Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 4 (всего у книги 42 страниц)

Психологический барьер

В гл. 1 показано, что разработка систем обнаружения и обороны, обладающих все большей эффективностью, а также непрерывное совершенствование этих систем привели к тому, что шансы незаметного проникновения самолетов, летающих на больших либо средних высотах, весьма уменьшились уже под конец 50-х годов. Таким образом, для уменьшения вероятности дальнего обнаружения наземными (а также морскими и воздушными) радиолокационными станциями противника оказались необходимыми полеты с большой скоростью на малой высоте, что затрудняет обнаружение из-за естественных преград, а также из-за вторичного отражения сигналов от местности. «Малой» считалась высота около 300 м. Такая высота была признана безопасной с учетом достигнутой точности навигации самолета с помощью эксплуатируемого либо разработанного к тому времени бортового оборудования. Однако полет на такой малой высоте имеет ряд особенностей, которые влияют на работу двигательных установок, а также обусловливают появление знакопеременных нагрузок малой амплитуды и высокой частоты. Большое сопротивление воздуха и недопустимое возрастание температуры конструкции самолета в результате аэродинамического нагрева ограничивают максимальную скорость полета на высотах ниже 300 м (эта высота условно называется нулевой) величиной, составляющей лишь 55-70% скорости, развиваемой на оптимальной высоте. Из данных табл. 2 видно, что наибольшая скорость самолетов с М макс ›2 на Н = 0 составляет 1300-1490 км/ч. В таких условиях полет на заданный радиус действия требует не только в 3 раза больше топлива, чем полет в стратосфере, но и происходит в сложных пилотажных условиях при воздействии нагрузок, ведущих к снижению эксплуатационного ресурса самолета, а в некоторых случаях даже к разрушению планера.

При первых полетах на малых высотах самым опасным казался риск столкновения самолета с естественными либо искусственными преградами, поскольку этот риск возрастает пропорционально росту скорости и уменьшению высоты полета. Опыт, полученный в экспериментальных полетах, а позднее-при нормальной эксплуатации, существенно изменил эти взгляды. Оказалось, что более важным фактором является влияние турбулентности атмосферы на усталостную прочность планера, а также на физическую и психологическую усталость экипажа. Поскольку в начальный период полетов на малых высотах на первый план, кроме прочего, выдвинулась проблема психофизиологических последствий усталости человека, это новое препятствие по аналогии с предыдущими было названо психологическим барьером.

Сущность психологического барьера связана с атмосферными условиями вблизи поверхности Земли. В приземном слое в результате существования градиентов температур и давлений постоянно происходит интенсивное перемещение воздушных масс с разными скоростями и в разных направлениях. Эти порывы и флуктуации приводят к резким и непредвиденным колебаниям самолета относительно различных осей, а также к возникновению положительных или отрицательных перегрузок различной частоты. Кроме высоты полета, эти атмосферные возмущения зависят от скорости полета, прямо или косвенно влияя на самочувствие экипажа. Установлено, что на малой высоте перегрузка с амплитудой 0,5 изменяется с частотой 5 раз в минуту при скорости полета М = = 0,45, до 27 раз в минуту при М = 0,7 и вплоть примерно до 500 при М = 1,2.

Порывы ветра с частотой 5 раз в минуту не оказывают заметного влияния на психологическое состояние человека, в пределах 5-12 они неприятны, но легко переносятся при соответствующей тренировке, однако они трудно переносимы при частотах выше 12 раз в минуту. Во время полета на большой высоте экипаж может легко обнаружить и обойти область турбулентной атмосферы; зато на малой высоте это почти невозможно из практических и тактических соображений.

Ввиду недостаточного технического оснащения самолетов для первых полетов на малой высоте, а также отсутствия опыта и соответствующей тренировки экипажа первые полеты с большой скоростью на малой высоте были весьма опасны и выполнялись крайне неохотно. Условия такого полета приводили к увеличению вероятности ошибок, уменьшению до минимума времени реакции экипажа на события, а также к появлению чувства беспокойства и неуверенности из-за вибрации конструкции и внезапных ускорений, особенно во время выполнения маневров.

Все это отрицательно влияет на самочувствие членов экипажа и через определенное время может снизить их способность к восприятию, осмыслению и реакции, т.е. работоспособность. Эти неблагоприятные явления существенно усугублялись в зависимости от характера действий, выполняемых экипажем. Например, необходимость наблюдения за преградами перед самолетом затрудняет наблюдение по сторонам, и в то же время объекты, над которыми пролетает самолет, экипаж видит крайне неотчетливо, поскольку располагаемое время наблюдения слишком коротко для детального рассмотрения. Дело затрудняется также необходимостью частого контроля приборов, т.е. необходимостью частого переноса взгляда с лобового стекла на приборную доску, что требует определенного времени на аккомодацию и приводит к утомлению зрения. Проблема усугубляется также тем фактом, что часть времени пилот должен выделить на сравнение местности с картой. В этой ситуации объекты, особенно находящиеся в боковом поле зрения, весьма неотчетливы и идентифицируются с трудом, поскольку сливаются в сплошную колеблющуюся массу. Трудности наблюдения могут быть еще большими, поскольку они зависят также от метеорологических условий, рельефа местности и времени суток, в частности от специфического освещения во время захода солнца и при отражении лучей от воды, песка или снега, а также во время тумана. В ночных полетах встречные наземные огни также мешают адаптации глаз и затрудняют наблюдение местности.

Дополнительную помеху в полетах на малых высотах создает повышенная температура в кабине-пилот потеет, пот стекает у него со лба на глаза, запотевает также остекление кабины, что вместе с загрязнением ветрового стекла налипающими насекомыми существенно ухудшает видимость.

Сказанное приводит к выводу, что область работ, связанных с преодолением психологического барьера, должна охватывать множество явлений, сопутствующих полетам на малых высотах с большими скоростями. Благодаря работам, проведенным в 60-70-х годах, удалось ввести такие технические усовершенствования, которые, с точки зрения экипажа самолета, свели проблему психологического барьера к уровню обычных явлений любого полета.

Помимо усиления конструкции планера, разработан и используется (обычно с учетом требований преодоления и иных барьеров, а также требований, определяемых назначением самолета) ряд технических средств, среди которых:

– система автопилота, связанная с бортовой ЭВМ, а также с высотомером и радиолокатором для обнаружения преград по курсу; такая система, разработанная на основе последних достижений технологии микроволновых элементов, отличается высокой точностью и большой разрешающей способностью, что обеспечивает автоматическую прецизионную корректировку траектории полета. Бортовое оборудование, разработанное во второй половине 60-х годов, позволило уменьшить значение «малой высоты» до 150-100 м, а в 70-х годах-даже до ~ 30 м;

– модернизированное приборное оборудование кабины (особо следует отметить высвечивание показаний некоторых приборов на телевизионных дисплеях и индикаторе на лобовом стекле с помощью систем отображения информации, а также размещение важнейшей информации о состоянии самолета и условиях полета на линии зрения пилота, что значительно уменьшило время реакции на внешние возмущения и освободило от обременительного разделения времени на внешнее и внутреннее наблюдение; значительное сокращение с той же целью числа приборов в кабине, например с 48 в F-4 до 30 в F-15), а также введение экипажа из двух человек;

– встроенное адаптивное управление, немедленно и автоматически реагирующее на возникающие случайные изменения траектории полета самолета (в иных случаях применена система демпфирования вибраций носовой части фюзеляжа с помощью дополнительных управляющих поверхностей); применение такого рода систем существенно уменьшает знакопеременные нагрузки и, как следствие, повышает живучесть самолета и комфорт полета, избавляет пилота от необходимости беспрерывного реагирования на изменения характеристик полета и позволяет ему сконцентрировать внимание на выполняемом задании.

При анализе проблем, связанных с полетами на малых высотах, необходимо помнить, что чувствительность самолета к воздействию турбулентности атмосферы зависит от его динамических характеристик, поскольку частота флюктуаций перегрузок пропорциональна скорости полета, а амплитуда прямо пропорциональна коэффициенту подъемной силы крыла в функции угла атаки и обратно пропорциональна удельной нагрузке на крыло. Следовательно, каждому типу самолета свойствен особый, зависящий от его конструкции вид «восприимчивости» к атмосферным возмущениям.

3. Эволюция конструктивных форм самолета

Из истории развития авиации вообще и сверхзвукового самолета в частности следует, что самолет претерпевал и еще проходит конструктивную эволюцию. Это вполне понятно, так как пути совершенствования самолета всегда имели и имеют своей целью не только улучшение его летных качеств, таких, как скорость, потолок, радиус действия, устойчивость, управляемость и т.д., но также повышение безопасности и комфорта полета, простоты, экономичности и удобства производства, облегчения эксплуатации, обслуживания, ремонта и т.п.

Больше всего в этой эволюции обращает на себя внимание изменение форм и пропорций узлов планера и их взаимной компоновки, что является результатом улучшающегося понимания конструкторами проблемы полета. Это касается в равной степени как формы крыла, фюзеляжа, оперения и местоположения двигательных установок, так и общей конструктивной идеи нового самолета, который должен быть совершеннее уже существующих машин.

Безусловно, решающее влияние на форму самолета оказывают физические явления, сопровождающие полет на тех или иных высотах и скоростях, однако существенны также индивидуальность конструктора либо традиции конструкторского бюро. Из данных, приведенных в настоящей книге, следует, что в разные периоды развития сверхзвуковых самолетов проводились в жизнь различные подходы к их разработке. Каждый из них в свое время представлялся логичным и рациональным. Однако научно-технический прогресс непрерывно корректирует представление об оптимальных решениях, вследствие чего естественно предположить, что следующие поколения самолетов будут создаваться на основе иных предпосылок в сравнении с теми, которые определяли создание самолетов в прошлом.

Эволюция крыла

Крыло не только представляет собой основной узел планера самолета, создающий подъемную силу, но оно также решающим образом влияет на аэродинамическое сопротивление и определяет устойчивость и управляемость самолета. С этой точки зрения одной из самых важных проблем, которые нужно разрешить в процессе проектирования самолета, является проблема оптимального выбора формы крыла и его параметров – геометрических, аэродинамических, прочностных и т. п. Таким образом, только оптимальное согласование противоречивых требований (главным образом аэродинамики и прочности) может обеспечить успех, т. е. получение желаемых летных характеристик самолета.

В результате теоретических и экспериментальных исследований установлено, что самым эффективным средством снижения волнового сопротивления и смягчения кризисных явлений при околозвуковых скоростях является использование стреловидных крыла и оперения. Реализация в планере самолета идеи стреловидности позволила относительно просто превзойти скорость звука. Известно, что в самолетах с прямым крылом и достаточно большой толщиной профиля преодоление звукового барьера путем форсирования тяги создавало существенные трудности в управлении и приводило к аварийным ситуациям, тогда как в самолетах со стреловидным крылом при околозвуковых скоростях катастроф уже не отмечалось. Еще более эффективным (на определенном этапе развития самолетостроения) оказалось использование треугольного крыла, которое сочетает в себе черты большой стреловидности, малого удлинения и малой относительной толщины профиля при требуемой жесткости. Эта последняя особенность исключительно полезна, так как жесткость стреловидного крыла с возрастанием угла стреловидности быстро уменьшается, что приводит к новым затруднениям, в частности к увеличению массы конструкции ввиду необходимости сохранения требуемой жесткости.

Прямое крыло

Достоинством прямого крыла является его высокий коэффициент подъемной силы даже при малых углах атаки. Это позволяет существенно увеличивать удельную нагрузку на крыло, а значит, уменьшать габариты и массу, не опасаясь значительного увеличения скорости взлета и посадки. Приемлемые взлетно-посадочные характеристики самолета в этом случае обеспечиваются еще и тем, что на прямом крыле удается разместить эффективную механизацию, расширяющую диапазон эксплуатационных скоростей. Благодаря указанным достоинствам прямые крылья умеренного удлинения нашли широкое применение не только в дозвуковых, но и в околозвуковых самолетах с реактивным двигателем.

Недостатком, предопределяющим непригодность такого крыла при сверхзвуковых скоростях полета, является резкое увеличение коэффициента лобового сопротивления самолета при превышении критического значения числа Маха; вследствие этого преодоление звукового барьера самолетом с таким крылом возможно только при очень большом избытке тяги. Ситуацию ухудшает еще и тот факт, что при переходе через скорость звука у самолетов с прямым крылом происходит значительное изменение положения центра давления, а значит, и изменение балансировки, которое трудно скомпенсировать при помощи одного только руля высоты. Некоторое улучшение характеристик достигается при использовании крыла с небольшим удлинением и тонким сверхзвуковым профилем. Крыльями этого типа оснащены, например, такие самолеты, как F-104, F-5A, Т-38, «Тридан» II и Т. 188. Крыло последнего из названных самолетов по форме приближается к треугольному, поскольку в исследованиях установлено, что вредное влияние перемещения центра давления назад при превышении скорости звука может быть несколько уменьшено, если концевым частям крыла дать больший угол стреловидности. Так как удлинение таких крыльев обычно невелико (2-4), то упрощается задача обеспечения достаточной жесткости.

Рис. 1.15. Изменение коэффициента лобового сопротивления Сх и аэродинамического качества Кмакс в зависимости от числа Маха для самолетов с крыльями различной формы.

Важнейшими достоинствами прямого крыла с малым удлинением в сравнении со стреловидным и треугольным являются (при таких же относительной толщине профиля и удлинении) лучшие аэродинамические характеристики при докритических скоростях, главным образом при приземлении. Зато их основной недостаток– большое сопротивление и невысокое аэродинамическое качество при околозвуковых скоростях. Эти отрицательные эффекты сжимаемости воздуха можно несколько смягчить, используя еще меньшее удлинение и более тонкий профиль крыла. Однако надлежащую прочность такого крыла можно получить лишь за счет увеличения массы конструкции. Поэтому прямое крыло хотя и легче стреловидного, но по массовым характеристикам уступает треугольному крылу с теми же параметрами. Считается, что применение тонких прямых крыльев малого удлинения целесообразно лишь в самолетах с М › 1,8. Волновой кризис преодолевается такими самолетами с помощью форсажа двигателя либо путем использования дополнительных ускорителей. Вследствие этих недостатков прямые крылья нашли лишь ограниченное применение в сверхзвуковой авиации (известно только 11 типов самолетов с прямыми крыльями среднего и малого удлинения).

Рис. 1.16. Английский экспериментальный самолет Т. 188.

Стреловидное крыло

Большинство современных около– и сверхзвуковых самолетов гражданской и боевой авиации имеет стреловидные крылья постоянной геометрии (29 самолетов), что связано с их несомненными аэродинамическими достоинствами при таких скоростях полета.

Широкое распространение крыльев этого типа обусловило большое разнообразие применяемых конструктивных решений и их модификаций с целью наилучшего использования достоинств и устранения или смягчения недостатков, связанных со стреловидностью передней кромки крыла. Недостатки стреловидного крыла проявляются как при больших, так и при малых скоростях полета, причем они усиливаются с увеличением угла стреловидности. К важнейшим из них относятся:

– пониженная несущая способность крыла, а также меньшая эффективность действия механизации;

– увеличение поперечной статической устойчивости по мере возрастания угла стреловидности крыла и угла атаки, что затрудняет получение надлежащего соотношения между путевой и поперечной устойчивостями самолета и вынуждает применять вертикальное оперение с большой площадью поверхности, а также придавать крылу или горизонтальному оперению отрицательный угол поперечного V;

– отрыв потока воздуха в концевых частях крыла, что приводит к ухудшению продольной и поперечной устойчивости и управляемости самолета (снижает эффективность элеронов);

– увеличение скоса потока за крылом, приводящее к снижению эффективности горизонтального оперения;

– возрастание массы и уменьшение жесткости крыла (при прочих неизменных параметрах), что обусловлено большей действительной длиной такого крыла (при данном размахе) и, следовательно, большим плечом приложения результирующей подъемной силы.

Таким образом, стреловидность приводит к возрастанию изгибающего момента в корневом сечении крыла при данной массе самолета. Кроме того, несколько увеличивается масса крыла в связи с необходимостью введения дополнительных силовых элементов в корневых частях, а также из-за увеличения поверхности механизации. Дополнительный рост массы стреловидного крыла связан с менее благоприятным (по сравнению с прямым крылом) распределением давления пр его длине, что выражается в увеличении плеча приложения подъемной силы, требующем усиления конструкции, и т.д.

Широкое применение стреловидного крыла стало возможным благодаря проведению соответствующих аэродинамических и конструктивных мер, проявляющих его достоинства и смягчающих недостатки. С этой целью среди прочего применяются «крутка» крыла, аэродинамические направляющие и турбулизаторы, уступ передней кромки крыла, механизация, переменный угол стреловидности вдоль размаха, обратное сужение крыла либо отрицательная стреловидность.

Крыло с наплывом

Анализ недостатков и достоинств прямых и стреловидных крыльев показывает, что диапазоны благоприятных условий их применения в сверхзвуковых самолетах не совпадают, а дополняют друг друга. Ввиду этого около 20 лет тому назад начали разрабатываться крылья изменяемой геометрии (проблемы самолетов с изменяемой геометрией крыла рассмотрены отдельно), а несколько позднее-крылья, которые условно можно назвать стреловидно-прямыми. Оба эти новшества впервые внедрены в боевой авиации, поскольку боевые самолеты, помимо прочего, должны обладать высокой маневренностью, под которой понимается способность экономичного и быстрого выполнения маневров.

Рис. 1.17. Характерные формы прямого крыла сверхзвуковых самолетов (масштаб 1 :200).

Маневренность ограничивается прежде всего статической и динамической прочностью конструкционных материалов планера самолета, а также аэродинамическими характеристиками самолета. Другую часть ограничений образует множество физических эффектов, таких, как максимальная величина коэффициента подъемной силы, возрастание полетного сопротивления, изменение эффективности управления, потеря устойчивости, вибрации крыла и оперения, крены, происходящие из-за срыва потока на крыльях при большой скорости полета, и т.п. Главный источник аэродинамических ограничений-отрыв потока, проявляющийся в различных формах и по разным причинам. Поэтому задача аэродинамического проектирования боевого самолета имеет первостепенную важность, так как качество решения этой задачи определяет достоинства нового летательного аппарата.

Одним из средств, позволяющих контролировать процесс отрыва, является крыло с переменной стреловидностью по передней кромке (наплывом), которое характеризуется образованием пелены вихрей большой энергии, определяющей его аэродинамические свойства.

Для выяснения характера работы крыла с наплывом (или другим устройством тур– булизации набегающего потока) необходимо напомнить, что вообще крылья по характеру обтекания можно разделить на два типа-линейно работающие и работающие нелинейно. Теоретически линейно работающее крыло отличает безотрывное обтекание, а нелинейно работающее-отрыв потока воздуха вблизи передней кромки и его присоединение ниже по потоку к остальной поверхности крыла. В практике самолетостроения нашли применение оба типа крыла, из которых первое вследствие его повсеместного использования было названо классическим.

Крылья, работающие линейно, обычно имеют умеренный угол стреловидности по передней кромке и удлинение, превышающее 2-3, а также соответствующие аэродинамические и конструктивные средства, обеспечивающие безотрывное обтекание. Характерной чертой нелинейно работающих крыльев является большой угол стреловидности по передней кромке и среднее либо малое удлинение. Примером применения нелинейного крыла может служить самолет «Дракен», у которого треугольное крыло с изломом передней кромки фактически представляют собой комбинацию двух крыльев с малым удлинением (однако же с закругленной передней кромкой). Их можно трактовать как две несущие поверхности, работающие нелинейно. Зато в прямом трапециевидном крыле с большим углом стреловидности наплыва, использованном, например, в самолете F-5, оба типа обтекания возникают последовательно друг за другом.

Достоинства и недостатки линейного и нелинейного крыльев известны давно, однако только в начале 70-х годов предприняты попытки совместить их преимущества. Так было создано трапециевидное крыло с наплывом, являющееся комбинацией линейно работающего трапециевидного основного крыла с закругленной передней кромкой и нелинейно работающего стреловидного (или треугольного) крыла с малым удлинением и острой криволинейной передней кромкой с большим углом стреловидности.

Таким образом, главной особенностью крыла с наплывом является одновременное наличие обоих типов обтекания, что позволяет увеличить коэффициент подъемной силы и критическое число Маха и уменьшить коэффициент индуктивного сопротивления при больших углах атаки в диапазоне дозвуковых и околозвуковых скоростей, а также волновое и балансировочное сопротивления в диапазоне сверхзвуковых скоростей. Такой эффект возникает в результате использования малого сопротивления линейно работающего основного крыла при малых углах атаки с сохранением большой подъемной силы и малого сопротивления нелинейно работающего вспомогательного крыла (наплыва) при больших углах атаки. На основании комплексных исследований в гидродинамических каналах и в аэродинамических трубах установлено, что наиболее благоприятные характеристики имеет крыло с наплывом, обладающим углом стреловидности 70°.

Действие крыла с наплывом можно описать следующим образом: спиральный поток вихрей, срывающихся с острой передней кромки большой стреловидности в околофюзеляжной части крыла, ограничивает расширяющуюся с увеличением угла атаки область отрыва, расположенную между передней кромкой крыла и линией присоединения воздушного течения. Вихревая пелена вызывает также образование обширных областей низкого давления (вдоль оси вихрей) и увеличивает энергию пограничного слоя воздуха. Благодаря этому крыло с наплывом при больших углах атаки отличается от обычного крыла большим коэффициентом подъемной силы и меньшим коэффициентом сопротивления, т.е. оно обеспечивает более высокое аэродинамическое качество при выполнении маневров. В сверхзвуковом же полете дополнительная плоскость, размещенная перед основным крылом, уменьшает интервал перемещения центра давления назад, что не только обеспечивает сохранение надлежащей устойчивости, но и одновременно уменьшает балансировочное сопротивление на 20%.

Эффективность крыла с наплывом значительно возрастает при оснащении его носовыми щитками по всему размаху, а также однощелевыми или двухщелевыми выдвижными закрылками. Крылья с наплывом применены в трех новейших самолетах американской истребительной авиа– Hhh-F-16, YF-17 и F-18.

Из опубликованных данных самолетов «Конкорд» и «Мираж» 2000 следует, что некоторые характеристики рассматриваемого крыла можно получить также путем использования небольших горизонтальных несущих плоскостей, размещенных в носовой части фюзеляжа. Ввиду отсутствия более полной информации можно лишь предположить, что эти плоскости выполняют также роль турбулизаторов в полете при больших углах атаки.