Исследования в США аэродинамической схемы самолета с "косым" крылом
Исследования в США аэродинамической схемы самолета с "косым" крылом
Полковник Н.Иванов
Стремясь повысить летные характеристики самолетов, и в первую очередь их дальность или боевую нагрузку, американские авиационные конструкторы рассматривают различные новые аэродинамические схемы летательных аппаратов. Одна из таких схем - самолет с "косым" крылом изменяемой стреловидности, то есть с крылом, стреловидность которого изменяется за счет поворота крыла как единого целого относительно нормальной оси самолета. По мнению американских специалистов, оно обеспечивает те же преимущества, что и крыло с прямой изменяемой стреловидностью, и, кроме того, позволяет снизить лобовое сопротивление и массу конструкции самолета. Это достигается за счет следующих факторов.
- При увеличении угла стреловидности "косого" крыла точка приложения подъемной силы не смещается назад относительно центра тяжести самолета, как для крыла прямой стреловидности. В связи с этим для балансировки самолета не требуется повышать аэродинамическую нагрузку на стабилизатор и соответственно увеличивать лобовое сопротивление или принимать какие-либо специальные меры для одновременного с изменением стреловидности крыла перемещения назад центра тяжести самолета.
- На самолете с "косым" крылом легче реализуются распределение объемов по длине летательного аппарата и "правило площадей", что также приводит к значительному снижению его лобового сопротивления.
- "Косое" крыло имеет только один шарнир, а не два, как крыло прямой изменяемой стреловидности. Кроме того, изгибающие моменты консолей замыкаются в конструкции самого крыла и при симметричном установившемся полете не передаются на шарнир, на который воздействуют только подъемная сила, лобовое сопротивление и крутящий момент (рис. 1). Поэтому крыло может быть выполнено как единое целое без каких-либо разъемов, что дает возможность значительно снизить массу конструкции крыла, шарниров и отсека фюзеляжа, где оно устанавливается.
- Меньшая по сравнению с крылом обычной прямой стреловидности аэродинамическая нагрузка на стабилизатор при полете на больших углах стреловидности и при маневрировании обеспечивает меньшие изгибающие моменты хвостовой части фюзеляжа, что позволяет облегчить ее конструкцию.
- Наконец, для изменения угла стреловидности "косого" крыла требуется привод меньшей мощности, поскольку не требуется преодолевать моменты сил лобового сопротивления. Это позволяет снизить массу как самого привода, так и элементов конструкции, взаимодействующих с ним.
Наиболее очевидным недостатком "косого" крыла американские эксперты считают аэродинамическую взаимосвязь моментов тангажа, крена и рыскания при увеличении угла атаки самолета на больших углах стреловидности крыла. При этом консоль крыла с прямой стреловидностью работает при больших эффективных углах атаки, чем консоль крыла с обратной стреловидностью. В результате возникает асимметрия подъемной силы консолей, следствием чего является изменение моментов крена и тангажа. Кроме того, асимметричная подъемная сила консолей создает асимметричное лобовое сопротивление, обусловливающее момент рыскания. Эти моменты вызывают возмущения движений по тангажу, крену и рысканию. Полагают, что этот недостаток может быть устранен путем применения цифровой системы управления, компенсирующей аэродинамическую взаимосвязь моментов. Кроме того, применение в конструкции крыла композиционных материалов с анизотропными свойствами позволяет за счет деформации крыла под нагрузкой частично устранить аэродинамическую асимметрию.
Силы и моменты, действующие на "косое" крыло (слева) и крыло прямой изменяемой стреловидности: 1 - подъемная сила; 2 - крутящий момент; 3 - изгибающий момент
Чертежи общих видов экспериментальною самолета AD-1 с "косым" крылом
Другим недостатком "косого" крыла считается нарастание толщины пограничного слоя по его размаху, которое вдвое больше, чем у обычного стреловидного крыла, вследствие чего проблема управления этим слоем значительно усложняется. Любое уменьшение подъемной силы в результате отрыва потока, обусловленного ростом толщины пограничного слоя, вызывает асимметричное движение. Для управления отрывом пограничного слоя на "косом" крыле могут применяться те же самые методы, что и на прямом либо на крыльях прямой или обратной стреловидности, например установка генераторов вихревого потока или профилей крыла, специально обеспечивающих благоприятные градиенты давления в пограничном слое.
Согласно сообщениям зарубежной печати, в начале 70-х годов фирма "Боинг" провела сравнительные исследования сверхзвуковых транспортных самолетов со стреловидным крылом неизменяемой стреловидности, крылом прямой изменяемой стреловидности и "косым" крылом изменяемой стреловидности. В результате исследований был сделан вывод, что наиболее легким по массе и малошумным самолетом при выполнении транспортных задач будет самолет с "косым" крылом изменяемой стреловидности и такую аэродинамическую схему целесообразно детально изучить. Однако в связи с прекращением работ по сверхзвуковому транспортному самолету, обусловленным дороговизной топлива, потребного для сверхзвукового полета, исследования "косого" крыла были временно приостановлены.
В дальнейшем проводились теоретические и экспериментальные (в аэродинамических трубах) исследования по использованию "косого" крыла на самолетах другого назначения. Однако Б ходе их не была произведена детальная оценка конструкции таких самолетов. Испытания в аэродинамических трубах подтвердили теоретические прогнозы относительно аэродинамических характеристик "косого" крыла и вместе с тем установили ограничения теории.
В 1976 году осуществлялась программа исследований динамики полета самолета с "косым" крылом на радиоуправляемом беспилотном летательном аппарате. В соответствии с ней были проведены испытания в аэродинамической трубе, на тренажере и в полете, а также изучена реакция оператора, управляющего аппаратом. Результаты трех полетов при углах стреловидности крыла до 45°, как отмечается а иностранной прессе, подтвердили теоретические выводы.
В 1979-1981 годах Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА) выполнило программу испытаний "косого" крыла на пилотируемом экспериментальном самолете AD-1, построенном по его заказу (рис. 2). Самолет имел трапециевидное крыло, шарнирно закрепленное на верхней части фюзеляжа таким образом, чтобы угол его стреловидности можно было изменить в ходе полета от 0 до 60°. Силовая установка - два турбореактивных двигателя тягой по 100 кгс, взлетная масса 800 кг. Размах крыла 9,75 м, площадь крыла 8,6 м-'. Экипаж один человек. Система управления полетом обычная механическая, без взаимосвязи между органами управления и без электронных устройств повышения устойчивости.
Летные испытания AD-1 проводились на скоростях полета до 400 км/ч и при углах стреловидности от 0 до 60°. В них приняло участие 17 летчиков, в задачу которых входило освоить технику пилотирования и исследовать уникальные особенности самолета с "косым" крылом. Сообщалось, что процесс проектирования и летные испытания самолета AD-1 существенно расширили научно-техническую базу для создания самолетов с "косым" крылом и вместе с тем показали, что необходимо провести летные исследования в более широком диапазоне скоростей полета, включая сверхзвуковые.
Схемы истребителей по проектным исследованиям фирмы "Рокуэлл интернэшнл": слева - с крылом прямой изменяемой стреловидности, справа - с "косым" крылом изменяемой стреловидности
Модифицируемые компоненты и узлы экспериментального самолета Г-8; 1 - привод изменения установочного угла атаки крыла; 2 - узел крепления привода изменения установочного угла атаки крыла; 3 - опорная конструкция крыла; 4 - обтекатель; 5 - шарнирный узел крепления крыла; 6 -"косое крыло"; 7 --- задние узлы крепления опорной конструкции крыла
Несколько позже американская фирма "Рокуэлл интернэшнл" приступила к сравнительным проектным исследованиям в интеpecax ВМС США палубных истребителей с "косым" крылом изменяемой стреловидности и крылом прямой изменяемой стреловидности (рис. 3). Считалось, что при выполнении боевой задачи такой истребитель должен нести десять УР AIM-120 класса "воздух - воздух", взлетать с авианосца, совершать полет на крейсерском режиме в радиусе 550 км от него, патрулировать в этом радиусе, выполнять разгон до сверхзвуковой скорости, совершать полет на этой скорости на расстояние 185 км, осуществлять пуск УР по воздушным целям и возвращаться на авианосец на крейсерской скорости.
Самолеты обеих схем имели одинаковый фюзеляж. Удлинение как "косого" крыла, так и крыла прямой стреловидности при нулевом угле стреловидности составляло 10,2, а максимальный угол стреловидности - 65 град. Результаты исследований показали, что у самолета с "косым" крылом в зависимости от условий полета лобовое сопротивление меньше по сравнению с самолетом с крылом прямой стреловидности на 11-21 проц., а в конфигурации для полета на сверхзвуковой скорости волновое сопротивление самолета с "косым" крылом меньше на 26 проц. При учете всех аэродинамических и конструктивных факторов самолет с "косым" крылом может иметь на 17 проц. меньшую взлетную массу или при одинаковых взлетных массах на 29 проц. больший радиус действия по сравнению с самолетом, оснащенным крылом прямой изменяемой стреловидности.
Для реализации схемы самолета с "косым" крылом изменяемой стреловидности необходимо было провести летные испытания самолета такой схемы на сверхзвуковых скоростях полета. Поэтому ВМС и НАСА разработали совместную программу, предусматривающую четыре этапа летных испытаний "косого" крыла на экспериментальном самолете F-8 (палубный истребитель "Крусейдер" с "косым" крылом), способном совершать полеты на сверхзвуковых скоростях (рис. 4).
На первом этапе, завершившемся в 1983 году, изучались возможности создания сверхзвукового экспериментального самолета. На втором этапе (продолжительность 12 месяцев) намечалось разработать проект самолета и законы управления полетом с расчетом характеристик, в том числе крейсерского полета на больших дозвуковых скоростях, полета с большой продолжительностью, разгона до сверхзвуковой скорости М = 1,6 и маневрирования на максимально возможной высоте при скорости М = 1,4. Работы на втором этапе осуществляет фирма "Рокуэлл интернэшнл", с которой НАСА заключила в ноябре 1985 года контракт на сумму 400 тыс. долларов. На третьем этапе предполагается изготовить "косое" крыло, модифицировать системы самолета F-8, установить на него крыло и провести наземные испытания. Четвертый этап (начало намечено на первый квартал 1989 года) предусматривает летные исследования, в процессе которых должно быть произведено 40 полетов.
