Взгляд из 1982 года на американские перспективные истребители

Интересная винтажная статья, которая, думаю, заинтересует коллег.

Истребители: технологии завтрашнего дня

Содержание:

Раз в несколько лет появляется технология, которая производит переворот в искусстве проектирования самолетов. Нигде это не проявляется более очевидно, чем в создании истребителей. В конце концов, при проектировании истребителя требуется большая научно-исследовательская база, чем в любой другой области авиации. В течение 1980-х годов эти технологии будут определены, усовершенствованы, испытаны и наконец, будут построены самолеты, которые будут введены в эксплуатацию в 1990-х годах. Для истребителя завтрашнего дня в качестве ключевых были определены несколько критически важных достижений. В этом выпуске журнала «Flight» будет рассказано о постоянно меняющейся «алхимии» конструкции самолета.

Активные элементы управления

Основными элементами активной системы управления являются: датчики измерения контрольных входов, датчики движения для определения реакции самолёта на управляющее действия, высокоскоростные компьютеры и рулевые машинки. Связь между этими компонентами осуществляется посредством электрических импульсов в случае электродистанционной системы управления или по волоконно-оптическим путям в случае электрооптической системы управления.

Компьютер сравнивает отклик самолёта с запросом пилота и отклоняет поверхности управления, удаляя рассогласование. Невостребованные движения парируются автоматически. Отклики самолета на управляемые или неуправляемые возмущения определяются программным обеспечением в цифровых программируемых ЭВМ системы управления полётом.

Преимущества активной системы управления включают в себя:

• искусственную устойчивость (неустойчивость с сопротивлением расходящимся движениям, благодаря чему можно уменьшить естественную устойчивость самолета [см. раздел «Уменьшенная статическая устойчивость»] и получить ничем не ограниченную маневренность),
• автоматическую защиту от превышения аэродинамических ограничений и допустимых нагрузок на конструкцию,
• предотвращение штопора посредством обнуления контрольных входов при приближении к ограничениям.

Другие преимущества включают:

• демпфирование воздушных порывов (повышение низкого уровня плавности движения путем обнаружения порывов воздуха и отклонением управляющих поверхностей для уменьшения отклика самолета),
• регулирование манёвренной нагрузки (передача подъемной силы к внутренним частям крыла для уменьшения изгиба крыла,
• подавление флаттера.

Эти преимущества увеличивают срок службы планера за счет снижения износа конструкции.

концепт истребителя 1990 года компании Grumman выполняет крейсерский сверхзвуковой полет на высокой скорости и с большой дальности выпускает ракету класса воздух-земля, оставаясь при этом на расстоянии и избегая обнаружения и наведения на фоне земли ракет земля-воздух

концепт истребителя 1990 года компании Grumman: длина 77,8 футов (23,71 м), вес 51500 фунтов (23360 кг)

Полная зависимость от активной системы управления (без резервных механических связей) требует высокой работоспособности системы. Способность выдерживать два схожих отказа в работе без снижения эффективности функционирования системы и надежность наработки в 107 летных часов на один катастрофический отказ оборудования требует мультиплексирования – нескольких резервных линий управления.

Большинство существующих систем четырехкратные, однако передачу цифровых данных и более интенсивный самоконтроль легче осуществить системой с тройным резервированием. Поскольку алгоритмы управления хранятся в виде программного обеспечения, то поведение самолета в полете может быть изменено (на основе летных испытаний или опыта работы) путем перепрограммирования компьютеров.

Аэроупругая адаптация

Крыло гибкое с изгибом вверх на законцовках при положительных нагрузках. Когда стреловидное крыло изогнуто, то аэродинамическая поверхность загибается вниз, уменьшая угол атаки на законцовках. Аэроупругая адаптация использует однонаправленные характеристики прочности и жесткости углеволоконных композитов для управления скручиванием.

В то время как металл имеет прочность, действующую по всем направлениям, углеволокно является чрезвычайно прочным вдоль волокон и крайне непрочным в поперечном направлении. Комбинированная конструкция состоит из слоев однонаправленной углеволоконной ткани, положенных слоями в различных направлениях. Положение оси скручивания крыла контролируется укладкой этого многослойного материала.

На больших углах атаки обычное крыло с прямой стреловидностью становится тяжело нагруженным. На законцовках начинается сваливание, не давая крылу раскрыть его полный потенциал. Увеличение скручивания крыла при большом значении подъемной силы задерживает срыв на законцовках и увеличивает общую полезную подъемную силу.

Крыло с обратной стреловидностью конструктивно неустойчиво. Под нагрузкой законцовки начинают кабрировать с возрастанием нагрузки вплоть до разрушения конструкции. Аэроупругая адаптация регулирует направление оси скручивания и может преодолеть отклонение кабрирования, заставляя крыло круткой уменьшать угол атаки.

воздушный поток над крылом прямой стреловидности направляется к законцовкам, увеличивая нагрузку консолей. Это приводит к преждевременному срыву потока на законцовках, ограничивая общую подъемную силу. Воздушный поток над крылом обратной стреловидности направляется к участкам крыла, расположенным у фюзеляжа, оставляя законцовки свободными. Это улучшает управляемость на низких скоростях и распределение давления

Допустимое отношение (размах крыла²/площадь) может быть увеличено путем аэроупругой адаптации и снижения (+lift-induced drag) индуктивного сопротивления. Более высокий и узкий киль не только создает меньшее сопротивление, но и увеличивает курсовую устойчивость на больших углах атаки, где короткий и более широкий киль попадает в турбулентную спутную струю позади фюзеляжа.

Переднее горизонтальное оперение, аэродинамически взаимодействующее с крылом

Создающее подъемную силу переднее горизонтальное оперение (ПГО) будет «жесткосвязанным» с несущими поверхностями, когда взаимодействует с воздушным потоком над крылом. Обычно это выгодно: вихри, создаваемые ПГО, активизируют поток воздуха, проходящий через внутренние секции крыла, поддерживают подъемную силу на больших углах атаки и обеспечивают устойчивость на закритических углах атаки.

В сочетании с аэроупругой адаптацией крыла с передней стреловидностью ПГО способствует созданию почти эллиптического распределения давления крыла и снижению сопротивления. В сочетании с крылом обратной стреловидности ПГО задерживает сваливание в корневых частях крыла и увеличивает полезную подъемную силу; также ПГО отклоняет поток вниз, снижая эффективный угол атаки в близкой к фюзеляжу части крыла.

ПГО увеличивает общую подъемную силу самолета, вследствие чего уменьшаются длины разбега и пробега и увеличивается маневренность, особенно для самолетов с дельтавидным крылом. С другой стороны конструкция может быть уменьшена по сравнению с обычной компоновкой с хвостовым оперением, снижая, тем самым, величину затрат.

вихри от ПГО проносятся назад над крылом, заставляя воздуха работать на больших углах атаки. Обратите внимание, что при скольжении самолета на крыло киль остается в невозмущенном потоке

Добавляя подъемную силу перед центром тяжести, ПГО смещает аэродинамический фокус (точка приложения вектора подъёмной силы) вперед, выводя тем самым самолет из устойчивого положения (см. раздел «Уменьшенная статическая устойчивость»). ПГО также является эффективной поверхностью управления (см. раздел «Непосредственное управление по усилиям»), поскольку оно всегда находится в невозмущенном воздухе.

Конформное размещение боеприпасов

Раньше при проектировании боевых самолетов мало внимания уделялось увеличению лобового сопротивления, связанному с подвеской вооружения. Большинство боеприпасов класса «воздух-земля» имеют низкое критическое число Маха, и только немногие истребители, обладающие максимальной тяговооруженностью, могут нести бомбы на сверхзвуковых скоростях.

Конформное размещение боеприпасов обеспечит снижение сопротивления на 60%. Оружие, полупогруженное под крылом и фюзеляжем, устраняет создающие дополнительное сопротивление пилоны, стойки и тросовые захваты. Бомбы размещаются одна за другой; для уменьшения сопротивления передняя подвеска имеет обтекаемую форму.

концепт компании Grumman для низковысотного истребителя-бомбардировщика длиной 74 фута (22,6 м) и весом 66000 фунтов (29938 кг). Обратите внимание на конформное размещение вооружения

Внутренняя подвеска не увеличивает лобовое сопротивление, но может наложить геометрические ограничения на тип применяемого вооружения, ограничивая рост потенциала самолета. Другие концепции включают в себя установку вооружения в верхнем положении, чтобы при сбросе на низких высотах самолет мог за счет собственной инерции набрать высоту и увеличить собственную живучесть.

1000-фунтовый (454 кг) боеприпас с несущим корпусом будет сброшен на высоте 200 футов (61 м), затем подъем на высоту атаки и выброса суббоеприпасов или одной бомбы с наведением на конечном участке траектории. Расположение на верхней поверхности использует относительно ровный воздушный поток для более надежного и предсказуемого сброса бомбы или пуска ракет и предлагает низкое сопротивление и защиту от наземных РЛС. Данная компоновка устраняет необходимость в опасных маневрах с резким набором высоты.

Непосредственное управление воздействиями

Чтобы выполнить разворот самолет должен сперва накрениться, повернув вектор подъемной силы в сторону разворота, затем для увеличения подъемной силы изменяется угла атаки, после чего начинается сам разворот. Для сбалансированного разворота требуется применение руля направления для выравнивания носа машины. Это единственный маневр, в котором сочетаются крен, тангаж и рыскание.

Непосредственное управление воздействиями предоставляет новые возможности:

• смещение (изменение траектории полёта без изменения положения самолета),
• вращение (изменение пространственного положения без изменения траектории полёта).

Режимами смещения являются непосредственное управление подъёмной силой, боковыми усилиями и регулирование аэродинамического сопротивления. Ориентация фюзеляжа производится при вращении.

Для непосредственного управления подъёмной силой поверхности ПГО и крыла работают вместе, чтобы увеличить или уменьшить подъемную силу без создания момента тангажа. Для непосредственного управления боковой силой согласованно действуют киль и работающее дифференцированно ПГО, элероны используются для полёта без крена. Для регулирования аэродинамического сопротивления ПГО получает отрицательный угол атаки с отклонением закрылков для компенсации возникающего момента тангажа.

модели непосредственного управления воздействиями: непосредственное управление подъёмной силой, боковой силой и регулирование аэродинамического сопротивления

Непосредственное управление подъёмной силой улучшает прицеливание, расширяет внешние границы зоны поражения выстреливаемым вперёд по курсу вооружением и облегчает задачи прицеливания. В таком режиме самолет способен изменить положение, при этом пилот не будет терять из виду свою цель. Также произойдет увеличение живучести – самолет будет способен выполнять маневр уклонения по трем координатам с непредсказуемой траекторией полета, что может дезорганизовать систему ПВО противника, рассчитывающую положение самолета на основе линейного прогнозирования траектории полета.

Непосредственное управление (аэродинамической) силой может быть объединено с комплексными системами управления полетом и огнем для обеспечения автоматического обнаружения, захвата, сопровождения цели и наведения на нее. Электрооптическое устройство слежения генерирует точные визирные линии, информация с которых в качестве требований для выполнения маневра передается в активную систему управления полетом.

Крыло с изменяемой кривизной

Крылу истребителя для низкого лобового сопротивления в сверхзвуковом полете требуется тонкий симметричный аэродинамический профиль, но сверхзвуковой профиль неэффективен на требующих средств механизации крыла низких скоростях. Кроме того, острая передняя кромка приводит к преждевременному распадению потока на больших углах атаки, ограничивая располагаемую подъемную силу.

Низкоскоростной, создающий большую подъёмную силу профиль должен быть сильновыпуклым. Кривизна профиля крыла увеличивает высоту верхней поверхности и разность давлений, но на сверхзвуковых скоростях увеличенная толщина крыла создает дополнительное волновое сопротивление. Переменная кривизна профиля объединяет достоинства обоих типов.

Предкрылки и закрылки, управляемые вручную или автоматически на различных углах атаки и при различных числах М, отклоняются, увеличивая или уменьшая кривизну крыла. Увеличение кривизны крыла повышает эффективность на низких скоростях и задерживает начало сваливания на больших углах атаки, в то время как нулевая кривизна требуется для минимального сверхзвукового сопротивления.

Крыло с изменяемой кривизной принимает изменение кривизны на один шаг вперёд. Изменение кривизны является непрерывным и управляется ЭВМ для оптимизации аэродинамического качества. Для уменьшения сопротивления соединения крыла с предкрылком и закрылком выполняются без швов. Управление кривизной используется для перемещения вектора подъемной силы вперед на сверхзвуковых скоростях, уменьшения балансировочного сопротивления и для подавления тормозящих вихрей, образовывавшихся у передней кромки на малых сверхзвуковых скоростях.

Другие режимы включают в себя:

• управление манёвренными нагрузками (разгрузка консольных частей крыла для уменьшения их изгиба),
• демпфирование воздушных порывов (отклонение закрылков уменьшает вызванное порывом ветра увеличение подъемной силы),
• непосредственное управление подъёмной силой (несвязанное регулирование траекторией полета и пространственным положением посредством закрылков),
• управление по крену (с флаперонами, заменяющими элероны или интерцепторы).

Уменьшенная статическая устойчивость

Самолет статически устойчив, если после отклонения он возвращается к первоначальному сбалансированному состоянию. Положительная продольная статическая устойчивость является склонностью самолета возвращаться в устойчивое состояние после отклонения по тангажу. При положительной устойчивости точка приложения подъемной силы расположена в некоторой точке (аэродинамический центр) позади центра тяжести, вследствие чего увеличение подъемной силы создает момент тангажа для уменьшения угла атаки.

Для балансировки устойчивого самолета стабилизатор нагружается для противодействия опрокидывающему моменту, вызванному подъемной силой, действующей позади центра тяжести. Эта нагрузка создает ненужное балансировочное сопротивление и снижает общую подъемную силу самолета. Крыло должно быть увеличено для компенсации с последующим увеличением сопротивления.

Если продольная статическая устойчивость уменьшается – аэродинамический центр сдвигается ближе к центру тяжести – нагрузка стабилизатора уменьшается, но после возмущения возвращение в устойчивое состояние замедляется. Если подъемная сила перемещается в положение перед центром тяжести, то самолет становится продольно неустойчивым, и любое отклонение может привести к мгновенному кабрированию.

самолеты устойчивый (вверху) по сравнению с неустойчивым (внизу). У верхнего самолета аэродинамический центр позади центра тяжести, поэтому дополнительная подъемная сила опускает нос вниз. У нижнего неустойчивого самолета аэродинамический центр расположен перед центром тяжести, поэтому любое увеличение подъемной силы тянет нос самолета вверх вплоть до сваливания самолета

Загрузка стабилизатора сбалансирует неустойчивый самолет и увеличит общую подъемную силу. Крыло может быть уменьшено вместе со снижением сопротивления, требуемой тяги, размеров двигателей, емкости топливных баков, общего полетного веса, размеров крыла и т.д., в результате чего возможно сокращение размеров на 15% по сравнению со статически устойчивым истребителем.

Однако самолет без естественной устойчивости должен надежно управляться в течение всего времени, поскольку вызванный отклонением момент может развиться до того как пилот успеет среагировать. Устойчивость должна восстанавливаться автоматически активной системой управления полетом, способной почти мгновенно воспринимать и противодействовать дестабилизирующие отклонения.

Степень устойчивости или неустойчивости определяется расстоянием между аэродинамическим центром, расположенным впереди или позади центра тяжести, и самим центром тяжести, выраженным в процентах от средней аэродинамической хорды. Планируется создать конфигурацию с продольной статической неустойчивостью в 40%.

Оснащенные ПГО неустойчивые самолеты кажутся противоречием. Конечно, ведь ПГО должно создавать нагрузку для сбалансирования истребителя? Однако добавление ПГО перемещает аэродинамический центр далеко вперед от центра тяжести, делая самолет неустойчивым. Закрылки крыла используются для триммирования, которое не только увеличивает подъемную силу, но и, поскольку распределение давления улучшается, уменьшает сопротивление.

Отклоняемый вектор тяги

Способность изменять вектор тяги в полете впервые была применена на истребителе British Aerospace Harrier. Сейчас концепция уточняется для конструкций, для которых вертикальные взлет и посадка не являются обязательными требованиями и для которых отклоняемый вектор тяги предлагает улучшение взлетных характеристик и маневренности.

Когда линии тяги наклонена, ее вертикальная компонента добавляется к аэродинамической подъемной силе. Кроме того, если сопло установлено около задней кромки крыла, то высокоскоростной воздушный поток будет идти поверх профиля крыла, создавая «суперциркуляцию» и дополнительное увеличение подъемной силы.

концепт истребителя 1990 года компании Boeing показан с поворотными соплами и конформным размещением вооружения

Кроме того, в режимах полета «после сваливания», где тяга заменяет подъемную силу в качестве основного средства противодействия гравитации, возможно использовать отклоняемый вектор тяги в качестве возможного средства увеличения угла тангажа. Также дифференциальное движение пары сопел с отклоняемым вектором тяги обеспечивает необходимые управляющее силы после сваливания.

Методы управления вектором тяги включают двумерные с «высоким относительным удлинением» прямоугольные сопла и круглые вращающиеся сопла. Прямоугольные сопла отличаются механической простотой; для изменения площади и направления вектора тяги, а также ее реверса они обладают горизонтальными заслонками, «подъемными жалюзями».

проект истребителя компании McDonnell Douglas, способного выполнять крейсерский полет дальностью 300 морских миль (556 км) со скоростью М = 1,8. Вес самолета 38350 фунтов (17396 кг), тяговооруженность самолета составляет 1,03

Круглые сопла являются более эффективными, поскольку выходящий из двигателя поток с круглым поперечным сечением не нужно приспосабливать к прямоугольным соплам. Однако механика поворотного сопла в комплексе с механизмами изменения площади являются очень сложными.

На начальном этапе ведутся работы над воздухозаборниками с высоким относительным удлинением, которые на больших углах атаки отклоняются перпендикулярно воздушному потоку и которые также выступают в качестве снижающих балансировочное сопротивление передних горизонтальных поверхностей управления — технология, впервые примененная на McDonnell Douglas F-15 Eagle.

источник: GRAHAM WARWICK «Fighters: tomorrow’s terminology» «FLIGHT International», 6 February 1982, стр. 291, 292, 301, 302