Недавно французское издание Air&Cosmos опубликовало схемы якобы перспективного российского легкого истребителя пятого поколения, разработкой которого занимается самолетостроительная корпорация «МиГ». Издание также привело краткие характеристики, которыми, по его мнению, будет обладать новый боевой самолет. Мы решили разобраться, почему не стоит доверять французским изображениям российского истребителя, что такое российская школа проектирования боевых самолетов и на какой летательный аппарат все же может быть похожа новая разработка «МиГа».

Схемы перспективного самолета были опубликованы французским журналом 10 февраля 2017 года. Позднее материал с изображением и описанием нового истребителя удалили, однако в сети сохранились скриншот статьи и ее копия. На французской схеме был изображен самолет, выполненный по схеме «бесхвостка с передним горизонтальным оперением (ПГО)». Внешне она практически не отличима от схемы «утка». Самолеты обеих схем лишены хвостового горизонтального оперения и имеют небольшое крыло в носовой части.

На глаз разница заключается лишь в том, что «утка» имеет переднее горизонтальное оперение чуть большей площади. Дело в том, что самолету, выполненному по схеме «бесхвостка с ПГО», переднее горизонтальное оперение необходимо только для стабилизации при маневрировании и при полетах на большой скорости. У «утки» же переднее горизонтальное оперение выполняет функции отсутствующего заднего - выступает в качестве рулей высоты, направляя самолет вверх или вниз.

Новый российский самолет, согласно французской схеме, получит два киля, наклоненных в стороны от продольной оси фюзеляжа. Треугольное в плане крыло истребителя имеет большую площадь. На истребитель предполагается установить два реактивных двигателя. Наконец, на схеме между воздухозаборниками двигателей изображен прямоугольный выступ, вероятно обозначающий внутренний отсек вооружения - авиационных ракет и бомб. Внутреннее размещение оружия должно снизить заметность самолета для радара.

Согласно описанию, опубликованному Air&Cosmos, максимальная взлетная масса нового самолета составит 25 тонн. Истребитель будет оснащен двумя турбореактивными двухконтурными двигателями с форсажной камерой ВК-10 М - такие разрабатывались компанией «Климов» в конце 1990-х годов. Силовые установки способны развивать тягу в десять тонн (около 98 килоньютонов; на самом деле 11,5 тонны, или 112,7 килоньютона). Легкий истребитель сможет развивать скорость от 1,8 до двух чисел Маха (2,2–2,5 тысячи километров в час).

Предполагается, что с подвесными топливными баками новый российский истребитель сможет выполнять полеты на расстояние до четырех тысяч километров. По данным французского издания, прорабатывается и альтернативный вариант истребителя. Он получит один двигатель, вероятно, «изделие 30». Это двигатель второго этапа для перспективного российского тяжелого истребителя Т-50 (ПАК ФА), который будет устанавливаться на эти самолеты с 2025 года.

Предложенное французами описание довольно интересно, но скорее всего к действительности не имеет никакого отношения. Похожие технические характеристики пользователи форума «Стелс машины» обсудили еще в 2008 году, когда тогдашний начальник опытно-конструкторского бюро корпорации «МиГ» Алексей Литвинович объявил, что корпорация в инициативном порядке занимается разработкой аванпроекта легкого истребителя пятого поколения. Причем эти характеристики выдумал один из пользователей форума.

Но дело тут не в форуме и предполагаемых характеристиках, которые может придумать любой человек, немного интересовавшийся истребителями корпорации «МиГ». Дело в том, что по самому своему внешнему виду французский вариант российского истребителя не соответствует, скажем так, традиционным советским и российским боевым самолетам. При этом понятно, что свое предположение о внешнем виде нового самолета французы базировали не на пустом месте.

В 1980-х годах «МиГ» занимался разработкой многофункционального фронтового истребителя пятого поколения - МиГ-МФИ, сегодня также известного по названиям прототипов МиГ 1.42, МиГ 1.44 и МиГ 1.46. Подробнее об истории создания этого самолета и его возможностях можно прочитать в нашем материале «Утка-1 .44». Этот самолет проектировался по схеме «утка», поскольку считалось, что именно такая схема способна обеспечить боевому самолету высокую маневренность на больших скоростях полета.

Проект МиГ 1.44 закрыли в начале 2000-х годов. Вместе с ним под нож пошла и программа разработки тяжелого истребителя пятого поколения с крылом обратной стреловидности С-37 «Беркут», которой занималась компания «Сухой». Вместо двух новых истребителей российские власти решили получить один. Так появился проект Перспективного авиационного комплекса фронтовой авиации, или проще говоря - ПАК ФА.

В августе 2015 года Сергей Коротков, занимавший тогда пост генерального директора «МиГа», объявил, что корпорация занимается разработкой легкого фронтового истребителя пятого поколения и планирует в ближайшее время представить проект Министерству обороны России. Он также отметил, что в новом проекте планируется использовать часть технологий, разработанных для МиГ-35 . Последний относится к поколению «4++». Это означает, что в нем используется часть технологий пятого поколения.

Можно было бы предположить, что в новом истребителе «МиГ» найдут применение наработки, полученные по проекту МиГ-МФИ. Отчасти это возможно, но с большой долей вероятности преемственность не коснется аэродинамической схемы самолета. Дело в том, что, помимо МиГ 1.44, российская компания проектировала и испытывала самолет схемы «утка» только один раз - в середине 1940-х годов. МиГ-8 был создан в единственном экземпляре и в серию не пошел. Боевые самолеты, выполненные по схеме «утка», на вооружении СССР и России не стояли.

МиГ-8 . Фото: alexandrkandry.narod.ru

С практической точки зрения это означает, что разработка нового самолета по схеме «утка» потребует существенных расходов на проектирование, длительные испытания и доводку конструкции, для проведение которых денег нет. Кроме того, принятие самолета новой схемы на вооружение потребует переподготовки летчиков, поскольку пилотирование «утки» существенно отличается от управления самолетом классической схемы. В частности, «утка» склонна к «клевку», то есть резкому опусканию носа при маневрировании.

Переподготовка части летчиков также потребует дополнительного финансирования. И она же повлечет за собой существенные риски - поскольку машина выполнена по новой схеме, опыта ее эксплуатации у военных нет. Это означает, что пока такой опыт будет копиться, несколько новых истребителей будут потеряны в разного рода авариях. Словом, «утка» - не вариант. Кроме того, с конца 1970-х годов российские авиаконструкторы (да и иностранные тоже), стараются придерживаться конструкции истребителей четвертого поколения.

До 1970-х годов советские истребители в подавляющем большинстве случаев комплектовались одним двигателем, который устанавливался внутри фюзеляжа. При этом воздухозаборник размещался в носовой части. В те времена конструкторы условно делились на два типа: на тех, кто верил, что характеристики самолета определяет двигатель, и на тех, кто утверждал, что характеристики самолета зависят от планера. Оба лагеря сошлись на том, что для уменьшения лобового сопротивления планер истребителя должен быть небольшим, и осевое расположение двигателя позволяло добиться этой цели. Так появились, МиГ-9 , МиГ-15 , МиГ-17 , МиГ-21 , Су-11 , Су-17 и некоторые другие.

К 1970-м несколько советских конструкторских бюро занялись разработкой управляемого ракетного вооружения, способного наводиться на самолеты противника. Кроме того, война во Вьетнаме, в которой использовались истребители-перехватчики на базе МиГ-17 , оснащенные радаром, показала, что лучшая осведомленность о других самолетах в воздухе летчикам только на пользу (тогда обычные истребители радарами не комплектовались).

Лучшим местом для установки радара оказалась носовая часть боевого самолета. Из-за этого пришлось подумать о перенесении воздухозаборника. При проектировании выяснилось, что просто сдвинуть воздухозаборник на самолете нельзя, поскольку нарушается балансировка. Тогда же советские военные высказались в пользу двухдвигательных боевых самолетов, объявив их более надежными, чем однодвигательные. Кроме того, появилось и стало активно развиваться понятие радиолокационной малозаметности.

Словом, с учетом множества факторов и пожеланий военных появилась советская, а затем и российская школа проектирования истребителей четвертого поколения. Ее отличительной, можно сказать, фирменной чертой являются: интегральная компоновка (фюзеляж плавно переходит в крыло), два двигателя в хвостовой части с воздухозаборниками под планером, выдающаяся вперед острая носовая часть, сдвинутое к хвостовой части крыло (для незначительной аэродинамической дестабилизации, повышающей маневренность), два киля.

При ограниченном финансировании еще советские конструкторские бюро Микояна и Гуревича («МиГ») и Сухого старались конкурировать друг с другом. И в этой конкуренции часть решений стороны «подглядывали» друг у друга, а часть и передавали друг другу по распоряжению различных ведомств. Все это привело к тому, что сегодня человек, профессионально авиацией не интересующийся, обычно не может отличить фотографию МиГ-29 в три четверти от фотографии Су-27 , снятой с того же ракурса.

В книге «Генеральный конструктор М. П. Симонов» , вышедшей в 2011 году, говорится о том, как в 1992 году на авиасалоне в британском Фарнборо тогдашний генеральный конструктор «Сухого» Михаил Симонов ответил на предложение американского журналиста объединиться с «МиГом»:

«Приятно и весьма интересно, что американская пресса интересуется жизненно важными для нас вопросами. Однако вынужден сделать одно небольшое замечание. Американцы считают, что мы сделали в свое время Су-24 , конкурируя с General Dynamics и их бомбардировщиком F-111 . Они также убеждены в том, что штурмовик Су-25 мы построили в противовес вашему A-10 . А в случае с Су-27 тут и вообще деваться некуда - конкурировали с вашим F-15 Eagle. Все это - чепуха! Названные самолеты созданы в „ОКБ Сухого“ с одной единственной целью - победить в конкуренции генерального конструктора [„МиГ“ Ростислава] Белякова!»

С появлением первых советских истребителей четвертого поколения МиГ-29 (первый полет 6 октября 1977 года) и Су-27 (первый полет 20 мая 1977 года) они фактически стали эталоном российской фронтовой авиации. За 40 лет своего существования из этих двух боевых самолетов выросло целое семейство истребителей. Современные палубные МиГ-29К /КУБ, фронтовые МиГ-29 М/М2 и МиГ-35 с цифровыми системами управления берут свое начало от самого первого МиГ-29 и внешне не сильно от него отличаются.

Это справедливо и для современных «Сухих». Многофункциональные Су-27 СМ/СМ3, Су-30 , Су-35 , палубные Су-33 и истребители-бомбардировщики Су-34 фактически построены на платформе самого первого Су-27 и тоже внешне от него отличаются незначительно. Поскольку технологии на этих самолетах уже хорошо отработаны, а сами истребители успешно используются военными, не удивительно, что и истребитель Т-50 (ПАК ФА) унаследовал множество черт семейства Су-27 . Естественно, с поправкой на малозаметность.

Когда ПАК ФА впервые показали публике в начале 2010 года, некоторые специалисты описывали его как «плоскую лягушку» и «сплющенный Су-27 ». И действительно, внешний вид носовой части схож с Су-27 , хотя и получил небольшие боковые грани, чтобы лучше отражать в стороны радиолокационное излучение. По высоте самолет стал меньше Су-27 . Еще Т-50 получил крыло большей площади для лучшей маневренности. Кроме того, увеличение площади потребовалось для установки антенн радара.

Увеличения площади крыла потребовало увеличение ширины фюзеляжа, в отсеках которого размещаются ракеты и бомбы, а также авиационная пушка. Для снижения радиолокационной заметности потребовалось несколько «сплющить» воздухозаборники. Словом, в угоду радиолокационной малозаметности конструкторы, если говорить простым языком, взяли отработанную годами схему Су-27 за кончики крыла и растянули. Так и появился ПАК ФА.

Подробности о бортовом оборудовании истребителя не раскрываются. Известно только, что Т-50 обладает «высокой интеллектуализацией борта». По смутным описаниям летчика-испытателя самолета Сергея Богдана и разработчиков, это означает, что бортовые системы истребителя как бы играют роль второго пилота, облегчая пилотирование, особенно при маневрировании на сверхзвуковых скоростях, сглаживая критические ошибки пилотирования и предупреждая летчика об опасностях.

Словом, в случае с ПАК ФА преемственность семейства Су-27 очевидна. Учитывая, что военные не станут финансировать принципиально новые разработки из-за их высокой рискованности, новый легкий истребитель пятого поколения корпорации «МиГ», скорее всего, будет похож на семейство истребителей МиГ-29 . Такое заимствование просто напросто позволит существенно сэкономить на разработке. И в итоге, вероятно, получится, что внешне новый самолет будет напоминать МиГ-29 , который взяли за кончики крыла и растянули.

2018-09-20T19:58:14+00:00

Легкий экспериментальный самолет МиГ-8 «Утка».

Разработчик: ОКБ Микояна, Гуревича
Страна: СССР
Первый полет: 1945 г.

Самолет МиГ-8 был разработан в ОКБ-155 в инициативном порядке с целью проверки устойчивости и управляемости аэродинамической схемы «Утка» в воздухе, изучения работы крыла большой стреловидности и отработки трехколесного шасси с передней опорой.

Работы над экспериментальной машиной начали в феврале 1945 года с проработки компоновки. В проектировании «Утки» активное участие принимали Н.И.Андрианов, Н.З.Матюк, К.В.Пеленберг, Я.И.Селецкий и А.А.Чумаченко. По расчетам МиГ-8 должен был иметь максимальную скорость 240 км/ч, что подтвердила продувка его модели в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ. Однако вследствие невозможности получения в трубе Т-102 точных характеристик самолета в отношении его поведения на околокритических режимах, специалисты ЦАГИ рекомендовали первые полеты проводить с установленными концевыми фиксированными предкрылками, имеющих размах не менее размаха элеронов. В заключении о возможности первого вылета (в части аэродинамики), составленным инженером лаборатории № 1 ЦАГИ В.Н.Матвеевым, было отмечено, что выход на критические режимы в процессе испытаний самолета следует избегать, так как в отношении штопорных свойств схема «Утка», по его мнению, была очень неблагополучной.

Для определения критической скорости флаттера в ЦАГИ выполнили соответствующий расчет и провели испытание самолета для определения собственных частот колебаний. Расчет проведенный по результатам частотных испытаний дал значение критической скорости равной 328 км/ч, после чего была разрешена эксплуатация самолета МиГ-8 до скорости 270 км/ч по прибору. Статические испытания самолета провели до эксплуатационной нагрузки, составляющей 67% от разрушающей.

Первый вылет на самолете МиГ-8 «Утка» выполнил 13 августа 1945 года летчик-испытатель А.И.Жуков . Ведущим инженером по испытаниям назначили Е.Ф.Нащепыша. полеты выполняли летчики-испытатели А.И.Жуков (ОКБ-155) и А.Н.Гринчик (ЛИИ). Первый этап летных испытаний, на которых главным образом изучали устойчивость и управляемость самолета, проходил в ЛИИ НКАП в период с 28 августа по 11 сентября 1945 года. Для обеспечения большей надежности на самолете были установлены концевые предкрылки с постоянной щелью.

Проведенные испытания на устойчивость показали, что самолет при центровке 28% обладает удовлетворительной продольной устойчивостью, хорошей путевой и излишней поперечной. По рекомендации ЦАГИ для приведения в соответствие путевой и поперечной устойчивости крылу придали обратное поперечное V в 1°, а концевые шайбы развернули на 10° верхними концами внутрь крыла. Кроме того, для уравнивания степени устойчивости с фиксированным и свободным рулем в носок руля высоты поставили груз, создающий постоянное усилие на ручке пилота около 1 кг.

По результатам первого этапа испытаний специалисты ЛИИ также выдали рекомендации по доработке самолета. В связи с этим МиГ-8 в конце 1945 года прибыл на завод № 155. Здесь кили переставили на середину консолей, руль направления оборудовали компенсаторами, а на руле высоты установили управляемый триммер. Кроме того, не передней стойке установили колесо размером 500×150.

14 февраля 1946 года доработанный самолет вывели на заводской аэродром. После контрольного полета, который состоялся 21 февраля, было обнаружено, что температура масла мотора из-за снятых обтекателей не поднимается выше 20°С. В связи с этим на головки цилиндров вновь установили обтекатели. Однако следующий полет, состоявшийся 28 февраля, выявил, что температура масла превысила допустимую. Самолет отправили на доработку, где улучшили обдув цилиндров.

После отладки температурного режима винтомоторной группы 3 марта 1946 года самолет МиГ-8 перегнали с заводского аэродрома в ЛИИ НКАП для продолжения испытаний. В программу второго этапа также включили изучение штопорных свойств самолета. В процессе испытаний крыло вновь подвергли доработке: были установлены законцовки крыла с большим отрицательным углом поперечного V и сняты предкрылки. Опасения в отношении штопорных свойств «Утки» не подтвердились. Самолет входил в преднамеренныи штопор неохотно, и после того как летчик бросал управление «выскакивал» из него «как пробка из воды». Установленный на самолете МиГ-8 толкающий винт дал возможность проверить управляемость на малых скоростях при отсутствии обдува крыла винтом. Кроме того, испытания позволили изучить управляемость самолета на земле, а также вопросы взлета и посадки (заход на второй круг) в условиях отсутствия обдува винтом органов управления. Это в дальнейшем позволило использовать полученные результаты при проектировании истребителей с реактивными двигателями МиГ-9 и МиГ-15 . После испытаний, программа которых полностью была выполнена в мае 1946 года, МиГ-8 «Утка» использовался в качестве связного и транспортного самолета ОКБ. За все время эксплуатации самолета не было ни одной аварии или предпосылки к летному происшествию.

По своей схеме самолет представлял подкосный высокоплан с трехколесным неубирающимся шасси.

Каркас фюзеляжа был выполнен из сосновых брусков и имел фанерную обшивку. В кабине закрытого типа размещались пилот и два пассажира. Входную дверь расположили на левом борту фюзеляжа. Кабина имела хорошее остекление, которое обеспечивало прекрасный обзор вперед и в стороны. Носовая часть фюзеляжа заканчивалась балкой, на которой установили горизонтальное оперение. Хвостовая часть фюзеляжа переходила в моторный отсек, который заканчивался коком винта.

Двухлонжеронное крыло с постоянной относительной толщиной по размаху (12%) имело деревянный набор и полотняную обшивку. Стреловидность крыла в плане 20°, сужение 1, удлинение 6, профиль «Кларк УН». Угол установки крыла 2°. На концах крыла установили шайбы, которые являлись вертикальным оперением. Элероны типа «Фрайз» имели дюралевый каркас и полотняную обшивку.

Общая площадь вертикального оперения 3 м2. Размах горизонтального оперения 3,5 м, площадь — 2,7 м2, угол установки +2°. Профиль оперения NACA-0012. Кили деревянные, рули направления — каркас дюралевый, обшивка полотняная. Стабилизатор деревянный. Каркас руля высоты дюралевый, обшивка полотняная. Управление рулем высоты жесткое, управление рулями направления и элеронами тросовое.

Мотор воздушного охлаждения М-11ФМ мощностью 110 л.с. с двухлопастным деревянным толкающим винтом постоянного шага диаметром 2,35 м, серии 2СМВ-2. Угол установки лопастей винта 24°. Моторама трубчатая сварная. Мотор был полностью закапотирован и имел индивидуальные обдувы для каждого цилиндра. Запуск пневматический. Топливо разместили в двух дюралевых бензобаках установленных в корневой части крыла по одному с каждой стороны. Общая емкость топливных баков 118 л. Маслобак емкостью 18 л находился за пассажирской кабиной.

Стойки шасси металлические сварные. Амортизация воздушно-масляная. Носовая стойка имела масляный демпфер. Колеса основных стоек шасси тормозные размером 500 x 150, носовое колесо — 300 x 150. Колея шасси 2,5 м.

Модификация: МиГ-8
Размах крыла, м: 9,50
Длина самолета, м: 6,80
Высота самолета, м: 2,475
Площадь крыла, м2: 15,00
Масса, кг
-пустого самолета: 746
-нормальная взлетная: 1090
-топлива: 140
Тип двигателя: 1 х ПД М-11ФМ
-мощность, л.с.: 1 х 110
Максимальная скорость, км/ч: 215
Практическая дальность, км: 500
Практический потолок, м: 5200

Первый вариант самолета МиГ-8 «Утка».

Самолет МиГ-8 «Утка». Сверху первый вариант самолета.

Второй вариант самолета МиГ-8 «Утка».

Второй вариант самолета МиГ-8 «Утка».

Второй вариант самолета МиГ-8 «Утка».

Самолет МиГ-8-2 «Утка» в полете.

САМОЛЕТЫ СХЕМЫ "УТКА"

Так как первый взлетевший летательный аппарат тяжелее воздуха-самолет братьев Райт "Флайер" (1903 год) - построен по схеме, которая сегодня известна под названием "утка", представляется логичным начать повествование о летательных аппаратах нетрадиционных схем с самолетов этого класса.

ОШИБОЧНЫЙ ТЕРМИН

Во-первых, термин "утка" - ошибочный. Под "уткой" в авиации общепринято понимать самолет, горизонтальное оперение которого-стабилизатор и рули высоты-расположено перед крылом, а не позади него. Этот термин может быть с таким же успехом применен и к дирижаблям, и к планерам. В частности, первые модели жестких дирижаблей Цеппелина оснащались расположенными впереди горизонтальными поверхностями управления в дополнение к традиционным хвостовым.

Обычно термин "утка" подразумевает расположение в передней части летательного аппарата основных, а не вспомогательных средств аэродинамического управления.

Этот термин появился впервые во Франции; его происхождение, вероятно, связано с тем, что крыло летящей утки находится ближе к ее хвосту, чем к голове, а вовсе не потому, что эта птица управляет своим полетом с помощью специального органа, расположенного перед крылом. Летательные аппараты этой схемы получили довольно широкое распространение.

Многие самолеты схемы "утка" можно рассматривать как самолеты с тандемными крыльями, переднее крыло которых относительно мало. В этом случае переднее горизонтальное оперение (ПГО), состоящее обычно из неподвижных (стабилизаторы) и подвижных (рули высоты) поверхностей, несет значительную часть аэродинамической нагрузки.

В последние годы термин "утка" стал применяться для описания самолетов, оснащенных вспомогательными поверхностями аэродинамического управления, установленными на носовой части, вообще говоря, самолетов довольно традиционных схем (а также некоторых самолетов с треугольным крылом), для обеспечения балансировки летательного аппарата или управления обтекающим его потоком, а не для осуществления основного управления или создания части суммарной подъемной силы, как это бывает на классической "утке".

ПОЧЕМУ ПЕРЕДНЕЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ?

До того, как братья Райт непосредственно приступили к созданию самолета, они
Во-первых, братья Райт прекрасно понимали функции "горизонтального руля" при управлении положением самолета в пространстве и считали, что расположенное впереди оперение будет выполнять такие функции более эффективно, чем хвостовое. В этом они оказались правы, но недостатков такого технического решения они, конечно же, не знали.

Второй основной причиной их выбора было место проведения первых полетов, которые выполнялись с песчаной площадки, и поэтому отсутствовала возможность использования шасси колесного типа. И созданные ранее планеры, и первый "Флайер" оснащались полозковым шасси, при котором фюзеляж самолета располагался очень близко к земле. В то же время братья Райт понимали необходимость большого угла атаки при взлете и посадке. Низкосидящая машина типа "Флайера" наверняка цепляла бы хвостовым оперением за землю, если бы оно было выбрано; поэтому конструкторы отказались от такого решения. Они установили в хвостовой части своего летательного аппарата вертикальный киль. Балки, поддерживающие киль, оснащались шарнирами и с помощью тросовой проводки могли отклоняться вверх, не оказывая влияния на управляемость самолета, так как киль не отклонялся относительно набегающего потока.

ДОСТОИНСТВА

В современном понимании главным преимуществом аэродинамической схемы "утка" считается повышение маневренности самолета, что привлекает к этой схеме создателей военной техники. Более высокие маневренные качества самолетов такой схемы оказались очень полезными в совершенствовании характеристик некоторых из созданных в последнее время ультралегких летательных аппаратов.

Еще одним преимуществом самолетов: схемы "утка" считается то, что практически всегда можно построить такой летательный аппарат с естественной противоштопорной защитой: срыв воздушного потока на ПГО происходит раньше, чем на крыле, создающем большую часть подъемной силы, поэтому нос самолета в этом случае слегка опускается, и машина возвращается в нормальный полет.

НЕДОСТАТКИ

Существенным недостатком чсхемы "утка" является то, что летательным аппаратам этой схемы присуща продольная неустойчивость. Вместо того чтобы демпфировать движения самолета относительно поперечной оси (по тангажу), как это делает, например, оперение стрелы, воздействие воздушного потока на переднее горизонтальное оперение усиливает соответствующие возмущения.

В своих записках О. Райт отмечал, что устойчивость "утки" по тангажу определяется мастерством летчика. Опыт первых полетов показал, что в том случае, когда на переднем горизонтальном оперении создается значительная подъемная сила, она оказывает существенное влияние на балансировку самолета.

Срыв потока на ПГО вызывает примерно такое же воздействие на балансировку летательного аппарата, как, например, складывание пары ножек стола-две другие ножки продолжают поддерживать противоположный конец, и стол падает в ту сторону, где опора отсутствует.

Поэтому противоштопорные достоинства самолетов схемы "утка" довольно скоро поблекли.

Самолеты этой схемы практически полностью исчезли из практики авиастроения вплоть до того, как в начале второй мировой войны начали проводиться углубленные исследования "утки", нацеленные на поиск возможных путей повышения характеристик маневренности самолетов.

Однако и в этот период развития авиации не удалось реализовать достоинства этой схемы. Лишь в последние годы было создано несколько очень удачных самолетов схемы "утка", которые продемонстрировали преимущества этой схемы в некоторых специфических условиях применения авиационной техники.

Однако на этих самолетах уже применялись специальные средства предотвращения мощного срыва потока с ПГО. Это достигается путем увеличения критического угла атаки за счет выдува п отока на ПГО, использования аэродинамических профилей с различными несущими свойствами или применения ПГО в качестве лишь балансировочной поверхности (в этом случае ПГО не создает сколь-нибудь заметного вклада в подъемную силу), например, на самолетах с близким к треугольному крылом большой площади или самоле-тах-"бесхвостках" с крылом прямой стреловидности.

По схеме "утка" построены некоторые из современных ракет, но системы управления этих ракет обычно работают с использованием бортовых ЭВМ и автоматических средств повышения устойчивости, которые вырабатывают и осуществляют балансировочные команды, предотвращающие нарастание возмущений в канале тангажа.

Следует отметить, что все самолеты схемы "утка", реализованные в соответствии с техническим уровнем, достигнутым до 1960-х гг., стали сущим несчастьем. Как бы предвидя это, братья Райт уже в 1909 году (когда они стали использовать колесное шасси, позволяющее приподнять самолет от земли и обеспечить набор угла атаки на разоеге) отказались от ПГО и установили рули высоты в хвостовой части аппарата около руля направления.

Наиболее широкое распространение схема "утка" получила в области ультралегких летательных аппаратов. Этот класс современных летательных аппаратов проделал своеобразный путь назад к полетам того типа, которые выполняли братья Райт и которые характеризуются весьма ограниченным скоростным диапазоном, ограниченной маневренностью и сравнительно небольшой полезной нагрузкой.
В период с 1980 по 1983 гг., вероятно, было спроектировано и построено больше самолетов этой схемы, чем за всю предыдущую историю авиации.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ИССЛЕДОВАНИЕ И ПОИСК РАЦИОНАЛЬНОЙ

КОМПОНОВКИ СВЕРХЗВУКОВОГО ПЕРЕХВАТЧИКА

НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ, ВЫПОЛНЕНОГО ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЕ «УТКА»

В процессе создании современного истре­бителя-перехватчика перед конструктором встает сложная задача проектирования самолета, удовлетворяющего заданным ТТТ:

· большая практическая дальность полета на дозвуковых и сверхзвуковых крейсерских ре­жимах;

· возможность эксплуатации на всех классах аэродромов;

· малая радиолокационная и тепловая заметность;

· возможность размещения оружия во внутренних отсеках самолета;

· сверхзвуковая крейсерская скорость на нефорсированном ре­жиме работы двигателя;

· возможность маневрирования на сверхзвуковых скоростях;

· высокая боевая эффективность;

· минимальное время необходимое для подготовки к повторному вылету.

Основной целью создания разрабатываемого самолета является получение аэродинамической компоновки, максимально удовлетворяющей всем поставленным ТТТ. В данной работе сделана попытка соединить в компоновке одного самолета оптимальные решения, обеспечивающие высокие аэродинамические характеристики как на дозвуковой, так и на сверхзвуковой области полета.

Ниже в качестве примера приведен вариант рациональной компоновки сверхзвукового дальнего барражирующего перехватчика (СДБП), выполненного по схеме «утка».

Основным преимуществом аэродинамической компоновки «утка» для варианта СДБП, имеющего переднее горизонтальное оперение (ПГО), является меньшее смещение аэродинамического фокуса на сверхзвуковых режимах полета, являющихся для данного самолета крейсерскими. Это происходит за счет того, что ПГО при данных режимах полета создает подъемную силу впереди центра масс, тем самым уменьшая смещение фокуса назад. Также при использовании схемы «утка» улучшаются условия обтекания крыла за счет прохождения по верхней поверхности крыла концевых вихрей с ПГО. Благодаря этому увеличивается устойчивость пограничного слоя крыла к разрушению и повышаются допустимые углы атаки крыла.

Общий вид СДБП показан на рис. 1, компоновка – на рис.2. Для наиболее полного представления о самолете на рис. 3 показана его трехмерная модель.

Рис. 1. Общий вид самолета

Рис. 2. Компоновка самолета

Рис. 3. Трехмерная модель самолета

Проектируемый СДБП выполнен по интегральной схеме, благодаря чему уменьшается интерференция, повышаются несущие характеристики фюзеляжа и увеличиваются внутренние объемы для размещения топлива и вооружения.

Поперечное сечение носовой части фюзеляжа имеет приплюснутую форму с острыми кромками при переходе от полукруглых верхних и нижних поверхностей к почти плоским боковым. Это позволяет, во-первых, снизить заметность фюзеляжа в боковой плоскости за счет переотражения лучей от плоских боковых поверхностей, а во-вторых, при обтекании носовой части поток делится на два направления: на обтекание верхней и нижней частей фюзеляжа. Использование острых кромок при переходе от полукруглых верхних поверхностей носовой части фюзеляжа дает возможность образованию в этих переходных зонах симметричных вихрей. Это способствует повышению устойчивости СДБП на больших углах атаки и получению благоприятной картины обтекания верхней части наплыва крыла.

В центральной части фюзеляжа находятся отсеки вооружения. Створки отсеков открываются вовнутрь, по направляющим рельсам. Такое решение связано с тем, что при открытии створок в поток резко возрастает омываемая поверхность самолета, и возникает резкое перераспределение давления по самолету. Это вызывает ухудшение путевой устойчивости, что недопустимо при пуске ракет. Путевую устойчивость, конечно, можно улучшить путем увеличения площади вертикального оперения, но это решение повлечет за собой увеличение массы ВО и возрастание объема и омываемой поверхности самолета.

Хвостовая часть фюзеляжа СДБП имеет форму сплющенного конуса. Такая форма оптимальна, так как имеет наименьшее донное сопротивление. В хвостовой части находится руль высоты в виде двух секций. Первая секция в комбинации со второй при отклонении придает рулю форму параболы, вторая позволяет отклоняться рулю на углы до 45° без срыва потока. На посадке руль отклоняется вверх на угол 70°, тем самым играя роль тормозного щитка.

Крыло СДБП выполнено по треугольной схеме, что дает возможность использовать 3% профиль для уменьшения волнового сопротивления. Стреловидность крыла по передней кромке равна 60°, выбор стреловидности обусловлен сверхзвуковым полетом СДБП, при котором при увеличении угла стреловидности уменьшается коэффициент аэродинамического сопротивления, а при полете на дозвуковой скорости отодвигается начало появления волнового кризиса на поверхности крыла. Для улучшения ЛТХ СДБП на сверхзвуковых режимах полета и увеличения маневренности крыло имеет наплыв.

Отличительной особенностью данного проекта самолета является применение адаптивного крыла. Адаптивное крыло улучшает аэродинамические характеристики самолета, снижает потребную тягу его двигателя на 10...20%, увеличивает дальность на 8...20% и крейсерскую высоту на 10...30%, сни­жает расход топлива на 8...20%, и улучшает маневренные характеристики самолета.

Так, перегрузка nу уст возраста­ет до 15%, С уа тах может увели­читься до 25%, максимальное аэродинамическое качество - до 25%. Увеличение коэффициента подъемной силы происходит при изменении угла отклонения носков до 35°. Наиболее сильный рост С уа происходит при отклонении носков на углы δН = 35°. С ростом числа М потребные углы δН уменьшаются. Наибольший эффект адаптивного крыла отмечается при совместном отклонении носков и элевонов. Для получения оптимальных аэродинамических характеристик необходимо установить зависимость отклонения носков и элевонов от угла атаки, соот­ветствующего максимальному аэродинамическому качеству Кmax.

На рис. 4. показан профиль крыла СДБП с органами управления .

Рис. 4. Профиль крыла СДБП

В компоновке СДБП, исходя из требований малой заметности, был разработан вариант перспективного регулируемого малозаметного воздухозаборника, его схема показана на рис. 5.

Принятая концепция воздухозаборника имеет следующие параметры:

Трапециевидное сечение с наклоном боковых стенок 21°;

Передние кромки воздухозаборника в базовой плоскости самолета с наклоном 47°, в боковой плоскости самолета передняя кромка с изломом и углами 78° и 60°;

S‑образный канал воздухозаборника для уменьшения свечения первой ступени компрессора.

Рис. 5. Схема воздухозаборника СДБП

На верхней части воздухозаборника расположены жалюзи 1 для слива пограничного слоя из канала воздухозаборника. В нижней части располагается отклоняющаяся губа 2 для дополнительного подсоса воздуха. Регулировка воздухозаборника осуществляется с помощью трехстворчатого клина 3. Клин состоит из центральной 4 и двух боковых створок 5. Боковые створки кинематически связаны с механизмом регулировки клина 6.

Анализ предполагаемой картины образования скачков показал, что при применении трехстворчатого клина возникают восемь пространственных скачков уплотнения: первые два – на передней кромке и на повороте клина, третий скачок – на криволинейной части клина, четвертый – на нижней части воздухозаборника и четыре на боковых створках клина. Исходя из этого, можно ввести определение «трехстворчатого малозаметного пространственно регулируемого воздухозаборника».

Как известно, для полета на сверхзвуковой скорости самолету необходимо иметь минимальный мидель, а для быстрого преодоления зоны трансзвука желательно, чтобы график площадей приближался к телу вращения Сирса-Хаака, так как оно имеет минимальное волновое сопротивление.

На основе эксперименталь­ных и теоретических исследо­ваний установлено , что при околозвуковых скоростях волновое сопро­тивление компоновки самолета равно волновому сопротивлению экви­валентного тела вращения, имеющего то же самое распределение пло­щадей поперечных сечений вдоль оси, что и исходная компоновка. При этом требуется, чтобы контур тела за­канчивался либо осесимметричным обводом, либо острием, либо ци­линдрической частью. Экспериментально установлено, что можно уменьшить волновое сопротивление компоновки самолета, выбирая его форму так, чтобы эквивалентное тело вращения для самолета соответствовало телу минимального сопротивления.

На рис. 6. изображен график площадей поперечных сечений разработанного СДБП и эквивалентного ему тела Сирса -Хаака.

Рис. 6. График площадей СДБП и эквивалентного ему тела Сирса - Хаака

График площадей показывает, что распределение площадей по длине самолета приближается к графику Сирса-Хаака, откуда следует, что самолет будет иметь волновое сопротивление, близкое к минимально возможному.

Уровень совершенства самолета определяется его аэродинамикой, главным показателем которой в свою очередь является аэродинамическое качество.

Зависимость аэродинамического качества от числа Маха показана на Рис. 7

Рис. 7. Зависимость аэродинамического качества от числа Маха

В табл. 1. приведены критерии, по которым можно оценить основные параметры самолета.

Таблица 1

Критерии оценки

СДБП

Площадь миделевого сечения самолета

Площадь омываемой поверхности

Объем самолета

Площадь крыла

Эффективное удлинение

Коэффициент интегральности

Параметр волнового сопротивления

Относительная площадь миделевого сечения

Относительный объем отсеков вооружения

Максимальный вес самолета

Дальность при М=0.85

Дальность при М=2,35

В результате проделанной работы по определению рациональной компоновки СДБП были достигнуты высокие аэродинамические характеристики как на дозвуковой, так и на сверхзвуковой скорости.

Литература

1. , Аэродинамика маневренных самолетов (особенности аэродинамического проектирования) – М: Изд-во МАИ, 1996.

2. Андреев проектирования и перспективы развития маневренных самолетов. – М: Изд-во МАИ, 1996.

Аэродинамическая схема «утка»

Как избежать потерь на балансировку? Ответ прост: аэродинамическая компоновка статически устойчивого самолёта должна исключать балансировку с отрицательной подъёмной силой на горизонтальном оперении. В принципе, добиться этого можно и на классической схеме, но наиболее простым решением является компоновка самолёта по схеме «утка», которая обеспечивает управление по тангажу без потерь подъемной силы на балансировку (рис. 3). Тем не менее, «утки» практически не используются в транспортной авиации, и, кстати, совершенно справедливо. Объясним, почему.

Как показывает теория и практика, самолёты схемы «утка» имеют один серьёзный недостаток – малый диапазон лётных скоростей. Схема «утка» выбирается для самолёта, который должен иметь более высокую скорость полёта по сравнению с самолётом, скомпонованным по классической схеме, при условии, что мощности силовых установок этих самолётов равны. Данный эффект достигается за счёт того, что на «утке» удаётся до предела снизить сопротивление трения воздуха за счёт уменьшения площади омываемой поверхности самолёта.

С другой стороны, на посадке «утка» не реализует максимальный коэффициент подъёмной силы своего крыла. Это объясняется тем, что по сравнению с классической аэродинамической схемой при одинаковых межфокусных расстояниях крыла и ГО, относительной площади ГО, а также при равных абсолютных значениях запасов продольной статической устойчивости, схема «утка» имеет меньшее балансировочное плечо ПГО. Именно это обстоятельство не позволяет «утке» конкурировать с классической аэродинамической схемой на взлётно-посадочных режимах.

Решить эту проблему можно одним способом: увеличить максимальный коэффициент подъёмной силы ПГО () до значений, обеспечивающих балансировку «утки» на посадочных скоростях классических самолётов. Современная аэродинамика уже дала «уткам» высоконесущие профили со значениями Су max = 2, что позволило создать ПГО с . Но, несмотря на это, все современные «утки» имеют более высокие посадочные скорости по сравнению с классическими компоновками.

Срывные характеристики «уток» также не выдерживают критики. При заходе на посадку в условиях высокой термической активности, турбулентности или сдвига ветра ПГО, обеспечивающее балансировку на максимальном допустимом Су самолёта, может иметь . В этих условиях, при внезапном увеличении угла атаки самолёта, ПГО выйдет на закритическое обтекание, что приведёт к падению его подъёмной силы, и угол атаки самолёта начнёт уменьшаться. Возникающий при этом глубокий срыв потока с ПГО вводит самолёт в режим резкого неуправляемого клевка, что в большинстве случаев приводит к катастрофе. Такое поведение «уток» на критических углах атаки не позволяет использовать эту аэродинамическую схему в сверхлёгкой и транспортной авиации.