Сверхзвуковые самолеты

Цихош Эдмунд

Поскольку задняя кромка в треугольном крыле обычно весьма коротка, то чаще всего функции элерона и руля высоты объединяются в одной управляющей плоскости, называемой элевоном. Таким образом, элевон служит как для продольного, так и для поперечного управления. При движении ручки управления вперед или назад оба элевона отклоняются соответственно вниз или вверх, действуя, таким образом, как руль высоты. Движение ручки управления в стороны вызывает дифференциальные отклонения, т. е. левый элевон отклоняется вверх, а правый-вниз, либо наоборот, т. е. элевоны работают как обычные элероны. Аналогичным образом работают также зависающие элероны (закрылки-элероны, флапероны), используемые как для поперечного управления, так и для улучшения несущих характеристик самолета, улучшения маневренности и уменьшения скорости взлета и посадки. Поперечное управление с помощью зависающих

элеронов и интерцепторов используется на самолете F-16. Поперечное управление может осуществляться также посредством одного управляемого дифференциального стабилизатора («Тридан» II, Х-15A, TSR.2).

Следует отметить, что на многих современных самолетах со стреловидными или треугольными крыльями поперечная управляемость улучшается в результате установки крыла с отрицательным углом поперечного У. Однако существенного улучшения динамических характеристик сверхзвуковых самолетов при поперечном маневре получить посредством значительного увеличения отрицательного угла поперечного V не удается, так как это приводит либо к поперечной неустойчивости при больших скоростях полета, либо к возможности повреждения концов крыла о землю при взлете или посадке. С учетом этого в самолете TSR.2 применен отгиб концов крыла книзу (что позволяет схема высоко- плана с треугольным крылом малого размаха), а в самолете F-4-кверху. Поскольку в последнем случае устойчивость самолета оказалась слишком большой, горизонтальное оперение установлено с большим отрицательным углом поперечного V. При этом расстояние от концов крыла (или оперения) до земли оказывается вполне достаточным. Благодаря такому подходу (при одновременном использовании закрылков со сдувом пограничного слоя) для самолета F-4 оказались возможными взлет и посадка с большими углами атаки.

Рис. 1.33. Элементы аэродинамической системы управления самолета Х-15.

1 -управляемый дифференциальный стабилизатор; 2-поворотная часть киля; 3-отъемная нижняя часть подфюзеляжного киля; 4-тормозные щитки; 5-закрылки; 6-реактивные сопла поперечного управления; 7-реактивные сопла продольного управления; 8-реактивные сопла управления рысканием; 9-баллон сжатого воздуха; /0- рьгчаг подсистемы реактивного управления.

Ввиду необходимости применения вертикального оперения с тонкими профилями и большими углами стреловидности, а также из-за его аэродинамического затенения длинным фюзеляжем и крылом малого удлинения путевая устойчивость самолета существенно снижается при малых скоростях полета. Уменьшается она также и при больших сверхзвуковых скоростях по причине снижения эффективности вертикального оперения (из-за изменения распределения давления на профиле), а также вследствие дополнительного затенения, возникающего при полетах на больших высотах, выполняемых с большими углами атаки.

Устранение этих недостатков возможно посредством увеличения либо поверхности оперения, либо расстояния между центром давления вертикального оперения и центром тяжести самолета. Поскольку это ведет к увеличению массы конструкции и сопротивления трения, для повышения путевой устойчивости часто используют дополнительное вертикальное оперение под фюзеляжем (где оно находится в невозмущенном потоке). Такой подфюзеляжный киль установлен на экспериментальном ракетном самолете Х-15 (в обычных самолетах такой подфюзеляжный киль не отвечает требованиям эксплуатации-его надо убирать перед приземлением, а взлет возможен только при малых углах атаки). Поэтому для повышения устойчивости на серийных сверхзвуковых самолетах применяется либо двухкилевое оперение (например, в Е-266, SR-71, ХВ-70А), либо одноки- левое с подфюзеляжными небольшими (по высоте) килями или аэродинамическими направляющими. Эти поверхности имеют форму и размеры, не затрудняющие взлет и посадку. Они ограничивают поперечное перетекание потока на фюзеляже при полете со скольжением, благодаря чему в создание демпфирующего поперечного момента включается значительно большая поверхность хвостовой части фюзеляжа.

Такой способ увеличения путевой устойчивости наиболее рационален, поэтому он и нашел исключительно широкое применение; распространены одинарные, сдвоенные и даже строенные направляющие и кили (YF-12A), главным образом стационарной конструкции, и только в четырех случаях использованы подвижные

конструкции. Одинарные кили последнего типа выполняются либо складывающимися в стороны (F-11), либо втягиваемыми в фюзеляж (YF-12A) на время взлета и посадки для увеличения угла атаки при низком шасси. Сдвоенные подвижные направляющие отклоняются в стороны (F8U-3) так, чтобы обеспечивалось их положение, близкое к вертикальному в сверхзвуковом полете и близкое к горизонтальному после выпускания закрылков.

Рис. 1.34. «Фантом» II F-4.

Другой способ увеличения путевой устойчивости состоит в использовании управляемого стабилизатора с отрицательным поперечным V. В этом случае стабилизатор выполняет двоякую роль: собственно горизонтального оперения, обеспечивающего необходимую продольную устойчивость и управляемость, и аэродинамических направляющих, увеличивающих путевую устойчивость. Оперение такого типа применено, к примеру, на самолете «Тридан» II (угол поперечного V – 20°), а также на «Фантоме» II F-4 (-23°). Подобную же роль выполняют подвижные (опускаемые) либо отогнутые книзу концы крыла. В самолете ХВ-70 использован первый способ, а в TSR.2-второй.

Значительное повышение эффективности вертикального оперения, а значит, и путевой устойчивости самолета (особенно при околозвуковых скоростях) достигается в случае использования Т-образного хвостового оперения, т. е. горизонтального оперения на верхнем конце киля. Такая компоновка вследствие недостаточной жесткости склонна к бафтингу, тем не менее она применяется в самолетах F-104, Т. 188 и SR-53 ввиду эффективности как вертикального, так и горизонтального оперения.

Из вышесказанного следует, что при переходе на сверхзвуковые скорости полета значительно снизилась эффективность управляющих поверхностей. Это особенно сказалось на поперечной и путевой управляемости в связи с дополнительным неблагоприятным влиянием деформации крыла и вертикального оперения. Ввиду этого, помимо более жесткой конструкции, необходимы дополнительные средства, повышающие эффективность управляющих поверхностей. Так, в некоторых самолетах используются турбулизаторы на руле направления (Х-2, F-102A, F-100), дефлекторы (F-102A, В-58, F-5A) либо закругленная задняя кромка крыла (главным образом в самолетах без горизонтального оперения-F-106A, «Дракен» и CF-105). Выше упоминалось, что снижение эффективности руля высоты и увеличение статической продольной устойчивости при сверхзвуковых скоростях потребовали перехода на продольное управление с помощью управляемого стабилизатора. В управлении курсом самолета вертикальное оперение такого типа используется редко и встречается как в однокилевом («Тридан» II, YF-107A, А-5 и TSR.2), так и в двухкилевом (SR-71A и ХВ-70 А) варианте.

Система активного управления

Проблемы, описанные в предыдущем разделе, касались системы управления, которую с сегодняшних позиций можно назвать пассивной. Поскольку других систем управления на предыдущем этапе развития авиации не было, то не было и нужды в определении такого подхода как пассивного метода управления.

При использовании систем пассивного управления пилот (или автопилот в соответствии с заданной программой) воздействует на управляющие поверхности, которые в обычном положении не выступают за контур неподвижных элементов планера. Составной частью такой системы является механизм управления, связывающий исполнительные плоскости с соответствующими рычагами в кабине экипажа при помощи тросов (гибкая проводка управления), тонкостенных труб, изготовленных обычно из алюминиевых сплавов (жесткая проводка), либо тросов и труб (смешанная проводка).

Рис. 1.35. Элементы системы активного управления самолета F-16.

I – вычислитель полетных параметров; 2-командная ручка управления самолетом, размещенная на подлокотнике кресла пилота; 3 – акселерометры; 4 -зависающий элерон; 5-гидропривод зависающего элерона; 6-руль направления; 7-гидропривод руля направления; 8 – управляемый дифференциальный стабилизатор; 9-гироскопы в каналах крена, рыскания и тангажа; 10 -электрическая подсистема управления; II -центральная ЭВМ.