Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 11 (всего у книги 42 страниц)

7. Самолеты изменяемой геометрии

Подводя итог предыдущим рассуждениям, можно сказать, что при создании сверхзвуковых самолетов основное внимание в области аэродинамики направлено на решение проблем, с одной стороны, увеличения максимальной скорости полета, а с другой стороны, ограничения роста скоростей взлета и посадки. Что касается максимальных скоростей полета, то достигались они лишь путем уменьшения площади и относительной толщины крыльев и оперения самолетов и увеличением угла стреловидности. Такие крылья, действительно, имеют малое сопротивление, но одновременно и малую подъемную силу. Использовавшиеся до сих пор способы уменьшения скорости взлета и посадки всегда приводили к существенному увеличению массы самолета и усложнению его конструкции (особенно крыльев с механизацией), в результате чего ухудшались летные качества самолета и усложнялось обслуживание.

Ввиду этого приходится создавать самолеты с характеристиками, которые оказываются хорошими только для некоторых, точно определенных режимов полета, или самолеты, у которых вследствие компромиссных решений наихудшие летные характеристики повышаются за счет наилучших. Первый подход приводит к созданию самолетов узкого назначения и используется главным образом в военной авиации. Однако практика военных действий показывает, что военной авиации требуются самолеты, обладающие не только хорошими летно-тактическими данными во всем диапазоне используемых скоростей, но также допускающие посадку и взлет с автомобильных дорог и наскоро подготовленных аэродромов. Такие самолеты будут иметь потенциальную возможность достижения преимущества в воздухе, быстрого выполнения боевого задания, проникновения в глубь территории противника на малой высоте (как правило, вне зоны действия наземных радиолокационных станций и прочих элементов системы активной и пассивной противовоздушной обороны) и т.п. Со своей стороны, применение самолетов узкого назначения уменьшает гибкость и эффективность использования большого количества оборудования (большое число одновременно действующих военных самолетов), усложняет обслуживание и материальное обеспечение, а также обучение наземного и летного состава (большое число типов самолетов), требует расширения производства запасных частей и ремонтной базы и т.п. Это означает, что в военной авиации известная универсальность самолета имеет важное значение не только с точки зрения разнообразных условий боевого использования, но также из-за высоких эксплуатационных требований.

На современном этапе развития авиации именно такими свойствами обладают самолеты с изменяемой геометрией крыла, создаваемые в основном как многоцелевые истребители (рис. 1.48). Каким образом это достигается? Известно, что максимальная скорость горизонтального полета зависит от тяги двигательной установки и лобового сопротивления самолета, а посадочная скорость-от подъемной силы и от массы самолета. При данной силовой установке и постоянной массе конструкции самолета увеличение отношения максимальной скорости к посадочной зависит главным образом от аэродинамической формы и конструкции крыла. Поэтому усовершенствования крыла обычно направлены как на увеличение первой из указанных скоростей, так и на уменьшение второй.

Таким образом, завоевание авиацией новых рубежей по скорости и высоте связано не только с использованием более совершенной или принципиально новой двигательной установки и новой компоновки самолетов, но также с изменениями их геометрии в полете. Такие изменения, улучшая характеристики самолета при больших скоростях, не должны ухудшать их качеств, соответствующих малым скоростям, и наоборот. Ввиду этого от упомянутой выше тенденции уменьшения площади крыльев и относительной толщины их профилей, а также увеличения угла стреловидности крыла у самолетов с изменяемой геометрией конструкторы в последнее время отказываются, возвращаясь к крыльям малой стреловидности и большой относительной толщины, если уже достигнуты удовлетворительные величины максимальной скорости и потолка. В таком случае считается важным, чтобы сверхзвуковой самолет имел хорошие летные данные на малых скоростях или на малых высотах. Таким образом, крылья с изменяемой геометрией применяются с целью увеличения подъемной силы самолета при малых скоростях и уменьшения сопротивления при больших скоростях, особенно на малых высотах.

Рис. 1.48. Самолеты изменяемой геометрии польских ВВС.

Возможность достижения указанных качеств в различных диапазонах скоростей в зависимости от конкретных потребностей (фактически это означает выбор угла стреловидности крыла, соответствующего скорости полета) позволяет считать самолеты с изменяемой геометрией самолетами, характеристики которых достаточно хороши на всех этапах полета и во всем диапазоне скоростей.

Принцип изменения геометрии крыла

Все вспомогательные подвижные элементы крыла (кроме поверхностей, используемых в системе управления самолетом), которые каким-либо образом влияют на аэродинамические свойства крыла, носят общее название «механизация». Механизация применяется в самолете в основном с целью уменьшения скорости взлета и посадки и поэтому не обеспечивает необходимых свойств на основных режимах полета. Исключение составляют тормозные щитки, используемые для уменьшения скорости, особенно во время пикирования, а также предкрылки или носовые щитки, иногда применяемые для увеличения кривизны траектории полета при маневре.

Крыло с такого рода механизацией называется крылом постоянной геометрии (обычно это подразумевается само собой и определение «крыло постоянной геометрии» не применяется), несмотря на то что во время полета обычно происходит изменение геометрических параметров крыла, таких, как форма, площадь, кривизна профиля и т.д. К самолетам постоянной геометрии относят также самолеты с крылом переменного угла установки или с крылом, концы которого могут отклоняться в вертикальной плоскости с целью уменьшения площади несущей поверхности и увеличения или уменьшения устойчивости во время сверхзвукового полета. К этой группе относятся также самолеты, у которых, исходя из требований устойчивости на сверхзвуковых скоростях, вместо вертикального оперения большой площади используются подфюзеляжные кили или аэродинамические направляющие, устанавливаемые в задней части фюзеляжа, которые могут выдвигаться наружу из фюзеляжа, складываться или сбрасываться в полете, что позволяет осуществить взлет и посадку самолета с коротким шасси на больших углах атаки. Таким же образом рассматривается изменение геометрии во время убирания шасси и контейнеров неуправляемых ракет или поднятие передней части фюзеляжа, которое выполняется с целью уменьшения сопротивления.

Какой же самолет с учетом изложенного называется самолетом изменяемой геометрии? Поскольку основное влияние на лет– но-технические характеристики самолета оказывает крыло, а у сверхзвукового самолета-стреловидность передней кромки крыла и относительная толщина профиля, в настоящее время самолетом изменяемой геометрии называют самолет, крылья которого изменяют в полете угол стреловидности передней кромки по желанию пилота или по заданной программе 1*

[Закрыть] . При изменении угла стреловидности изменяются размах и отчасти площадь, а также положение сечений крыла относительно направления потока; в результате изменяются удлинение крыла и относительная толщина профиля, а вместе с ними подвергаются изменению аэродинамические характеристики, особенно качество.

Крыло изменяемой стреловидности в «развернутом» положении обычно практически прямое (иногда с очень малым углом стреловидности), а в «сложенном» положении оно приобретает большую стреловидность. Это означает, что самолеты с изменяемой геометрией крыла сочетают достоинства самолетов с прямым крылом большого удлинения и самолетов с крылом большой стреловидности малого удлинения.

1* Ввиду нечеткости термина «самолет изменяемой геометрии», который употребляет автор, здесь удобнее использовать термин «самолет с изменяемой стреловидностью (геометрией) крыла».– Прим. ред.

Развитие концепции самолета с изменяемой геометрией крыла

Проекты самолетов с изменяемой геометрией крыла появились практически одновременно с проектами обычных самолетов, однако впервые они поднялись в воздух лишь в начале 30-х годов (Павгуста 1930 г. прошел летные испытания самолет М.10 с крылом изменяемого размаха конструкции Махонина). Изменение геометрии крыла, которое в то время должно было выполнять функцию современной механизации крыльев, касалось почти исключительно изменения площади крыла с сохранением угла стреловидности передней кромки. Это и понятно, так как проблема уменьшения волнового сопротивления на том этапе развития авиации еще не существовала.

Как известно, изменение площади крыла (посредством увеличения его размаха, или хорды, или одновременно обоих параметров) может привести к изменению удлинения, относительной толщины профиля и сужения, а отсюда к изменению летных характеристик самолета, которые зависят от этих параметров. Такое изменение геометрии малоэффективно, так как усложняет конструкцию и изготовление крыльев, что дает сравнительно небольшой аэродинамический эффект ценой значительного увеличения массы самолета (достигнутые максимальные скорости для конфигураций максимальной и минимальной площадей различались не более чем на 5-10%).

Первые конструктивные решения, соответствующие современным взглядам на изменение геометрии крыла, были реализованы в период второй мировой войны, при разработке самолета «Мессершмитт» Р-1101 со стреловидным крылом, угол стреловидности которого мог составлять 35 или 45°. Летные испытания этого самолета не были завершены, и в 1945 г. он был захвачен войсками США. В 1948 г. в NACA рассматривалась возможность применения крыла изменяемой геометрии на экспериментальных сверхзвуковых самолетах Х-1 и Х-2. В связи с этим фирме «Белл» было предложено решить эту задачу, используя опыт разработки конструкции прототипа Р-1101. Самолет, обозначенный Х-5, разрабатывался как истреби– тель-штурмовик, поэтому в процессе проектирования принимались во внимание тактико-технические требования военно– воздушных сил США для самолетов такого типа. Первый из двух построенных экземпляров Х-5 совершил полет 20 июня 1951 г. На самолете был установлен один турбореактивный двигатель J35-A-17 фирмы «Эллисон» тягой 2220 даН. В дальнейшем предполагалось использовать двигатель J40-WE-2 фирмы «Вестингауз» с системой дожигания, однако ни двигатель, ни форсажная камера на самолете не устанавливались.

Характерной чертой системы изменения угла стреловидности крыла была автоматическая компенсация перемещения центра давления относительно центра тяжести самолета при изменении положения крыла. Это обеспечивалось путем перемещения крыла вперед при увеличении угла его стреловидности и позволяло получить приемлемые характеристики устойчивости и управляемости (т.е. маневренность) в используемом диапазоне углов стреловидности на всех этапах полета. Улучшение характеристик взлета и посадки достигнуто не только благодаря возможности установки крыла в положение минимальной стреловидности, но также вследствие использования предкрылков,размещенных почти по всему размаху. Кинематика изменения положения крыла позволяет варьировать угол стреловидности передней кромки в диапазоне 20-60°, при этом обе консоли крыла поворачиваются относительно общей оси, расположенной в плоскости симметрии самолета, с помощью электропривода. При стреловидности 20° размах составляет 9,7 м, а максимальная скорость 967 км/ч, тогда как в положении максимальной стреловидности эти параметры равны соответственно 6,3 м и 1040 км/ч. Во время летных испытаний максимальная стреловидность обеспечила высокую скорость подъема, а минимальная-высокую экономичность на крейсерском режиме и возможность взлета и посадки с использованием короткой взлетно-посадочной полосы (ВПП).

Вторым самолетом, на котором использовано крыло изменяемой стреловидности, был «Ягуар» XF10F-1 фирмы «Грумман», предназначенный для морской авиации США. При разработке самолета преследовалась цель обеспечения хороших характеристик при полете на малых скоростях, что важно для палубной авиации. На самолете XF10F-1 устанавливалось крыло, угол стреловидности которого изменялся в диапазоне 13,5-42,5°. При наименьшей стреловидности размах составлял 15,42 м, а при наибольшей 11,17м. Первый облет этого самолета был произведен 19 мая 1953 г.

Посредством изменения положения крыльев вдоль фюзеляжа механизм установки угла стреловидности «Ягуара» автоматически компенсировал перемещение центра давления относительно центра тяжести самолета. При наибольшем угле стреловидности крыло занимает крайнее переднее положение, а при наименьшем-крайнее заднее. Изменение угла стреловидности должно быть точно синхронизировано с перемещением крыла, иначе расстояние между центром давления и центром тяжести увеличивается настолько, что самолет становится опасно неустойчивым. На самолете «Ягуар» был установлен турбореактивный двигатель J40-WE-8 с тягой 32,92 кН (3357 кГ) без форсирования и 48,48 кН (4944 кГ) с форсированием. При взлетной массе 14177 кг самолет развивал максимальную скорость 1175 км/ч. Сравнительный анализ летных данных «Ягуара» и самолета «Демон» F3H-1 фирмы «Макдоннел» (оба самолета использовали одну и ту же силовую установку и имели приблизительно одинаковую взлетную массу) показал, что у самолета изменяемой геометрии аэродинамическое качество возрастает на 15%, а посадочная скорость уменьшается на 25%, но в то же время примерно на 130 км/ч снижается максимальная скорость. Вначале командование морской авиации США заказало 30 самолетов F10F-1, однако отрицательные результаты летных испытаний и усложненное обслуживание вызвали отказ от этого решения.

Рис. 1.49. Модель самолета «Ласточка» с развернутыми крыльями.

Из вышеизложенного следует, что переворота в авиационной технике, ожидавшегося от крыла изменяемой стреловидности, не произошло, и первые два самолета с этим нововведением показали недостаточные летные качества, так как многочисленные технические проблемы, связанные с неизбежным усложнением конструкции летательного аппарата, были решены в них не на должном уровне. Использованная кинематическая система перемещения подвижных консолей крыла была слишком сложной, и любая небольшая неточность в изготовлении или не слишком тщательная подготовка к полету приводили, как правило, к аварийной ситуации. Поэтому указанные самолеты не вышли из стадии опытного образца. Это объясняется недостаточным для такого рода задач уровнем технологии в области конструкции самолета, двигателестроения и оборудования, а также малой прочностью и большой плотностью применявшихся материалов. Кроме того, выигрыш, который дает применение крыла изменяемой стреловидности на дозвуковых или околозвуковых самолетах, слишком мал по сравнению с увеличением массы и усложнением конструкции самолета. В то же время эффективность использования сверхзвуковых самолетов зависит и от их характеристик при полете на дозвуковых скоростях, что делает необходимым применение крыла изменяемой стреловидности, а с технической точки зрения это стало возможным уже в начале 60-х годов.

В 1950 г. в Великобритании фирма «Виккерс-Армстронг» начала разработку крыла изменяемой геометрии для сверхзвуковых самолетов. Проект под названием «Своллоу» («Ласточка») предполагал создание самолета (в перспективе-бомбардировщика) по типу «летающее крыло». «Ласточка» (рис. 1.49) имела треугольные неподвижные прифюзеляжные части крыла со стреловидностью передней кромки 75°

и подвижные консоли трапециевидной формы в плане. Предусматривалась возможность изменения положения подвижных консолей в широком диапазоне углов, причем в крайнем заднем положении их передняя кромка становилась продолжением передней кромки неподвижных частей крыла. Четыре двигателя устанавливались в гондолах-по два на каждой консоли (одна над крылом, другая под ним). Гондолы имели одну степень свободы, которая позволяла сохранять ось двигателя параллельной оси самолета независимо от угла стреловидности. Благодаря такому расположению двигателей во время изменения угла поворота консолей происходило перемещение центра тяжести, которое компенсировало изменение положения центра давления (при увеличении стреловидности центр тяжести перемещался назад вместе с центром давления).

В 1958 г. после отказа в правительственных кредитах работы над «Ласточкой» прекращаются еще до создания опытного экземпляра; это объясняется появившейся тенденцией снабжения самолетов ракетным вооружением и в связи с этим утратой заинтересованности Министерства обороны Великобритании в пилотируемых бомбардировщиках. Однако в рамках проекта были проведены обширные летные испытания управляемой модели с ракетными двигателями. Почти в это же время проектом заинтересовались военно-воздушные силы США, для которых такой самолет мог бы явиться хорошим дополнением околозвукового стратегического бомбардировщика «Стратофортресс» В-52 фирмы «Боинг», предназначенного для выполнения роли дежурящего в воздухе носителя ракет дальнего действия.

Таблица 6. Характеристики самолетов изменяемой геометрии

Принятые обозначения:

Н-низкоплан; В-высокоплан; Б-бомбардировщик; МИ-многоцелевой истребитель; Э-экспериментальный самолет; Д-стабилизатор-полностью поворотное горизонтальное оперение, выполняющее функцию элевонов (дифференциальным стабилизатор); ТРД – турбореактивный двигатель; ТВРД-турбовентиляторный двигатель.

1) Проектные данные.

В этой ситуации оказались ненапрасными большие затраты на теоретические и экспериментальные исследования, которые первый раз в истории развития самолетов изменяемой геометрии соответствовали достигнутому уровню техники (на рубеже 50-х-60-х годов), и успешное завершение начатых работ выразилось в создании серийных сверхзвуковых самолетов с изменяемой стреловидностью крыла. Работы, начатые в США в начале 60-х годов над многоцелевым истребителем ТFХ (позднее F-111), а затем аналогичные разработки в СССР и Франции были успешно завершены. Таким образом, F-111 стал не только первым сверхзвуковым самолетом изменяемой геометрии, но и первым серийным самолетом этого класса.

В настоящее время, по опубликованным данным, производится или готовится к серийному производству несколько типов таких самолетов (табл. 6). Это обусловлено не только достижениями в области двига– телестроения и технологии производства летательных аппаратов, но также и военными требованиями.

Аэродинамические характеристики

На начальном этапе разработки самолетов с изменяемой стреловидностью крыла было обнаружено, что решающее значение для самолета, развивающего высокие максимальные скорости, имеет малая посадочная скорость. К началу 70-х годов было установлено, что достигнуть этого можно конструктивно менее сложным и более дешевым способом, если использовать, например, схему крыльев «тандем» (как на самолете «Вигген») или дополнительные поверхности, убираемые (как в самолетах «Мираж-Милан» и Ту-144) или неубираемые (как в самолетах «Кфир» С2 и «Мираж» 4000).

Благодаря применению тех или иных конструктивных решений посадочная скорость сверхзвукового самолета оказывается близкой к посадочной скорости дозвуковых самолетов. Таким образом, нецелесообразно создавать самолет с изменяемой стреловидностью крыла, предназначенный исключительно для выполнения длительных полетов с максимальной скоростью на большой высоте, поскольку требования взлета и посадки могут быть выполнены другими средствами (именно с этой точки зрения отвергнут проект американского пассажирского самолета с изменяемой стреловидностью крыла). Исключение составляют многоцелевые истребители, для которых необходимы хорошие летно-тактические характеристики при различных условиях полета; особенно это касается полета в неспокойной атмосфере на малой высоте с максимальной скоростью, поскольку аэродинамические характеристики крыла изменяемой геометрии менее чувствительны к неспокойной атмосфере.

Рис. 1.50. Истребитель F-111B фирмы «Дженерал дайнемикс».

При проектировании самолета с изменяемой стреловидностью крыла основной проблемой является создание подвижных частей крыла по возможности наибольших площади и размаха в «развернутом» положении, чтобы получить достаточное изменение характеристик. Обе величины зависят от диапазона изменения угла стреловидности. В созданных до сих пор конструкциях максимальный диапазон изменения угла стреловидности составляет 16-72,5° (для самолета F-111, рис. 1.50), при этом диапазон 20-68° с учетом положения оси поворота в центроплане считается оптимальным. Этот диапазон достаточен для того, чтобы крылья приобретали форму, необходимую для полета как на малой, так и на максимальной скорости, соответствующей даже М = 3. Выше говорилось, что изменение стреловидности вызывает изменение удлинения крыла и относительной толщины профиля. Из зависимости, показанной на рис. 1.51,а, видно, что уменьшение угла стреловидности от ~ 70 до ~ 20° приводит к увеличению удлинения с 2-3 до 6-8,5 и относительной толщины профиля с 4-6 до 10-12%. Вследствие этого изменяются соответствующие аэродинамические характеристики.

Наиболее важным параметром, отражающим аэродинамические характеристики самолета, является качество, равное отношению подъемной силы к лобовому сопротивлению. Аэродинамическое качество при прочих равных условиях зависит в основном от удлинения крыла, его угла стреловидности и толщины профиля. В дозвуковом диапазоне скоростей можно считать, что качество возрастает при увеличении удлинения и толщины профиля, а также при уменьшении угла стреловидности. Эта зависимость показана графически на рис. 1.51,6 как функция скорости при полете на малой высоте для крыльев постоянной геометрии с различными значением угла стреловидности и для крыльев изменяемой геометрии. Видно, что у последних аэродинамическое качество является оптимальным во всем диапазоне скоростей полета. В сверхзвуковых самолетах постоянной геометрии используются компромиссные значения угла стреловидности в диапазоне 60-45°, которому соответствует максимальное качество 10-12.

Из графика видно, что крыло изменяемой геометрии на сверхзвуковых скоростях имеет качество выше почти на 100%, а на околозвуковых скоростях-почти на 50%. Следовательно, характеристики сверхзвукового самолета с изменяемой стреловидностью крыла на дозвуковых скоростях (патрульный полет истребителя, полет к цели бомбардировщика, ожидание разрешения на посадку и т.п.) будут значительно лучше, чем у сверхзвукового самолета обычного типа.

Другим важным свойством крыла изменяемой геометрии при уменьшении угла стреловидности является рост несущей способности вследствие увеличения удлинения и толщины профиля. Дополнительное увеличение подъемной силы обеспечивается с помощью механизации крыла, например предкрылков и щелевых закрылков, устанавливаемых по всему размаху. При этом эффективность закрылков максимальна на прямых крыльях большого удлинения.

Таким образом, уменьшение стреловидности приводит к уменьшению взлетной скорости (длины разбега) или увеличению полезной нагрузки, а при посадке-к сокращению пробега самолета.

Рис. 1.51. Пример возможного изменения удлинения «лямбда», относительной толщины профиля g и качества самолета К_макс в зависимости от угла стреловидности передней кромки Х.

Благодаря хорошим взлетно-посадочным характеристикам самолеты с крылом изменяемой стреловидности имеют малую скорость отрыва и посадки по сравнению с обычными самолетами. Поэтому длины разбега и торможения уменьшаются в 1,5-2 раза, а вертикальная составляющая скорости снижения при заходе на посадку с включенным двигателем-в 2-2,5 раза. Это упрощает технику пилотирования на таких ответственных этапах полета, как взлет и посадка, а также позволяет использовать самолет на аэродромах с укороченной взлетно-посадочной полосой. На этих этапах полета сверхзвуковой самолет с крылом изменяемой стреловидности имеет характеристики классического дозвукового самолета. Изменение величины коэффициента подъемной силы способствует также уменьшению чувствительности самолета к неспокойной атмосфере в около– и сверхзвуковом полете на малой высоте. Уменьшение этой чувствительности улучшает условия пилотирования (меньшие амплитуды и частоты возмущений), увеличивает точность выполнения боевого задания (например, сброс груза), а также уменьшает нагрузки, действующие на летательный аппарат в полете, и предотвращает чрезмерное утомление экипажа 1*.

[Закрыть]

В самолетах изменяемой геометрии (рис. 1.52) удельная нагрузка на крыло является одним из наиболее важных параметров. Если самолет должен иметь хорошие взлетно-посадочные характеристики и большую дальность полета на дозвуковой скорости, то следует ориентироваться на малую удельную нагрузку. Если самолет должен выполнять длительные полеты с большой скоростью на малой высоте и быстро разгоняться до сверхзвуковой скорости с одновременным подъемом для проведения воздушного боя, то удельная нагрузка на крыло будет большой.

Большинство построенных самолетов с изменяемой стреловидностью крыла принадлежит к классу многоцелевых, поэтому из компромиссных условий для них выбиралась большая удельная нагрузка. Воздействие большой нагрузки на крыло смягчается применением эффективной механизации для взлета и посадки; при этом работа механизации синхронна с работой механизма изменения стреловидности. Например, в самолете F-111 по всему размаху установлены секционированные выдвижные закрылки с углом отклонения 37,5° и предкрылки, выдвигаемые вперед и отклоняемые на 40°. Чтобы обеспечить синхронное, симметричное и одинаковое по величине отклонение механизации, предусмотрено специальное приспособление, выравнивающее относительное положение элементов механизации и в необходимых случаях блокирующее ее. Таким образом, при наличии блокировки механизацией нельзя управлять до тех пор, пока управляющее приспособление не будет отрегулировано на земле до требуемого положения. Кроме того, предусмотрена блокировка закрылков и предкрылков в положениях «выпущено» и «убрано» в зависимости от угла стреловидности крыльев. При стреловидности, большей 26°, общий рычаг закрылков и предкрылков блокируется в положении «убрано», а при отклоненных закрылках исключается возможность увеличения угла стреловидности крыла более 26°. Это означает, что закрылки могут отклоняться в диапазоне угла стреловидности крыла 16-26°. Аналогичное блокирующее приспособление препятствует несимметричному отклонению предкрылков.

1* Еще одним важным достоинством крыла изменяемой геометрии по сравнению с обычным является меньшее сопротивление в процессе преодоления звукового барьера, что позволяет сэкономить топливо и тем самым увеличить дальность полета или полезную нагрузку– Прим. ред.

Рис. 1.52. Форма центропланов и подвижных консолей крыла самолетов изменяемой геометрии (кроме В-1, масштаб 1 :200).

Механизация имеет только два положения-убранное и выпущенное. Отклонение закрылков и предкрылков производится с помощью одного рычага, однако закрылки не могут отклоняться на угол, больший 15°, если предкрылки не отклонились на угол, равный 28°. Предкрылки не могут быть убраны, если закрылки отклонены на угол, превышающий 15°. Синхронизация отклонения элементов механизации на заданных углах стреловидности крыла связана с тем, что каждый угол соответствует определенным условиям полета: взлет-16°, подъем-26°, экономичный полет на дозвуковой скорости-26°, полет с большой дозвуковой скоростью-45°, полет с околозвуковой скоростью (до М = = 1,1)-от 55 до 60°, полет со сверхзвуковой скоростью-72,5°, посадка-16-26°.

В процессе проектирования самолета приходится решать важную задачу разработки простого метода увеличения продольной и поперечной управляемости при изменении угла стреловидности. Проблема состоит в том, что при увеличении угла стреловидности центр давления существенно смещается назад относительно центра тяжести. В результате этого перемещения, приводящего к резко выраженной передней центровке, возрастает продольная устойчивость, что приводит к ухудшению управляемости и увеличению балансировочного сопротивления.

Один из способов противодействия этому явлению состоит в размещении оси поворота крыла вне контура фюзеляжа (несколько сзади). Благодаря этому можно уменьшить величину поверхности подвижных частей крыла при сохранении того же размаха. Это в свою очередь уменьшает перемещение центра давления, а неподвижные, относительно большие околофюзеляжные части крыла сохраняют стреловидность, допустимую при полете на больших скоростях. Следует отметить, что увеличение подъемной силы неподвижной части крыла (относительно подвижной) при увеличении угла стреловидности противодействует перемещению центра давления назад. Это приводит к увеличению эффективного угла атаки, благодаря чему возвращается часть подъемной силы, утраченной при увеличении угла стреловидности. В этом случае продольная устойчивость самолета остается в допустимых пределах во всем диапазоне углов стреловидности и чисел Маха, а небольшие изменения в равновесии могут быть устранены с помощью оперения.

Другая проблема, возникающая при изменении стреловидности, связана со снижением эффективности работы элеронов, что ухудшает поперечную управляемость. Эти потери при увеличении угла стреловидности вызваны невыгодным направлением оси отклонения элеронов, уменьшением плеча возникающих на них сил и деформацией крыла (при отклонении элеронов), приводящей к изменению угла атаки элерона в направлении, обратном желаемому. Практически это означает, что достижение заданного угла атаки элерона на стреловидном крыле требует отклонения элерона на больший угол, нежели на прямом крыле. Эта проблема, несмотря на некоторые трудности, была решена почти для всех самолетов при помощи дифференциальных стабилизаторов, интерцепторов или элеронов, используемых при углах стреловидности до 45°. Однако такое решение вызывает усложнение конструкции и необходимость применения ряда элементов оборудования, работающего в автоматическом режиме.