Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

• Название: Сверхзвуковые самолеты
• Автор: Эдмунд Цихош
• Издательство: М.: Мир
• Жанр: Техническая литература
• Год: 1983

В книге польского авиационного специалиста приведены основные летно-технические характеристики, фотографии, чертежи общих видов и компоновочных схем большинства современных отечественных и зарубежных сверхзвуковых самолетов. Кратко излагается история их разработки. Описывается оборудование различных типов сверхзвуковых самолетов и рассматриваются научно-технические проблемы, связанные с их созданием. Наиболее полное для настоящего времени справочное руководство по зарубежным и отечественным сверхзвуковым самолетам. Для конструкторов самолетов, студентов соответствующих специальностей вузов и лиц, интересующихся авиацией.

Прим. OCR: Первая появившаяся в СССР в открытой печати монография по сверхзвуковым самолетам. Охват и качество материала позволяют занимать этой книге одно из первых мест по упоминаниям в авиационной литературе по реактивным самолетам.

---

Во второй половине 1975 г. самолет F-16 стал объектом так называемого контракта столетия, победив в соперничестве с западноевропейскими самолетами «Мираж» F.1E и «Вигген». Несколько государств-членов НАТО 7.07.1975 г. выбрали F-16 в качестве преемника самолета F-104G и предварительно заказали 348 самолетов (116-Бельгия, 58-Дания, 102-Голландия и 72-Норвегия). В этой ситуации (в соответствии с западноевропейской концепцией многоцелевого самолета) фирма приступила к созданию на базе F-16 модификации истребителя-бомбардировщика F-16E. В 1977 г. самолет был приспособлен для транспортировки ядерного оружия и было начато лицензионное производство. Первый самолет, выпущенный бельгийской фирмой SABCA, был облетан 11.12.1978 г.

Разработка и строительство двух опытных образцов стоили около 38 млн. долл. В 1980 г. единичная цена самолета составила (с учетом инфляции) 6,7-8 млн. долл. В процессе опытно- конструкторских работ были проведены аэродинамические испытания моделей 78 конфигураций. На это было затрачено 3700 ч, из которых 2500 ч заняли испытания при околозвуковых скоростях с целью улучшения характеристик маневренности при больших углах атаки. В результате проведенных исследований был разработан усовершенствованный вариант самолета YF-16CCV. Он был облетан 24.03.1976 г. и отличался от своего прототипа использованием переднего управляемого оперения, необходимого для осуществления плоскопараллельного полета (перемещение вверх-вниз без изменения угла атаки и вбок без виража). Плоскости дополнительного оперения расположены в носовой части фюзеляжа и включены в состав системы активного управления.

Рис. 2.178. Двухместная учебно-боевая модификация F-16B.

Высокие летно-технические характеристики (особенно в диапазоне 0,6-1,2 M и на высотах до 7000 м) удалось получить посредством облегчения конструкции самолета (в основном за счет применения композиционных материалов и миниатюризации оборудования), высокой тяговооруженности и автоматически управляемой механизации крыла. По скороподъемности и разгонным характеристикам F-16 превосходит другие самолеты этого класса, в частности «Мираж» F.l, F-104 и «Вигген» J37, и обладает в 1,5-2 раза меньшим радиусом разворота. Отклоненное назад кресло пилота вместе с высокопрочной конструкцией планера позволяют осуществлять маневры с перегрузкой до 9. Учебные бои F-16 с самолетами Т-38, F-100, F-104 и F-105 показали его превосходство в различных ситуациях, а в боях с F-15 самолет показал сходные характеристики.

Описание самолета. F-16 представляет собой моноплан классической схемы со среднерасположенным многолонжеронным крылом, состоящим из двух частей: основной (трапецеидальной формы с прямолинейной передней кромкой) и центропланной части с удлиненным наплывом, имеющим криволинейную переднюю кромку. Применение наплыва (исследовано ~ 50 различных конфигураций) и плавного сочленения крыла и фюзеляжа с плоской нижней частью позволило создать несущую поверхность с небольшим удлинением, которая может эффективно работать на углах атаки, превышающих критический для основной трапециевидной части крыла. Это вместе с механизацией крыла обеспечивает устойчивость и управляемость самолета при углах атаки до ~ 30°. Максимальный коэффициент подъемной силы при этом составляет ~ 1,9. Увеличение за счет наплыва несущей поверхности на 10% позволяет увеличить подъемную силу при высокой полетной скорости на 50%. Выполненные из профилей NACA 64А-204 основные трапециевидные части крыла имеют угол стреловидности передней кромки 40° и прямую заднюю кромку. Механизация крыла состоит из носовых щитков (вдоль всего размаха) и зависающих элеронов, занимающих около 2/3 размаха консолей. Носовые щитки с хордой, составляющей 30% концевой и 18% корневой хорды крыла, и зависающие элероны (первые отклоняются на 25°, а вторые-на 20°) при взлете и посадке управляются вручную, а во время полета – автоматически, обеспечивая изменение кривизны профиля крыла в зависимости от числа Маха и угла атаки.

Управление самолетом осуществляется с помощью зависающих элеронов, управляемого дифференциального стабилизатора и классического вертикального оперения, дополненного двумя подфюзеляжными килями. При полетах со сверхзвуковыми скоростями горизонтальное оперение создает дополнительную подъемную силу. F-16, по всей вероятности, является первым самолетом, спроектированным с самого начала с цифровой электродистанционной системой управления и полностью использующим преимущества автоматического активного управления. Управление креном и тангажом осуществляется с помощью рукоятки, расположенной на правом подлокотнике катапультируемого сиденья, которая с помощью четырехкратно резервированной электрической системы соединяется с исполнительными механизмами. Иными словами, в самолете не используется обычная ручка управления и механическая трансмиссия, соединяющая рукоятку с управляемыми рулями.

Освободившееся место между коленями пилота используется для размещения выдвижного приборного щитка. Управление самолетом осуществляется по сигналам, величина которых определяется усилием пилота на рукоятке управления, а не амплитудой ее отклонения. При снятии усилия рукоятка автоматически возвращается в нейтральное положение. В системе управления используется ЭВМ, которая оптимизирует пилотирование и ограничивает маневры, не допуская потерю управляемости, превышение угла атаки более 25,3° и перегрузки больше 9.

Сплюснутый снизу фюзеляж состоит из носовой части с кабиной пилота (в модификации F-16B пространство для второй кабины выделяется за счет уменьшения емкости топливного бака) и главной части. Фюзеляж выполнен в соответствии с правилом площадей. Кабина оснащена бескаркасным, выступающим за обводы фюзеляжа каплевидным фонарем, откидываемым вверх-назад, обеспечивающим обзор на 360° в горизонтальной плоскости и вниз под углом 15°. Катапультируемое сиденье позволяет покидать кабину на нулевой высоте и в диапазоне скоростей от 0 до 1100 км/ч. Для уменьшения воспринимаемых пилотом перегрузок во время полета кресло пилота наклонено под углом 30° (обычно принимается угол наклона в диапазоне 13-18°). Хвостовая часть фюзеляжа заканчивается четырехсекционными тормозными щитками, отклоняемыми вверх и вниз на 60°. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка шасси убирается назад (при одновременном повороте колеса на 90°), а главные – вперед. Главные стойки крепятся к фюзеляжу и убираются вовнутрь. Около 80% деталей шасси взаимозаменяемы.

Рис. 2.179. Проекции истребителя YF-16.

Конструкция планера рассчитывалась на эксплуатацию в течение 15 лет и возможность последующей модификации в случае необходимости. В связи с этим планер имеет модульную конструкцию, которая позволяет производить замену отдельных узлов на новые. 80,1% массы планера составляют детали из сплавов алюминия, 4%-из стали, 3,7%-из сплавов титана, 3,4%-из композитов и 8,8%-из других материалов. При массе 10 205 кг он рассчитан на эксплуатационную перегрузку 9,0.

Самолет оборудован системой управления огнем, в состав которой входят импульсная доплеровская РЛС, подсистема отображения информации на лобовом стекле, вычислитель и пульт управления пушкой и ракетами. В режиме обзора РЛС обеспечивает сканирование пространства в пределах 120°-го телесного угла передней полусферы. При ведении боя РЛС осуществляет захват и сопровождение ближайшей цели, передавая соответствующую информацию в вычислитель. Результаты расчетов (азимут, дальность, скорость, угол места) высвечиваются проекционным способом на лобовом стекле фонаря.

Двигательная установка. На самолете используется турбовентиляторный двигатель F-100-PW-100 (серия № 3) фирмы «Пратт-Уит- ни», взаимозаменяемый с двигателем самолета F-15. Он развивает тягу 63,94 кН (6520 кГ) без форсирования и 111,21 кН (11 340 кГ) с форсированием. Воздухозаборник расположен под фюзеляжем; при такой компоновке упрощается контур фюзеляжа и уменьшается длина воздушного канала (по сравнению с лобовым воздухозаборником), а также исключаются проблемы интерференции с крылом (в случае боковых воздухозаборников). На входе в подфюзеляжный воздухозаборник обеспечивается также равномерное распределение скоростей потока независимо от положения самолета в воздухе, так как плоская нижняя часть фюзеляжа перед заборником служит для него своего рода направляющей. Вероятность попадания в воздухозаборник инородных тел во время разбега (пробега) самолета по ВПП исключается путем размещения воздухозаборника перед передней стойкой шасси. Воздухозаборник не регулируется и рассчитан на скорость, соответствующую условиям воздушного боя (0,8 › M › 1,2). Внутренняя топливная система емкостью 3145 кг (у самолета F-16A) оборудована топливоприемником дозаправки в полете (расположенным за фонарем кабины). Она может быть дополнена подвесными топливными баками.