Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

Крыло изменяемой стреловидности в «развернутом» положении обычно практически прямое (иногда с очень малым углом стреловидности), а в «сложенном» положении оно приобретает большую стреловидность. Это означает, что самолеты с изменяемой геометрией крыла сочетают достоинства самолетов с прямым крылом большого удлинения и самолетов с крылом большой стреловидности малого удлинения.

1* Ввиду нечеткости термина «самолет изменяемой геометрии», который употребляет автор, здесь удобнее использовать термин «самолет с изменяемой стреловидностью (геометрией) крыла».- Прим. ред.

Проекты самолетов с изменяемой геометрией крыла появились практически одновременно с проектами обычных самолетов, однако впервые они поднялись в воздух лишь в начале 30-х годов (Павгуста 1930 г. прошел летные испытания самолет М.10 с крылом изменяемого размаха конструкции Махонина). Изменение геометрии крыла, которое в то время должно было выполнять функцию современной механизации крыльев, касалось почти исключительно изменения площади крыла с сохранением угла стреловидности передней кромки. Это и понятно, так как проблема уменьшения волнового сопротивления на том этапе развития авиации еще не существовала.

Как известно, изменение площади крыла (посредством увеличения его размаха, или хорды, или одновременно обоих параметров) может привести к изменению удлинения, относительной толщины профиля и сужения, а отсюда к изменению летных характеристик самолета, которые зависят от этих параметров. Такое изменение геометрии малоэффективно, так как усложняет конструкцию и изготовление крыльев, что дает сравнительно небольшой аэродинамический эффект ценой значительного увеличения массы самолета (достигнутые максимальные скорости для конфигураций максимальной и минимальной площадей различались не более чем на 5-10%).

Первые конструктивные решения, соответствующие современным взглядам на изменение геометрии крыла, были реализованы в период второй мировой войны, при разработке самолета «Мессершмитт» Р-1101 со стреловидным крылом, угол стреловидности которого мог составлять 35 или 45°. Летные испытания этого самолета не были завершены, и в 1945 г. он был захвачен войсками США. В 1948 г. в NACA рассматривалась возможность применения крыла изменяемой геометрии на экспериментальных сверхзвуковых самолетах Х-1 и Х-2. В связи с этим фирме «Белл» было предложено решить эту задачу, используя опыт разработки конструкции прототипа Р-1101. Самолет, обозначенный Х-5, разрабатывался как истреби- тель-штурмовик, поэтому в процессе проектирования принимались во внимание тактико-технические требования военно- воздушных сил США для самолетов такого типа. Первый из двух построенных экземпляров Х-5 совершил полет 20 июня 1951 г. На самолете был установлен один турбореактивный двигатель J35-A-17 фирмы «Эллисон» тягой 2220 даН. В дальнейшем предполагалось использовать двигатель J40-WE-2 фирмы «Вестингауз» с системой дожигания, однако ни двигатель, ни форсажная камера на самолете не устанавливались.

Характерной чертой системы изменения угла стреловидности крыла была автоматическая компенсация перемещения центра давления относительно центра тяжести самолета при изменении положения крыла. Это обеспечивалось путем перемещения крыла вперед при увеличении угла его стреловидности и позволяло получить приемлемые характеристики устойчивости и управляемости (т.е. маневренность) в используемом диапазоне углов стреловидности на всех этапах полета. Улучшение характеристик взлета и посадки достигнуто не только благодаря возможности установки крыла в положение минимальной стреловидности, но также вследствие использования предкрылков,размещенных почти по всему размаху. Кинематика изменения положения крыла позволяет варьировать угол стреловидности передней кромки в диапазоне 20-60°, при этом обе консоли крыла поворачиваются относительно общей оси, расположенной в плоскости симметрии самолета, с помощью электропривода. При стреловидности 20° размах составляет 9,7 м, а максимальная скорость 967 км/ч, тогда как в положении максимальной стреловидности эти параметры равны соответственно 6,3 м и 1040 км/ч. Во время летных испытаний максимальная стреловидность обеспечила высокую скорость подъема, а минимальная-высокую экономичность на крейсерском режиме и возможность взлета и посадки с использованием короткой взлетно-посадочной полосы (ВПП).

Вторым самолетом, на котором использовано крыло изменяемой стреловидности, был «Ягуар» XF10F-1 фирмы «Грумман», предназначенный для морской авиации США. При разработке самолета преследовалась цель обеспечения хороших характеристик при полете на малых скоростях, что важно для палубной авиации. На самолете XF10F-1 устанавливалось крыло, угол стреловидности которого изменялся в диапазоне 13,5-42,5°. При наименьшей стреловидности размах составлял 15,42 м, а при наибольшей 11,17м. Первый облет этого самолета был произведен 19 мая 1953 г.

Посредством изменения положения крыльев вдоль фюзеляжа механизм установки угла стреловидности «Ягуара» автоматически компенсировал перемещение центра давления относительно центра тяжести самолета. При наибольшем угле стреловидности крыло занимает крайнее переднее положение, а при наименьшем-крайнее заднее. Изменение угла стреловидности должно быть точно синхронизировано с перемещением крыла, иначе расстояние между центром давления и центром тяжести увеличивается настолько, что самолет становится опасно неустойчивым. На самолете «Ягуар» был установлен турбореактивный двигатель J40-WE-8 с тягой 32,92 кН (3357 кГ) без форсирования и 48,48 кН (4944 кГ) с форсированием. При взлетной массе 14177 кг самолет развивал максимальную скорость 1175 км/ч. Сравнительный анализ летных данных «Ягуара» и самолета «Демон» F3H-1 фирмы «Макдоннел» (оба самолета использовали одну и ту же силовую установку и имели приблизительно одинаковую взлетную массу) показал, что у самолета изменяемой геометрии аэродинамическое качество возрастает на 15%, а посадочная скорость уменьшается на 25%, но в то же время примерно на 130 км/ч снижается максимальная скорость. Вначале командование морской авиации США заказало 30 самолетов F10F-1, однако отрицательные результаты летных испытаний и усложненное обслуживание вызвали отказ от этого решения.

Рис. 1.49. Модель самолета «Ласточка» с развернутыми крыльями.

Из вышеизложенного следует, что переворота в авиационной технике, ожидавшегося от крыла изменяемой стреловидности, не произошло, и первые два самолета с этим нововведением показали недостаточные летные качества, так как многочисленные технические проблемы, связанные с неизбежным усложнением конструкции летательного аппарата, были решены в них не на должном уровне. Использованная кинематическая система перемещения подвижных консолей крыла была слишком сложной, и любая небольшая неточность в изготовлении или не слишком тщательная подготовка к полету приводили, как правило, к аварийной ситуации. Поэтому указанные самолеты не вышли из стадии опытного образца. Это объясняется недостаточным для такого рода задач уровнем технологии в области конструкции самолета, двигателестроения и оборудования, а также малой прочностью и большой плотностью применявшихся материалов. Кроме того, выигрыш, который дает применение крыла изменяемой стреловидности на дозвуковых или околозвуковых самолетах, слишком мал по сравнению с увеличением массы и усложнением конструкции самолета. В то же время эффективность использования сверхзвуковых самолетов зависит и от их характеристик при полете на дозвуковых скоростях, что делает необходимым применение крыла изменяемой стреловидности, а с технической точки зрения это стало возможным уже в начале 60-х годов.