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.

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* , 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.

Согласно опубликованным данным, этот самолет имеет следующие преимущества: -схема «утка» с крылом и горизонтальным оперением, снабженными эжекторами, позволяет развивать во время вертикального взлета и посадки большую подъемную силу;

– наличие общей системы управления подъемной силой, тягой двигателя и самолетом обеспечивает простоту перехода из режима висения в горизонтальный полет с М-2;

– габариты двигателя составляют менее 2/3 габаритов использованных ранее подъемных двигателей;

– большое значение коэффициента подъемной силы в области задней кромки крыла и оперения, благоприятный характер обтекания (от действия эжекторов) на верхней поверхности крыла на переходных режимах полета;

– очень короткий разбег, что позволяет повысить грузоподъемность;

– использование щитков эжекторов как управляющих поверхностей и аэродинамических тормозов, что способствует уменьшению массы самолета и упрощает продольное управление;

– путевая устойчивость и управляемость благодаря большой поверхности тормозных щитков и стабилизаторов близка к аналогичным параметрам современных самолетов классической схемы.

Кроме специфической системы двигательной установки самолеты ВВП характеризует еще одна отличительная черта, а именно необходимость дополнять схему аэродинамического управления другими устройствами, обеспечивающими управляемость самолета при полете с малой поступательной скоростью. В самолетах «Мираж», например, применена струйная система управления с 10 соплами, через которые под давлением выпускается воздух, создавая реактивную силу регулируемой величины. Воздух забирается из компрессоров подъемных двигателей и направляется по специальным каналам в сопла, которые находятся в передней и задней частях фюзеляжа (управление по тангажу), на концах крыла (управление креном) и с двух сторон киля (управление рысканием).

В самолете YJ-101C тяга двигателей регулируется. Ручка управления соединена непосредственно с рычагом газа двигателей, поэтому при зависании высота регулируется изменением тяги всех двигателей. Необходимые углы крена или атаки достигаются дифференциальным изменением тяги двигателей при отклонении ручки управления в соответствующую сторону. Продольное управление осуществляется увеличением тяги двигателей в гондолах и одновременно уменьшением тяги фюзеляжных двигателей или наоборот. Поперечное управление производится путем дифференциального изменения тяги двигателей в гондолах (при этом изменение тяги фюзеляжных двигателей не имеет значения). Путевое управление обеспечивается с помощью педалей, осуществляющих поворот гондол для создания необходимого момента. С целью уменьшить влияние величины тяги на устойчивость самолета применяется система механизмов, изменяющих угловую скорость поворота гондол по закону косинуса; для уменьшения продольного момента от фюзеляжных двигателей (при переходе гондол в горизонтальное положение) производится уменьшение их тяги по синусу угла поворота гондол.

Принятая схема обеспечивает автоматический переход самолета из режима висения в горизонтальный полет. При достижении высоты 25-30 м нажатие кнопки на рычаге газа приводит в движение систему поворота гондол (вначале со скоростью 2°/с, а через 35-40 с пилот может увеличить ее до 4°/с), что вызывает уменьшение вертикальной и увеличение горизонтальной составляющих тяги. Переход к горизонтальному полету обычно занимает ~ 55 с, самолет за это время пролетает около 1600 м и достигает скорости 70 м/с. При посадке пилот выпускает сначала тормозные щитки, затем шасси и включает оба подъемных (фюзеляжных) двигателя. При переходе гондол в вертикальное положение увеличиваются тяга фюзеляжных двигателей и вертикальная составляющая тяги двигателей в гондолах. Окончательное торможение до нулевой скорости производится путем увеличения угла атаки. Обычно процесс посадки длится ~ 60 с, при этом самолет пролетает расстояние – 2300 м.

Из представленной по необходимости кратко проблемы вертикального взлета и посадки видно, что самолеты ВВП имеют очень сложные двигательную установку и систему управления. Следует при этом напомнить, что максимальная тяга двигателей необходима только во время взлета и посадки, а не на основных этапах полета, для которых предназначается большая часть топлива. Применяемые двигательные и управляющие системы, а также особенности техники пилотирования не только усложняют обслуживание и эксплуатацию, но и требуют повышения уровня обучения летно-технического состава. Несмотря на эти недостатки, самолеты ВВП могут служить важным дополнением к обычным самолетам, так как их появление и развитие являются следствием поисков оптимальных решений задач, продиктованных увеличением диапазона применения авиации. Возобновление исследований сверхзвуковых самолетов ВВП свидетельствует о том, что современный технический уровень достаточно высок для создания надежного, малоуязвимого самолета такого типа с высокими эксплуатационными качествами. Несмотря на высокую стоимость, в некоторых случаях использования самолет ВВП может оказаться наиболее экономичным и универсальным транспортным средством или оружием, нежели обычный самолет или вертолет.