Сверхзвуковые самолеты, стр. 36

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*.

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.

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.