (эта проблема освещена в главе, посвященной пассажирским самолетам), практическое применение нашел также метод изменения положения центра тяжести самолета в полете посредством перекачки топлива. Для реализации этого метода потребовалось разработать специальные автоматические устройства, определяющие и изменяющие положение ц. т. самолета при изменении его ц.д., а также использовать топливные насосы большой производительности, трубопроводы и балансировочные баки в передней и хвостовой частях фюзеляжа. Этот метод обеспечения почти постоянного запаса статической продольной устойчивости при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета

нашел применение в самолетах среднего радиуса действия. Исследования влияния величины аэродинамического качества на увеличение радиуса действия подтвердили целесообразность применения такой системы, несмотря на соответствующее усложнение и утяжеление конструкции. Перекачка топлива применяется как в боевых (В-58 и «Мираж» IVА), так и в пассажирских (Ту-144 и «Конкорд») самолетах. Особые трудности вызывает при этом необходимость обеспечения соответствующей поперечной устойчивости и управляемости при сверхзвуковых скоростях полета и больших углах атаки, поскольку при перекачке топлива происходят изменения аэродинамических, инерционных и жесткостных характеристик самолета. В полете с около- и сверхкритическими скоростями может произойти аэродинамическая блокировка элеронов, поэтому поперечное управление самолетом при таких скоростях обычно затруднено. Уменьшение относительной толщины профиля крыла и оперения, рекомендованное вначале для уменьшения волнового сопротивления, оказалось полезным также и для улучшения управляемости, однако проблема этим путем решается лишь частично.

Рис. 1.31. «Игл» F-15 с управляемым дифференциальным стабилизатором, имеющим геометрический уступ передней кромки.

Рис. 1.32. Элементы аэродинамической системы управления самолета «Виджилент» А-5. 1 -носовые щитки с устройствами сдува пограничного слоя с носка крыла; 2-закрылки со сдувом пограничного слоя; 3-цельноповоротный киль; 4 -управляемый дифференциальный стабилизатор; 5-трехсек- ционные интерцепторы.

Дополнительные нарушения работы элеронов (помимо влияния сжимаемости воздуха) вызывает стреловидность передней кромки крыла. Отрыв пограничного слоя в средней и концевой частях стреловидного крыла приводит к снижению эффективности находящегося там элерона, в связи с чем нередко последние располагают вблизи фюзеляжа. Прифюзеляжными элеронами оснащены, в частности, самолеты F-100 и F-8. Дополнительное достоинство таких элеронов-меньшая подверженность явлению реверса, а недостаток-уменьшение плеча действия силы, т. е. управляющего момента. Для компенсации уменьшения плеча таких элеронов приходится увеличивать их площадь.

В самолетах do стреловидным крылом элероны дополняются либо зачастую заменяются интерцепторами, размещаемыми на верхней поверхности крыла перед элеронами или вблизи задней кромки. Выдвижение интерцептора нарушает обтекание крыла, вызывая уменьшение подъемной силы и увеличение сопротивления. В результате самолет накреняется в сторону того крыла, на котором выдвинут интерцептор.

Как уже упоминалось, интерцепторами оснащено 16 самолетов, причем только в двух из них (YF-107A и Т-2) для поперечного управления оказалось достаточно одних лишь интерцепторов. Поскольку для интерцепторов характерно некоторое запаздывание действия, в других самолетах используется их комбинация с дифференциальным управляемым стабилизатором или с элеронами. Первая комбинация реализована только в двух самолетах постоянной геометрии (А-5 и «Ягуар»); чаще всего применяется она в самолетах изменяемой геометрии, которые обычно не имеют элеронов, так как весь размах крыла отводится под механизацию для повышения эффективности крыла при малых углах стреловидности. В этом случае (обычно при малой или умеренной стреловидности крыла) интерцепторы работают совместно с дифференциальным управляемым стабилизатором, выполняющим функции как руля высоты, так и элеронов. В самолетах же постоянной геометрии интерцепторы обычно используются при больших скоростях полета, а элероны в это время блокируются в нейтральном положении.

Интересным примером такого взаимодействия могут служить интерцепторы в самолете МиГ-19, размещенные на нижней поверхности крыла. Они выполнены в виде уголковой конструкции, подвешенной на двух кронштейнах и выдвигаемой из крыла. Интерцептор выдвигается на толщину пограничного слоя только на той консоли, где элерон отклоняется книзу. Это вызывает торможение потока и увеличение подъемной силы, повышая тем самым эффективность управления.

Эффективность действия элеронов на треугольном крыле достаточно высока. Благодаря большому углу стреловидности, малому удлинению и тонкому профилю волновой кризис возникает здесь при больших скоростях и проявляется в смягченной форме, из-за чего самолету почти не угрожает аэродинамическая блокировка элеронов. Кроме того, малое удлинение предотвращает срыв потока на концах крыла при больших углах атаки. Перемещение центра давления для треугольного крыла при переходе через скорость звука относительно мало. Это положительно влияет на устойчивость, и поэтому в таких самолетах часто обходятся без горизонтального оперения, монтируя руль высоты на задней кромке крыла (схема «бесхвостка»).