Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 12 (всего у книги 42 страниц)

Проблемы конструкции

Реализация конструкторских решений, связанных с изменением геометрии крыла в полете, требует разработки и изготовления легких, простых и надежных узлов, исполнительных устройств и т.п. Трудность создания таких устройств заключается в том, что узлы крепления крыла на фюзеляже испытывают значительные силы и моменты, передаваемые с крыла. У многоцелевых истребителей при полете подъемная сила может во много раз (до 8) превышать взлетный вес; поэтому механизмы, осуществляющие изменение геометрии крыла, являются наиболее нагруженными элементами самолета, а их установка связана с нарушением сплошности конструкции фюзеляжа и приводит к концентрации напряжений. Для обеспечения необходимой прочности конструкции приходится дополнительно усиливать некоторые узлы и элементы, что вызывает увеличение массы самолета.

Особые трудности конструирования узла крепления и поворота крыла связаны с тем, что:

– узел состоит из подвижных частей, перемещающихся одна относительно другой, что требует обеспечения минимального трения;

– узел должен занимать ограниченный объем конструкции, высота его должна быть меньше толщины неподвижной околофюзеляжной части крыла;

– конструкция узла должна обладать значительной прочностью и жесткостью во всех возможных положениях крыла относительно фюзеляжа и самолета относительно земли.

Крыло самолета-конструкция упругая, подвергающаяся в полете колебаниям, поэтому узел крепления и поворота крыла должен иметь минимальные зазоры для предохранения конструкции от динамического разрушения и одновременно выполнять определенные функциональные требования. Наконец, механизм изменения геометрии крыла должен обеспечивать абсолютную синхронность отклонения обеих подвижных консолей, поскольку даже малейшая несогласованность движений приводит к нежелательным боковым моментам. При этом необходима высокая надежность узла, поскольку поломка узла или его устройств практически неизбежно становится причиной гибели самолета. С этой точки зрения механизм изменения геометрии крыла должен иметь дублирующую систему, как, например, в двигательной установке.

В соответствии с общими принципами, принятыми в авиации, требованиям к механизму изменения геометрии крыла должна удовлетворять конструкция, достаточно легкая ( с тем чтобы добавочная масса не привела к утрате преимуществ применения изменяемой геометрии), а также простая в изготовлении и обслуживании. Для создания легкого, сильно нагруженного механизма изменения геометрии при ограничении на его объем целесообразно использовать материалы высокой прочности, а для обеспечения его работоспособности при минимальном коэффициенте трения в условиях низких и высоких температур-специальные смазочные средства или материалы, не требующие смазки при трении одной поверхности о другую.

Кроме того, конструкционные материалы должны обладать постоянной статической прочностью во время работы при разных температурах и атмосферных условиях, а также высокой динамической и усталостной прочностью под действием вибраций большой частоты и амплитуды при полете в неспокойной атмосфере или при выполнении маневров. При этом следует помнить, что внешние нагрузки подвижных частей крыла (возникающие в полете) складываются из аэродинамических сил, зависящих от условий полета, массовых сил (силы тяжести и инерции), обусловленных собственной массой конструкции крыла и массой расположенных в нем грузов и агрегатов (топливо, оборудование внутри крыла, подвесные грузы), и сил, возникающих при использовании оружия. Под действием таких нагрузок крыло подвергается изгибу и кручению. Эти нагрузки, передающиеся с подвижных элементов конструкции на неподвижные, вызывают реакции четырех видов. Ими являются: перерезывающая сила (вертикальная), действующая в плоскости, параллельной плоскости симметрии самолета; осевая сила (горизонтальная), действующая параллельно оси самолета; изгибающий момент; крутящий момент. Эти реакции определяют размеры узла, соединяющего крыло с фюзеляжем. Изгибающий момент можно заменить парой горизонтальных сил, а крутящий-парой вертикальных, поэтому ясно, что конструкция узла крепления должна иметь элементы, способные воспринимать равнодействующую горизонтальных сил и равнодействующую вертикальных сил.

В общем случае предполагается, что элементы узла, рассчитанные на перерезывающую силу и изгибающий момент, выдерживают осевую силу и крутящий момент. В самолетах с крылом постоянной геометрии силы и моменты передаются через несколько узлов, конструкция которых может соответствовать индивидуальному характеру приложенной нагрузки.

Рис. 1.53. Схема узла, соединяющего подвижные части крыла с центропланом, а-с отдельными вертикальным и горизонтальным шарнирами; б-с шарниром, имеющим косые поворотные пластины.

В самолетах изменяемой геометрии эту функцию, очевидно, может выполнять только один узел, обеспечивающий, кроме того, перемещение одних частей крыла относительно других. Это значительно усложняет задачу создания простого и работоспособного узла, поэтому при проектировании первых самолетов с изменяемой стреловидностью рассматривалось большое количество механизмов изменения геометрии по разным кинематическим схемам (принципам действия). По-видимому, наибольшее применение получили два относительно простых решения (рис. 1.53). Первое из них основано на выделении в узле специальных шарниров, воспринимающих по отдельности перерезывающие силы и изгибающий момент. Преимуществом этого решения является ограничение кинематики вращательным движением узла, а недостатком-необходимость применения дополнительного шарнира, воспринимающего перерезывающую силу. Такое решение использовано в самолетах F-111 и «Торнадо», а также предусмотрено в проекте сверхзвукового пассажирского самолета «Боинг» 2707. Второе решение основано на использовании одного шарнира с косыми поворотными пластинами, воспринимающими нагрузки обоих видов. Преимуществом этого решения является простота конструкции, а недостатком-одновременное появление вращательного и циклического поступательного перемещения. Конструкция такого типа использована в самолете F-14. Шарниры крыла должны свободно вращаться, поэтому в них обычно устанавливаются подшипники скольжения со слоем тефлона, существенно снижающего трение.

Вторым слабым местом в конструкции самолета изменяемой геометрии является система привода, состоящая из механизма, изменяющего положение подвижных частей крыла, и устройства, синхронизирующего эти перемещения. Эта система должна не только обеспечивать синхронное отклонение плоскостей крыла (обычно также механизации и элеронов), но и быть абсолютно надежной. С этой точки зрения система механизмов изменения положения должна приводиться в движение и воспринимать нагрузки от различных частей крыла по крайней мере двумя независимыми путями. В реализованных до настоящего времени системах применяются обычно два гидромотора, связанные между собой механически валом синхронизации поворота крыла и подкрыльных пилонов, что позволяет топливным бакам, бомбам, ракетам и т.п., подвешенным под крылом на пилонах, располагаться вдоль набегающего потока независимо от угла стреловидности. Такая система обычно дополняется управляющим блоком и шарнирно-вин– товыми исполнительными механизмами с соответствующими редукторами.

Гидромоторы работают в независимых гидравлических системах, поэтому в случае неисправности одной из них возможно нормальное отклонение крыла (с уменьшенной скоростью) при помощи вала синхронизации. В случае одновременного отказа обеих систем предусмотрена блокировка положения крыла. Если система работает нормально, то пилот может выбрать любое желаемое положение из всего диапазона отклонений, при этом соответствующая электронная приоритетная система обеспечивает правильный порядок действий во время изменения положения крыла. Управление положением крыла производится из кабины посредством специального рычага, направление перемещения которого совпадает с направлением перемещения передней кромки, или при помощи соответствующего электрического переключателя.

В зависимости от выбранной компоновочной схемы самолета и положения плоскости, разделяющей крыло на подвижные и неподвижные элементы, необходимо производить уплотнение соединений подвижных частей с неподвижными, а в случае, когда задние кромки заходят частично в фюзеляж,-уплотнение соединений крыло-фюзеляж. В самолете «Торнадо», например, применяется уплотнение в виде пневматических камер с наддувом, которые обеспечивают аэродинамическую «чистоту» соединений и малое интерференционное сопротивление. Камеры, изготовленные из упругого пластика, усиленного стекловолокном, не вносят дополнительных неблагоприятных влияний, например не вызывают флаттера крыла, не снижают ресурс самолета и т.д.

Даже из тех немногих проблем, которые перечислены выше, следует, что для реализации преимуществ самолетов с изменяемой геометрией крыла необходим тщательный анализ не только аэродинамических характеристик, функциональности и надежности каждого элемента системы и оборудования, но также весовых, прочностных и кинематических исследований элементов и агрегатов самолета. Только комплексное решение этих проблем может сделать самолет изменяемой геометрии эффективным оружием, послушным воле пилота, а в будущем, возможно, и надежным транспортным средством.

8. Самолеты вертикального взлета и посадки

В начале 50-х и конце 60-х годов проблема вертикального (или короткого) взлета и посадки наиболее часто обсуждалась на страницах специальных изданий. Этот факт станет понятным, если учесть, что одним из важнейших достоинств самолета как военного оружия в течение многих лет была максимальная скорость его горизонтального полета (для воздушного транспорта она и в обозримом будущем останется главным показателем с точки зрения пассажира), увеличению которой сопутствовал рост вертикальной скорости и высоты управляемого полета.

Ввод в эксплуатацию новых типов самолетов с максимальной скоростью, соответствующей М = 2,0-1-2,5, сопровождался ростом взлетной и посадочной скоростей до значений 250-350 км/ч, что потребовало удлинения взлетно-посадочной полосы и, следовательно, создания новых ВПП. Такой неблагоприятый оборот дела не удалось радикально исправить применением высокоэффективной механизации крыла, а позднее и крыла изменяемой геометрии. Оба эти способа позволили лишь смягчить ситуацию, поскольку отношение максимальной скорости к минимальной в самолетах обычного взлета и посадки не может регулироваться беспредельно. Для первых серийных сверхзвуковых самолетов это отношение составляло около 5-9 и возросло до 10 для самолетов второго поколения, а для самолетов с изменяемой стреловидностью крыла оно достигло 11,5.

Стало ясно, что необходимо изменить принттип взлета и посадки – вместо касательного относительно земли направления движения перейти по возможности к вертикальному посредством дополнения аэродинамической подъемной силы вертикальной составляющей тяги двигательной установки. В предельном случае тяга двигателей целиком может быть направлена вертикально, а ее величина-превышать вес самолета. Если при этом выполняются условия устойчивости и управляемости, то возможен подъем самолета при нулевой горизонтальной скорости. Таким образом родилась идея самолета вертикального взлета и посадки (ВВП) и самолета короткого взлета и посадки (КВП).

Конструктивная идея самолетов ВВП и КВП

Разработка самолетов ВВП началась впервые в 50-х годах, когда был достигнут соответствующий технический уровень турбореактивного и турбовинтового двига– телестроения, что вызвало повсеместную заинтересованность в самолетах этого типа как среди потенциальных пользователей, так и в конструкторских бюро. За десятилетия, прошедшие с тех пор, в мире были созданы десятки опытных самолетов ВВП разных систем. Большинство конструкций было изготовлено в 1-2 экземплярах, которые, как правило, терпели аварии уже во время первых испытаний, и дальнейших исследований над ними уже не проводилось. Большие надежды, которые связывались с такими самолетами, натолкнулись на серьезные практические трудности, и, по опубликованным данным, на Западе сейчас имеется единственный выпускаемый серийно околозвуковой самолет-штурмовик ВВП «Харриер» Р. 1127 британской фирмы «Хоукер-Сиддли» (изготавливается также по лицензии в США под индексом AV-8).

Техническая комиссия НАТО, огласившая в июне 1961 г. требования к истребителю-бомбардировщику вертикального взлета и посадки, дала тем самым определенный импульс развитию сверхзвуковых самолетов ВВП в западных странах. Предполагалось, что в 60-х-70-х годах странам НАТО потребуется около 5000 таких самолетов, из которых первые войдут в эксплуатацию уже в 1967 г. Прогноз такого большого количества продукции вызвал появление шести проектов самолетов: Р. 1150 английской фирмы «Хоукер-Сидд– ли» и западногерманской «Фокке-Вульф»; VJ-101 западногерманского Южного Объединения «EWR-Зюд» («Бельков», «Хейнкель», «Мессершмитт»); D-24 голландской фирмы «Фоккер» и американской «Рипаблик»; G-95 итальянской фирмы «Фиат»; «Мираж» III-V французской фирмы «Дассо» и F-104G в варианте ВВП американской фирмы «Локхид» совместно с английскими фирмами «Шорт» и «Роллс– Ройс».

Рис. 1.54. Самолеты вертикального взлета и посадки «Мираж-Бальзак» V-001 фирмы «Дас– со» (а) и VJ-101C-X2 объединения «EWR-Зюд» (б) во время наземных испытаний.

Еще до представления проектов на конкурс стало ясно, что он не состоится. Оказалось, что каждое государство имеет свою собственную, отличную от других концепцию будущего самолета и не согласится на монополию одной фирмы или группы фирм. Например, английские военные поддерживали не свои фирмы, а французский проект, Федеративная Республика Германии поддерживала проект фирмы «Локхид» и т.д. Судьбу конкурса предрешила, по-видимому, Франция, представители которой заявили, что независимо от результатов конкурса будут работать над своим проектом самолета «Мираж» III-V.

Политические, технические и тактические проблемы повлияли на изменение концепции комиссии НАТО, которая разработала новые требования. Началось создание многоцелевых самолетов. В этой ситуации только два из представленных проектов вышли из стадии предварительного проектирования: самолет «Мираж» III-V, финансируемый французским правительством, и самолет VJ-101C объединения «EWR-Зюд», финансируемый западногерманской промышленностью. Эти самолеты (рис. 1.54) были изготовлены соответственно в 3 и 2 экземплярах и подвергались испытаниям (4 из них погибли в катастрофах) до 1966 и 1971 гг. В 1971 г. по заказу командования авиации ВМС США начались работы над третьим сверхзвуковым самолетом ВВП в западных странах-американским XFV-12A.

Отношение СССР к проблеме вертикального взлета и посадки проявилось в 1967 г. Во время демонстрационных полетов на подмосковном аэродроме «Домодедово» были показаны три опытных сверхзвуковых самолета КВП и один околозвуковой ВВП конструкции А. И. Микояна, П. О. Сухого и А. С. Яковлева.

В 60-х годах преобладало мнение, что большое число и разнообразие проектов и программ самолетов ВВП свидетельствуют о том, что авиаконструкторы рассмотрели уже все решения проблемы вертикального взлета и посадки. Создалось впечатление, что они лучше подготовлены к реализации заказов в будущем, нежели конструкторы, которые более 20 лет назад приступили к разработке военных сверхзвуковых самолетов. Однако последующая практика использования сверхзвуковой авиации показала малую вероятность того, что в ближайшем будущем сверхзвуковые самолеты ВВП найдут широкое применение. На это указывают трудности, которые возникают при их разработке, и тот факт, что летные данные, которыми они обладают, значительно хуже, чем у обычных современных сверхзвуковых самолетов, при более высокой стоимости изготовления и эксплуатации и меньшей надежности.

Принципы использования самолетов ВВП и КВП

История развития самолетов ВВП и КВП показывает, что до настоящего времени они создавались почти исключительно для военной авиации. Поэтому принципы использования и типы задач, которые предусматривались ранее или ожидались в будущем, имели решающее значение при поиске наилучших решений. Потребность в самолетах подобного типа вызвана необходимостью рассредоточения военной авиации с целью избежать ее уничтожения на стоянке. Рассредоточение современных военных самолетов, требующих аэродромов с протяженными взлетно-посадочны– ми полосами, весьма затруднено не только из-за малого количества последних (даже с учетом соответствующих гражданских аэродромов), но и из-за малой вероятности строительства новых в условиях войны. Это означает, что вертикальные взлет и посадка дают на первый взгляд оптимальное решение, поскольку самолет ВВП может базироваться на площадках, размеры которых не намного превышают его габариты.

Кроме способности вертикального взлета и посадки, самолеты ВВП обладают дополнительными преимуществами, а именно возможностью зависания, разворота в этом положении и полета в боковом направлении в зависимости от используемых двигательной установки и системы управления.

Перечисленные преимущества самолетов ВВП в боевых условиях значительно обесцениваются наличием серьезных недостатков, приводящих к усложнению эксплуатации таких самолетов и ухудшению их летных данных. Испытания сверхзвуковых самолетов и опыт их эксплуатации в войсковых частях показывают, что рассредоточение большого числа малых групп самолетов в различных местах выгодно с точки зрения безопасности, но неудобно с точки зрения материально-технического обеспечения (топливом, запасными частями, боеприпасами и т. д.), которое в общем не должно зависеть от наземного транспорта. Используемые в настоящее время системы материально-технического обеспечения и обслуживания не приспособлены к эксплуатации в труднодоступной местности. Поэтому необходимо создать новую систему, способную функционировать при частой смене мест базирования, решать, кроме задач управления полетами и технического обслуживания, много других проблем, в частности вопросы работы, жилья, питания, бытового обслуживания и отдыха летного и наземного персонала. В этой ситуации ясно, что только военно-морская авиация, располагающая авианосцами, готова к эффективной эксплуатации самолетов ВВП. И не случайно поэтому при проектировании современных самолетов ВВП и КВП предполагается их базирование на палубах авианосцев.

Другая группа недостатков самолетов ВВП касается летных характеристик. Одной из них является чувствительность к порывам ветра при полете на малых скоростях, вследствие чего взлет и посадка в неспокойной атмосфере становятся небезопасными. К недостаткам следует отнести и значительную разницу в грузоподъемности самолета обычного взлета и вертикального или короткого взлета.

Взлетная масса самолета во время эксплуатации может быть различной в зависимости от количества принятого на борт груза (вооружения или топлива). При этом у обычных самолетов увеличение взлетной массы приводит к удлинению пути разбега, а у самолетов ВВП-к невозможности вертикального взлета. Для используемых в настоящее время двигательных установок приближенно можно считать, что самолет ВВП в варианте вертикального взлета может поднять груз, в два раза меньший, чем при обычном взлете. Ввиду этого диапазон задач и радиус действия такого самолета существенно зависят от расположения района боевых операций по отношению к месту взлета и от возможности выбора последующего места посадки. Определяющим параметром самолета ВВП является величина, обратная тяговооруженности, т.е. отношение взлетной массы к тяге при взлете. Исследования показали, что для вертикального взлета необходимо наличие значительного резерва вертикальной составляющей тяги по отношению к весу самолета. В современных околозвуковых и сверхзвуковых самолетах ВВП отношение взлетной массы к тяге двигателей составляет ~ 0,65-0,85 кг/даН. Вертикальная тяга создается либо путем отклонения вниз реактивных струй тяговых двигателей, обеспечивающих поступательное движение самолета, либо с помощью специальных подъемных двигателей, установленных в положении, близком к вертикальному.

Таблица 7. Характеристики самолетов вертикального взлета и посадки

Самолет

Назначение

Экипаж

Аэродинамическая схема

Система управления

Двигательная установка

«Мираж– Бальзак»

Экспериментальный

1

«Бесхвостка», треугольное крыло, низкоплан

Аэродинамическая + реактивная (сжатым воздухом)

8 подъемных, 1 маршевый двигатель

«Мираж» V-02

Истребитель-бомбардировщик

1

То же

То же

То же

VJ-101C Х-2

Экспериментальный

1

Классическая, стреловидное крыло, высоко– план

Аэродинамическая + реактивная (тягой двигателей)

2 подъемных, 4 подъемно-маршевых двигателя в поворотных гондолах

XFV-12A

Истребитель-бомбардировщик

1

«Утка», стреловидное крыло, высокоплан

Аэродинамическая + реактивная (эжективные закрылки, регулирующие величину и направление тяги)

1 тяговый двигатель с эжекторными щитками

Самолет

Размах, м

Длина, м

Высота, м

Площадь несущей поверхности, м2

Стандартная взлетная масса, кг

Стандартная удельная нагрузка, кг/м2

Отношение массы тяге 1*

[Закрыть] , кг/даН

Максимальное число Маха

«Мираж– Бальзак»

7,58

12,80

4,25

29,0

6100

210

2,77 (0,83)

– /-

«Мираж» V-02

8,72

18,0

5,55

– /-

12000

– /-

1,43 (0,96)

2,04

VJ-101C Х-2

6,61

15,70

4,13

18,60

7 690

413

1,20 (0,88)

1,14

XFY-12A

8,69

13,39

3,15

27,20

6259

230

0,98 (0,64)

2,0

1* Данные в скобках относятся к вертикальному взлету.

Рис. 1.55. Расположение подъемной двигательной установки и элементов системы струйного (реактивного) управления самолета «Мираж– Бальзак» фирмы «Дассо».

В табл. 7 представлены характеристики четырех сверхзвуковых самолетов вертикального взлета и посадки, в том числе околозвукового самолета VJ-101C, развивающего М = 1,14 (по проекту М = 2,0). Сравнение показывает, что самолеты различаются аэродинамическими схемами, системами управления на различных этапах полета и принципами работы двигательных установок.

Появление отдельных двигателей для вертикального и горизонтального полета в самолетах «Мираж-Бальзак» (рис. 1.55) и «Мираж» III-V фирмы «Дассо» не было случайным. Этому послужили две причины. Первая из них определяется желанием использовать уже существующую конструкцию с минимальными изменениями. Вторая причина вытекает из сравнительной оценки преимуществ и недостатков двигательной установки такого типа. Разделение функций между двигателями позволяет выбрать оптимальные типы двигателей для весьма различных условий взлета-посадки и горизонтального полета, особенно на сверхзвуковой скорости.

Не менее важной является проблема безопасности во время зависания, так как в случае аварии одного из нескольких подъемных двигателей должна сохраняться возможность благополучного приземления. Параметры такой двигательной установки зависят главным образом от характеристик подъемных двигателей. Эти двигатели должны иметь малую удельную массу (по отношению к подъемной силе), малые размеры, высокую надежность и низкую стоимость. Выполнение этих требований оказывается возможным благодаря кратковременной работе двигателей-два раза на каждый полет по 30^0 с в ограниченном диапазоне скоростей и высот. Как следует из опубликованных данных, такая двигательная установка на самолете ВВП может быть эффективной только при условии создания подъемных двигателей с удельной массой не более 0,05 кг/даН. (Для сравнения напомним, что двигатели самолета «Мираж» III-V-02 имеют удельную массу 0,08 кг/даН.)

Рис. 1.56. Компоновочная схема самолета VJ-101C.

1-телеметрическое оборудование; 2-кабина пилота; 3-катапультируемое кресло; 4-створка воздухозаборника подъемных двигателей; 5-подъемные двигатели; 6 – подъемно-маршевые двигатели; 7-оси поворота подъемно-маршевых двигателей; 8-форсажная камера; 9-кольцевая щель дополнительного воздухозаборника; 10-передний топливный бак; 11 -задний топливный бак; 12 -привод поворота двигателей; 13 -элероны; 14-закрылки; 15 -руль направления; 16 -стабилизатор; 17 -передняя стойка шасси; 18-главные стойки шасси.

Проект самолета VJ-101C объединения «EWR-Зюд» (рис. 1.56) разрабатывался в других условиях. Вначале предполагалось, что это будет самолет-перехватчик, который заменит в 70-х годах самолет F-104G (позднее была принята программа «Панавиа»), но затем появились требования полета на малой высоте (использование самолета для нанесения ударов по наземным целям), что обусловило необходимость применения экономичной двигательной установки. В этой ситуации более выгодной оказалась комбинированная система, в которой часть двигателей используется только при взлете, посадке и на переходных режимах. Был разработан проект двигательной установки с двумя подъемными двигателями, расположенными вертикально за кабиной пилота, и четырьмя подъемно-маршевыми двигателями, помещенными в две поворотные гондолы, закрепленные на концах крыла. Выбор такой схемы двигательной установки продиктован следующими соображениями:

– во время взлета и посадки может быть использована тяга всех двигателей;

– можно применить форсирование в двигателях, установленных в гондолах, что повышает их эффективность ценой некоторого увеличения массы конструкции;

– отсутствуют потери тяги, которые имеют место в двигательных установках с отклонением реактивной струи газов;

– использование поворотных гондол упрощает переход в различные фазы полета;

– управление в режимах висения, вертикального взлета и посадки может быть легко реализовано путем дифференциального изменения тяги отдельных групп двигателей, благодаря чему не нужна специальная система струйного (реактивного) управления (применение которой вызывает усложнение конструкции и увеличение ее веса и снижение эффективности по тяге вследствие дополнительного расхода сжатого воздуха);

– отсутствие тяговых двигателей и их сопел в фюзеляже позволяет рациональнее использовать объем самолета, например разместить все топливо вблизи центра тяжести и упростить конструкцию главных опор шасси;

– изменение направления тяги двигателей дает возможность осуществить короткий взлет и посадку;

– влияние земли в режиме висения (приводящее к засасыванию выхлопных газов и повышению температуры) невелико, поскольку воздухозаборники двигателей в гондолах размещаются достаточно высоко;

– установка гондол на концах крыла в принятой аэродинамической схеме уменьшает нагруженность конструкции и ее массу, а также облегчает доступ при обслуживании.

Единственным существенным недостатком принятой системы двигательной установки является дополнительное сопротивление от гондол. Сравнение результатов исследования для такой компоновки и системы, в которой тяговые двигатели располагаются в фюзеляже, показало, что разница сопротивлений равна сопротивлению одной гондолы. Система двигательной установки с поворотными гондолами применима только в самолетах с крылом малого удлинения, поскольку подъем самолета с помощью сил, приложенных к концам длинных консолей крыла, связан с увеличением массы, так как при этом необходимо использовать соответственно более прочную и жесткую конструкцию.

Поворотные гондолы-одна из наиболее интересных особенностей самолета VJ-101C. Весовой анализ показывает, что механизм поворота гондол весит меньше, чем система отклонения реактивной газовой струи. В конструкции узла поворота использованы шарикоподшипник большого диаметра, встроенный в боковую стенку гондолы, и трубчатая ось, через которую подается необходимое питание. Гондолы поворачиваются гидроприводами, работающими в сдвоенной гидросистеме с насосами, размещенными непосредственно на двигателях. Установка разъемных соединений топливной и гидравлической систем и блока управления в плоскости концевых сечений крыла позволяет легко демонтировать гондолы как отдельные агрегаты. Запуск двигателей производится с помощью гидравлического стартера.

Существенную проблему при проектировании самолета вертикального взлета и посадки представляет выбор типа воздухозаборников, которые должны удовлетворять требованиям, относящимся к принципиально различным режимам полета. Одной из трудностей является запуск подъемных двигателей в горизонтальном полете при положительных углах атаки фюзеляжа, поскольку в районе воздухозаборника создается разрежение, а в районе сопла – повышенное давление. Задача решается с помощью больших щитков, расположенных на верхней и нижней поверхностях фюзеляжа, вызывающих движение воздуха, благоприятное для работы двигателей. Воздухозаборники основных подъемно– маршевых двигателей рассчитаны на сверхзвуковую скорость полета, поэтому на взлете, висении и посадке оказалось необходимым применение дополнительного воздухозаборника, который образуется при выдвижении передней части гондолы вперед одновременно с выпуском щитков и шасси. Щель, создаваемая при этом на поверхности гондолы, увеличивает площадь сечения воздухозаборника и благоприятно влияет на распределение скорости и давления воздушного потока на входе в компрессор даже при сильных горизонтальных порывах ветра.

В самолете XFV-12A фирмы «Норт Америкен» используется явление эжекции, т.е. всасывание окружающего воздуха каналами, расположенными в крыльях и горизонтальном оперении, под действием струи газов, выходящей из турбовентиляторного двигателя (рис. 1.57). На режимах висения и полета с малой скоростью управление самолетом осуществляется при помощи четырех работающих независимо эжекторов, создающих реактивную подъемную силу различной величины. При горизонтальном полете двигатель работает, как в обычном самолете, а при зависании и полете с малой скоростью вся струя выходящих газов направляется в эжекторы.

Рис. 1.57. Этапы полета и соответствующее им положение направляющих щитков эжекторов в самолете XFV-12A.

а-висение; б-короткий взлет и посадка; в-горизонтальный полет.

Реактивная подъемная сила эжекторов возрастает благодаря захвату воздуха газовой струей. Вследствие смешения этих потоков (в отношении 7,5:1) скорость и температура газовоздушной смеси на выходе из эжектора уменьшаются, а тяга возрастает примерно на 50%. Использованный в этом самолете принцип вертикального взлета еще мало изучен, несмотря на проведенные в последние годы NASA летные испытания модификации самолета DHC-8A «Буффало» фирмы «Де Хэвилленд Канада», снабженного реактивными закрылками (данные летных испытаний которого значительно отличались от результатов аэродинамических расчетов и продувок). При создании эжекторной системы были использованы исследования фирмы «Локхид», на опытном самолете которой XV-4A «Хаммингбёд» («Колибри»), совершившем первый полет в 1962 г., подъемная сила создавалась в результате эжекции воздуха струей газов от двух турбореактивных двигателей. Однако аэродинамика этого самолета была другой, так как эжекторы, находящиеся в средней части фюзеляжа, не влияли на обтекание крыла и горизонтального оперения и не использовались для управления самолетом.