Сверхзвуковые самолеты

Текст добавлен: 21 сентября 2016, 15:18

Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

Жанры:

Транспорт и авиация

сообщить о нарушении

Текущая страница: 40 (всего у книги 42 страниц)

Назад к карточке книги

YF-17 фирмы «Нортроп» – одноместный истребитель – США, 1974 г.

Рис. 2.180. Истребитель YF-17.

История создания. YF-17 наряду с YF-16 был вторым проектом, допущенным к заключительному этапу конкурса на разработку легкого боевого самолета. К созданию YF-17 с первоначальным фирменным обозначением Р.530, измененным впоследствии на «Кобра» Р.600, фирма «Нортроп» приступила в мае 1966 г. После заключения контракта (14.04.1972 г.) на строительство двух опытных образцов проект был переработан в соответствии с уточненными требованиями ВВС США. К строительству опытных образцов фирма приступила в начале 1973 г.

Первый из них был показан публично в апреле 1974 г., а 9 июля состоялся его облет. После проведения в 1975 г. сопоставительных испытаний опытных образцов YF-17 и YF-16 было принято решение запустить в серийное производство самолет YF-16. Тогда фирма использовала опытные образцы YF-17 для разработки (совместно с «Макдоннел-Дуглас») самолета F-18, которым можно было бы дополнить более дорогой и тяжелый истребитель ВМС США F-14A, находящийся на вооружении, а также для модернизации последнего. Разработка и строительство двух опытных образцов YF-17 обошлись в 39 млн. долл.

Описание самолета. YF-17 выполнен по классической схеме моноплана со среднерасположенным трапециевидным многолонжеронным крылом удлинения 3,5. Крыло установлено с отрицательным углом поперечного V, равным 5°, и имеет прямолинейные передние и задние кромки, углы стреловидности которых равны соответственно + 20 и – 5°. В корневой части крыло сопрягается с удлиненным наплывом, имеющим криволинейную переднюю кромку и большие углы стреловидности и установки. У наплывов крыла предусмотрены прифюзеляжные щели размером 1,8 M 0,1 м, расположенные в корневых сечениях и предназначенные для улучшения работы воздухозаборников при углах атаки до 60°. Использование наплывов позволило увеличить подъемную силу и угловую скорость установившегося разворота, а также улучшить поперечную устойчивость самолета. Крыло оборудовано носовыми щитками (хорда щитка составляет ~ 20% хорды крыла) по всему размаху, щелевыми выдвижными закрылками значительной хорды и большого размаха, а также небольшими элеронами. Управление самолетом осуществляется с помощью элеронов, работающих на малых скоростях полета (при сверхзвуковых скоростях они блокируются в нейтральном положении), управляемого дифференциального стабилизатора и двухки– левого вертикального оперения, размещенного перед стабилизатором из соображений правила площадей. Кили с небольшими рулями направления установлены с углом развала ~ 30°. Для повышения эффективности управления на малых скоростях полета используются все подвижные поверхности, в том числе носовые щитки и закрылки, которые отклоняются автоматически в зависимости от числа Маха, мгновенной массы самолета и угла атаки, обеспечивая требуемую подъемную силу.

Рис. 2.181. Проекции истребителя YF-17.

Фюзеляж самолета состоит из трех частей. В носовой части находятся приборный отсек, кабина экипажа, боевой отсек с размещенной в нем пушкой, ниша уборки передней стойки шасси и передний топливный бак. В носовой части фюзеляжа имеется дестабилизатор, выполненный в виде полосы, опоясывающей (в горизонтальной плоскости) носовой обтекатель радиолокационной станции. Кабина с двухсекционным открываемым вверх-назад фонарем оснащена катапультируемым сиденьем класса 0-0, направляющие которого наклонены под углом 18°. В центральной части фюзеляжа располагаются главный топливный бак, ниши уборки главных стоек шасси и воздушные каналы двигателей. Выполненная в виде двух двигательных гондол задняя часть фюзеляжа имеет сверху тормозной щиток. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка убирается вперед, задние-назад.

71% массы планера составляют детали из сплавов алюминия, 10%-из стали, 10%-из композитов, 7%-из сплавов титана и 2%-из других материалов. Стационарное вооружение самолета составляет пушка М61А1 «Вулкан» калибра 20 мм. На самолете имеются семь узлов внешних подвесок (в том числе замки на концевых частях крыла для ракет «Сайдуиндер»).

Двигательная установка. На самолете установлены два турбовентиляторных двигателя YJ101-GE-100 фирмы «Дженерал электрик» тягой на форсаже 66,72 кН (6804 кГ) каждый. Воздухозаборники боковые, подкрыльные, нерегулируемые. Топливная система имеет оборудование для дозаправки в полете.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 10,67

Длина, м 17,07

Высота, м 4,42

Площадь несущей поверхности, м2 32,5

Нормальная взлетная масса, кг 10430

Емкость внутренних топливных баков, кг 4770

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 321

Номинальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/даН 0,79

Максимальное число Маха 2,0

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2120

Максимальная скорость у земли, км/ч 1150

Максимальная крейсерская скорость, км/ч 1700

Практический потолок, м 20000

Максимальная дальность (перегоночная), км 4816

Радиус действия, км 927

Взлетная дистанция (при нормальной массе), м 305

Посадочная дистанция (при нормальной массе), м 610

«Торнадо» объединения «Панавиа» – многоцелевой двухместный истребитель с изменяемой геометрией крыла-ФРГ/Великобритания/ Италия, 1974 г.

Рис. 2.182. Многоцелевой истребитель с изменяемой геометрией крыла «Торнадо».

История создания. 17.07.1968 г. между фирмами ФРГ, Великобритании и Италии было подписано соглашение о сотрудничестве в рамках программы MRCA-75, а в марте 1969 г. образовалось общество «Панавиа эркрафт» GmbH (о своем участии заявили фирмы «Мессершмитт– Бельков-Блом», ВАС и «Фиат») по разработке многоцелевого истребителя, который мог бы стать преемником самолета «Старфайтер» F-104. В декабре 1969 г. была начата проектная проработка одноместного варианта «Панавиа» 100 и двухместного «Панавиа» 200, однако уже в марте следующего года работы над одноместным самолетом были прекращены. Собственно разработка самолета началась в июле 1970 г., а уже спустя четыре месяца приступили к строительству опытных образцов. Для осуществления обширной программы летных испытаний было решено изготовить 9 опытных образцов и 6 предсерийных самолетов. Первый опытный образец (POl) был облетан 14.08.1974 г., а последний-5.02.1977 г. Утвержденные в 1973 г. планы производства предусматривали изготовление свыше 800 самолетов (для Великобритании-385, для ФРГ-324, для Италии-100). Первые самолеты предполагалось поставить на вооружение истребительно-бомбардировочных дивизионов ФРГ в 1979 г.; итальянские ВВС получили первые самолеты в марте 1981 г. По данным 1976 г. при принятом объеме выпускаемой серии стоимость одного самолета должна была составлять 26,4 млн. марок (в 1970 г. эта стоимость оценивалась в 13-16 млн. марок, а в 1973 г.-в 21,08 млн. марок).

Описание самолета. «Торнадо» представляет собой высокоплан с крылом изменяемой геометрии, угол стреловидности передней кромки которого меняется в диапазоне 25-66°. Крыло оснащено предкрылками и щелевыми выдвижными закрылками, расположенными по всему размаху поворотных консолей, двухсекционными интерцепторами и носовыми щитками (типа Крюгера) в неподвижных прифюзеляжных частях крыла. Предкрылки и закрылки не только улучшают взлетно-посадочные характеристики самолета, но также повышают его маневренность при среднем положении крыла. Подвижные части крыла крепятся к центроплану с использованием подшипников, размещенных с внешней стороны воздухозаборников.

Конструктивная схема установки подшипников выполнена по образцу технического решения, используемого в самолете F-111. Система изменения положения консоли крыла (механическо-гидравлического типа) состоит из управляющего блока, исполнительных механизмов с гидравлическими толкателями, вала синхронизации поворота консолей и кронштейнов внешних подвесок. Масса системы (без управляющего блока) составляет около 100 кг. Система рассчитана на восприятие силы 637,43 кН (65 000 кГ) и способна развивать максимальное усилие во время изменения положения крыла, равное 343,23 кН (35000 кГ). В функции системы входит отклонение предкрылков и закрылков с учетом угла поворота подвижных частей крыла. Изменения положения крыла осуществляются с помощью отдельных (для каждой консоли) гидросистем с исполнительными механизмами. При нормально работающей системе пилот может выбрать угол стреловидности. Соответствующая электронная система (приоритетного принципа) обеспечивает правильную очередность действий, выполняемых во время поворота консолей.

Фюзеляж технологически разделен на носовую, центральную и хвостовую части. Носовая часть оканчивается большим, отклоняемым вбок обтекателем, закрывающим антенну радарной установки. Помимо РЛС, в носовой части размещены приборный отсек и двухместная кабина экипажа, оснащенная катапультируемыми сиденьями класса 0-0. Закрывающий обе кабины фонарь открывается вверх-назад. Вверху центральной части фюзеляжа находятся отсеки, в которых помещаются задние корневые части консолей при максимальном угле стреловидности крыла с механизмом поворота, несколько ниже-воздухозаборники и ниши уборки главных стоек шасси, убираемых вперед; пневматики низкого давления обеспечивают эксплуатацию самолета массой 22 700 кг на полевых аэродромах с мягкой поверхностью. В этой части фюзеляжа расположены топливные баки, а также гидравлическое и электрическое оборудование. В хвостовой части находятся двигатели и узлы крепления оперения и двух тормозных щитков, размещенных на верхней поверхности фюзеляжа рядом с килем. Кроме того, самолет в модификации для воен– но-морской авиации может быть оснащен тормозным крюком для посадки на авианосце.

Рис. 2.183. Проекции многоцелевого истребителя «Торнадо».

Система аэродинамического управления самолетом состоит из интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и руля направления. Интерцепторы при малых скоростях полета дополнительно используются для уменьшения подъемной силы при углах стреловидности крыла 22^-0°. Для обеспечения оптимальной управляемости самолетом относительно трех осей использованы системы усиления и демпфирования. Аварийная гидромеханическая система управляет положением поворотных частей крыла, стабилизатором, рулем направления, а также закрылками, предкрылками и тормозными щитками.

Самолет оборудован автоматизированной системой управления огнем, состоящей из РЛС типа «Фокс-Хантер» с антенной большого диаметра (0,8 м), бортовой ЭВМ и индикатора тактической обстановки. Система может работать в режимах поиска цели, сопровождения целей (обеспечивается одновременное сопровождение до 12 целей, летящих с разными скоростями на разных высотах, в том числе и на малых), а также сопровождения одиночной цели с повышенной точностью. Цель типа истребителя может быть обнаружена на расстоянии до 100 км.

Двигательная установка. Для самолета MRCA объединением «Турбоунион» специально сконструирован трехвальный турбовентиляторный двигатель RB.199-34R тягой 37,85 кН без форсирования и 66,60 кН с форсированием. Двигатель имеет электронную схему управления, которая преобразует механическое перемещение рычага управления двигателем в соответствующие изменения расхода топлива и площади проходного сечения сопла. Новинкой в двух– двигательном истребителе является применение реверса тяги. К расположенным рядом в горизонтальной плоскости двигателям воздух подается по двум отдельным каналам. Воздухозаборники, расположенные по бокам фюзеляжа, имеют прямоугольное поперечное сечение и регулируются автоматически в зависимости от скорости и высоты полета. Топливные баки расположены в центральной и хвостовой частях фюзеляжа (над воздушными каналами и двигателями), а также в кессонах крыла (вдоль всего размаха). Самолет приспособлен для подвешивания дополнительных баков, а также для дозаправки в полете с помощью нормализованных в рамках НАТО топливоприемников.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета составляют 2 пушки IWKA «Маузер» калибра 27 мм, расположенные по бокам носовой части фюзеляжа. На самолете имеются 3 узла внешних подвесок под фюзеляжем и 4-под крылом.

Летно-технические данные

Размах крыла (макс./мин.), м 13,90/8,60

Длина, м 16,70

Высота, м 5,70

Площадь несущей поверхности (мин./макс.), м2 28,1/29,7 1)

[Закрыть]

Масса пустого самолета, кг 9980-10430

Взлетная масса (ном./макс.), кг 20411/23 800

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 726/943

Отношение номинальной массы самолета к форсажной тяге, кг/даН 1,53

Максимальное число Маха 1,93

Максимальная скорость на высоте 11 000 м, км/ч 2053

Максимальная скорость у земли, км/ч 1350

Посадочная скорость, км/ч 220

Продолжительность полета (без подвесных баков), ч 1,2

Взлетная дистанция (при максимальной массе), м 700

Посадочная дистанция (при максимальной массе), м 900

1) Ориентировочные данные. Некоторые источники приводят значение 30,0 м2 .

В -1 фирмы «Рокуэлл интернэшнл»-четырехместный бомбардировщик стратегической авиации-США, 1974 г.

Рис. 2.184. Стратегический бомбардировщик В-1 в полете.

История создания. Принятое в декабре 1959 г. решение американского правительства об аннулировании программы разработки стратегического бомбардировщика ХВ-70 заставило воен– но-воздушные силы пересмотреть требования к преемнику околозвукового самолета «Страто– фортресс» В-52 фирмы «Боинг». Проектные проработки нового самолета были начаты в 1962 г., а в 1965 г. программа получила обозначение AMSA (Advanced Manned Strategic Aircraft). В ноябре 1969 г. пяти фирмам были сделаны предложения о разработке проектов, а 5 июня 1970 г. был заключен контракт с фирмой «Норт Америкен Рокуэлл» (позднее она стала называться «Рокуэлл интернэшнл») на строительство трех опытных образцов самолета В-1 с изменяемой геометрией крыла. Стоимость программы была оценена в 1,351 млрд. долл. (в августе 1975 г. число заказанных опытных образцов было увеличено до четырех, а стоимость возросла до 1,93 млрд. долл.). При этом предусматривалось, что в конце 70-х годов будет начато серийное производство 241 самолета с единичной ценой ~ 12 млн. долл. Строительство макета самолета было закончено 5.11.1971 г. В это же время выяснилось, что стоимость всей программы увеличится до 8,5 млрд. долл., а стоимость одного серийного самолета-до 35,2 млн. долл. Испытания в аэродинамической трубе моделей более чем 40 различных конфигураций продолжались в течение 5 лет (22 тыс. ч трубных испытаний). Первый опытный образец самолета был облетан 23.12.1974 г. После очередного подсчета действительных затрат оказалось, что стоимость программы возрастет до 18,63 млрд. долл., а стоимость одного самолета-до 76,4 млн. долл. В начале 1975 г. обе стоимости соответственно были уточнены еще раз: 20,572 млрд. долл. и 100 млн. долл.

В 1975-1977 гг. судьба самолета все еще была неопределенной, так как отсутствие решения о запуске самолета в серийное производство было вызвано не только 10-кратным увеличением стоимости серийного самолета по сравнению с установленной первоначально, но и боевыми качествами самолета, которые ухудшались по мере разработки самолета (в частности, в октябре 1974 г. пришлось отказаться от отделяемой кабины экипажа, а в июле 1975 г.-от регулируемых воздухозаборников) ввиду превышения на 15 ? массы пустого самолета по сравнению с проектной. Масса самолета возросла в связи с тем, что первоначально самолет проектировался на M = 2,1, однако во время первого полета на нем была достигнута скорость лишь 1331 км/ч, а 19.09.1975 г., во время 17-го полета,-максимальная скорость 1558 км/ч, что также было недостаточно. В результате этого высказывались даже предложения ограничить максимальную скорость величиной M = 1,4 (на высоте ~9000 м), достигнутой на начальном этапе испытаний.

Наконец, в июне 1977 г. было принято решение отказаться от серийного производства самолета. За это время были построены лишь три опытных образца (второй и третий облетаны 14.06 и 1.04.1976 г.). В 1977 г. фирма «Дженерал дайнемикс» предложила заменить В-1 самолетом FB-111H. Позднее был построен четвертый экземпляр (несмотря на отказ Министерства обороны США от запуска самолета в серийное производство, фирма не прекратила работ) и продолжены испытания. Программа испытаний была завершена в апреле 1981 г., и вопрос о серийном производстве самолета снова стал предметом обсуждения на правительственном уровне Ч Всего на четырех опытных экземплярах было выполнено 247 полетов и налетано 1895 ч. Процесс летных испытаний самолета занял около 6 лет.

Описание самолета. В-1 представляет собой построенный по классической схеме низкоплан с крылом изменяемой геометрии. Счетверенная для повышения надежности гидравлическая система обеспечивает изменение стреловидности передней кромки крыла в диапазоне 15-67° 30', причем взлет и посадка совершаются при угле стреловидности 15°, полет с дозвуковой скоростью-при 25°, со сверхзвуковой-65°, а полет на малых высотах-при 50-55°. Управление положением консолей осуществляется вручную. Одной из характерных черт самолета является использование укрупненного центроплана с наплывом, обладающим криволинейной передней кромкой. Центроплан представляет собой кессонную моноблочную конструкцию и воспринимает нагрузки не только от подвижных частей крыла, но и от двигателей и главных стоек шасси. Конструкция поворотных консолей-двух – лонжеронная, с дополнительными стенками, моноблочная, с обшивкой из укрупненных панелей. Консоли оснащены шестисекционными предкрылками, расположенными вдоль всего размаха, четырехсекционными интерцепторами и шестисекционными выдвижными щелевыми закрылками. Предкрылки используются только во время взлета и отклоняются на угол 20°. Максимальный угол отклонения закрылков равен 40°, а интерцепторов 70°. При стреловидности более 20° две корневые секции закрылков блокируются, как и внешние секции интерцепторов, при M › 1. Кессонные части консолей крыла и центроплана используются в качестве топливных баков.

В октябре 1981 г. правительством США принято решение о производстве 100 бомбардировщиков В-1 В, которые в результате модернизации должны обладать улучшенными летно– техническими характеристиками (см. ниже) и в первую очередь уменьшенной ЭПР (в 10 раз по сравнению с В-1 и в 100 раз по сравнению с В-52) за счет применения технологии Stealth– Прим. ред.

Рис. 2.185. Проекции стратегического бомбардировщика В-1.

Рис. 2.186. Опытный образец бомбардировщика В-1.

Вертикальное оперение-классическое, горизонтальное, выполнено в виде управляемого дифференциального стабилизатора. Угол отклонения руля направления составляет + 25°, плоскостей горизонтального оперения в канале тангажа 10° вверх и 25° вниз, а в канале крена + 20°. В самолете использована активная система демпфирования изгибающих колебаний фюзеляжа в области кабины экипажа при полетах на малой высоте и в неспокойной атмосфере. Гашение колебаний осуществляется с помощью двух треугольных управляющих поверхностей (площадь 1,34 м2 , стреловидность передней кромки 60°), расположенных в носовой, нижней части фюзеляжа. Они отклоняются (только при убранном шасси) независимо друг от друга со скоростью 200°/с в диапазоне ± 20°, обеспечивая экипажу необходимый комфорт во время полета. Использование переднего оперения позволило выполнить носовую часть фюзеляжа в виде конструкции с малой жесткостью.

Фюзеляж самолета (типа полумонокок) спроектирован в соответствии с правилом площадей. Кроме кабины экипажа, ниш уборки передней и главных стоек шасси и отсека оборудования, в фюзеляже находятся топливные баки и три бомбовых отсека (два перед нишей главных стоек шасси и один за ней) длиной 4,57 м. Передние отсеки приспособлены для размещения в них дополнительных топливных баков с 9980 кг топлива в каждом. В кабине экипажа поддерживается постоянное давление, соответствующее высоте 2440 м над уровнем моря. Экипаж состоит из двух пилотов и операторов систем защиты и атаки. На первых опытных образцах устанавливались отделяемые кабины. В этих кабинах предусматривалась возможность установки двух дополнительных кресел или коек для сна. У четвертого опытного образца конструкция была изменена за счет применения катапультируемых сидений класса 0-0 для каждого члена экипажа.

Шасси – трехстоечное, передняя стойка (двухколесная) убирается вперед, главные (с четырехколесными тележками) крепятся к центроплану и убираются наискось назад в фюзеляж. Планер рассчитан на 13 500 ч полета и на 25-27 лет эксплуатации (при перегрузке от + 3 до – 1). 41,3% массы конструкции самолета составляют детали из сплавов алюминия, 22,5%-из сплавов титана, 8,5%-из стали и 27,7%-из композитов и других неметаллических материалов.

Самолет оснащен электронной аппаратурой, предназначенной для решения навигационных, пилотажных и боевых задач. Навигационная система повышенной точности состоит из инерциального блока, бортового вычислителя и различных вспомогательных устройств. Предусматривалась установка аппаратуры спутниковой связи для определения точных координат самолета с помощью ИСЗ и коррекции траектории полета. Навигационная система позволяет точно определять положение самолета на любом этапе полета в любой момент времени, что особенно важно при пуске ракет класса воздух-земля. Пилотажная система осуществляет автоматическую стабилизацию самолета относительно трех осей, управляет передним оперением, реализует заданную траекторию полета и обеспечивает автоматизированный заход на посадку. Система защиты самолета состоит из РЛС обзора и сопровождения целей по передней полусфере (предусматривается установка РЛС и в хвостовой части самолета для наблюдения за задней полусферой), включая наблюдение за землей, вычислительного устройства, аппаратуры контроля облучения самолета РЛС противника и активного радиопротиводействия.

Двигательная установка. Самолет оснащен четырьмя турбовентиляторными двигателями F101-GE-100 фирмы «Дженерал электрик» тягой 75,61 кН (7710 кГ) без форсирования и 133,47 кН (13 610кГ) с форсированием. Двигатели размещаются в двух подкрыльных гондолах попарно и имеют индивидуальные воздухозаборники. На первом опытном образце воздухозаборники регулировались с помощью трехсекционной подвижной рампы. На последующих образцах самолетов были использованы нерегулируемые воздухозаборники.

Рис. 2.187. Принцип создания аэродинамических сил для демпфирования вибраций носовой части фюзеляжа самолета В-1.

Топливная система самолета состоит из крыльевых и фюзеляжных кессон-баков общей емкостью 73 000 кг. Самолет оборудован системой дозаправки в воздухе.

Вооружение. В трех бомбовых отсеках самолет может нести бомбы или ракеты общей массой 24 000 кг (по 8000 кг на отсек). Предполагалось оборудовать каждый отсек барабанными выдвигаемыми блоками для пуска ракет SRAM 1)

[Закрыть] (по 8 ракет на каждый блок). Крупногабаритную боевую нагрузку самолет может нести на подкрыльных и подфюзеляжных узлах подвески. Кроме того, самолет может быть оснащен ракетами класса воздух – воздух и противорадиолокационными ракетами, входящими в систему обороны самолета.

1) На самолете В-1В предусмотрено размещение крылатых стратегических ракет-Прим. ред.

Летно-технические данные

В-1

В-1 В

Размах крыла, м

41,67/23,84

Длина, м

43,68 (45,78 43,68с ПВД)

(45,78 с ПВД)

Высота, м

10,24

Площадь несущей поверхности (мин./макс.), м2