1410

всего – транспортные самолеты. Заправщик может осуществлять дозаправку сразу нескольких самолетов (рис. 2.31).

Рис. 2.31. Заправщик Ил-78

Постановщики помех предназначены для подавления радиоэлектронных средств противника с целью обеспечения боевых действий своих войск. По типу установленных средств радиоэлектронного подавления могут быть постановщики пассивных (металлизированные ленты, металлические иглы и т.п.) и активных (мощные радиопередатчики, работающие в широком диапазоне длин волн) помех. Пилотируемые постановщики помех создаются на базе бомбардировщиков, истребителей-бомбардировщиков, транспортных и других типов самолетов.

Самолеты дальнего радиолокационного дозора и наведения

(ДРДН) предназначены для получения, обработки и передачи информации о воздушной обстановке на наземные (корабельные) командные пункты и наведения истребителей-перехватчиков на воздушные цели. ДРДН создаются на базе серийных пассажирских, транспортных, противолодочных и других самолетов с большой дальностью полета и оборудуются РЛС кругового обзора («гриб»), средствами обработки и передачи информации и средствами наведения (рис. 2.32). ДРДН, в случае необходимости, могут использоваться в качестве воздушных пунктов управления войсками и действиями авиации.

61

Рис. 2.32. Самолет ДРДН А-50

Учебно-боевые самолеты специально разработаны для подготовки летного состава и для выполнения боевых задач. Вооружение состоит из пушек, бомб, управляемых и неуправляемых ракет. При боевом применении учебно-боевые самолеты используются главным образом в качестве легких штурмовиков

(рис. 2.33, 2.34).

Рис. 2.33. Учебно-боевой МиГ АТ

Рис. 2.34. Учебно-боевой Як-130

62

2.2.3. Самолеты нетрадиционных аэродинамических схем

2.2.3.1. Самолеты схемы «утка»

Самолеты схемы «утка» (рис. 2.35, 2.36) – самолеты, у которых горизонтальное оперение (дестабилизатор) расположено впереди крыла и впереди центра масс самолета.

Рис. 2.35. Схема «утка»

Рис. 2.36. Самолет схемы «утка»

Название «утка» схема получила из-за того, что самолет, выполненный по данной схеме, напоминал утку в полете (рис. 2.37).

Главное достоинство схемы «утка» – осуществление продольной балансировки при помощи положительной подъемной силы, приложенной к горизонтальному оперению (ГО). Возникающий на самолете этой схемы пикирующий момент от отклонения за-

63

крылков (при взлете и посадке) уравновешивается подъемной силой на оперении за счет увеличения угла атаки ГО (рис. 2.38), в отличие от самолетов, выполненных по нормальной схеме. Указанное свойство схемы «утка» позволяет получить более высокие несущие свойства и более высокое значение аэродинамического качества самолета за счет уменьшения площади крыла (уменьшенияаэродинамического сопротивления) без уменьшения подъемной силы самолета. Однако обеспечение продольной балансировки достигается отклонением ГО на увеличение угла атаки αГО, причем для балансировки необходимы высокие значения αГО. Это объясняется тем, что сила, возникающая на крыле от действия закрылков, у самолетов схемы «утка» имеет значительно большее плечо действия, чем у самолетов нормальной схемы. Создание управляющего воздействия с целью увеличения подъемной силы крыла (увеличение α самолета) требует дополнительного отклонения ГО на увеличение αГО. Поэтому уже при небольших углах атаки самолета на ГО достигается критическое (максимально допустимое) значение αГО (см. рис. 2.38), после чего начинается срыв потока с ГО и дальнейшее увеличение угла атаки самолета становится невозможным, что ограничивает применение больших углов атаки при взлете и посадке. Еще одним недостатком самолетов рассматриваемой схемы является то, что они обладают низкой путевой устойчивостью и управляемостью из-за малого плеча действия вертикального оперения (см. рис. 2.35).

Рис. 2.38. Продольная балансировка и управляемость

С другой стороны, расположение горизонтального оперения перед крылом способствует уменьшению опасности попадания самолета в срывной режим (штопор) при большом угле атаки. Действительно, при увеличении летчиком угла атаки самолета

64

срыв сначала наступает на ГО, имеющем, как показано выше, угол атаки αГО больший, чем угол атаки крыла. При этом возникает пикирующий момент, автоматически выводящий самолет из опасного положения.

2.2.3.2.Самолеты схемы «бесхвостка»

Усамолетов, выполненных по схеме «бесхвостка», отсутствует горизонтальное оперение, поэтому в качестве органов продольного управления обычно используют элевоны, сочетающие в себе функции элеронов и рулей высоты, и флапероны, сочетающие

всебе функции закрылков и элеронов (рис. 2.39). Самолеты схемы «бесхвостка» (рис. 2.40, 2.41) или летающее крыло, если у самолета нет фюзеляжа (рис. 2.42), обладают меньшей массой конструкции и меньшим аэродинамическим сопротивлением Х из за отсутствия хвостовой балки с оперением. Запас статической продольной устойчивости самолета определяется взаимным расположением центра масс и аэродинамического фокуса крыла F (см. рис. 2.39).

Рис. 2.39. Схема «бесхвостка»

Рис. 2.40. Стратегический разведчик SR-71

65

Рис. 2.41. Бомбардировщик «Вулкан»

Рис. 2.42. Бомбардировщик В-2

Главный недостаток схемы «бесхвостка» заключается в малом плече LРВ органов продольного управления, расположенных на крыле. Вследствие этого для создания управляющего момента МРВ с целью увеличения угла атаки необходимо создавать вертикальную силу, направленную вниз, в 1,5–2 раза большую, чем у самолетов нормальной схемы. Это приводит к значительной «просадке» самолета в момент отклонения элевонов и увеличению времени переходных процессов. Кроме того, взлет и посадка самолета осуществляется без использования механизации крыла, так как возникающий при отклонении закрылков пикирующий момент практически нечем уравновесить (отсутствует горизонтальное оперение). Это приводит к тому, что для уменьшения посадочной скорости (уменьшения удельной нагрузки на крыло) приходится применять крыло большей площади, а значит, с большим аэродинамическим сопротивлением и меньшим качеством. В отдельных случаях для компенсации пикирующего момента, вызванного действием посадочной механизации (закрылков), на самолетах схемы

66

«бесхвостка» устанавливают в носовой части фюзеляжа балансировочную горизонтальную поверхность (рис. 2.43), которая в полете убирается в фюзеляж.

Рис. 2.43. Самолет Ту-144

Необходимость обеспечения возможно большего плеча продольного управления вынуждает использовать крыло треугольной формы с большой стреловидностью передней кромки, которое имеет низкое аэродинамическое качество на дозвуковых скоростях полета. Оптимизировать крыло сверхзвукового самолета схемы «бесхвостка» в широком диапазоне скоростей полета позволяет использование корневых наплывов на треугольном крыле малого удлинения или использование крыла оживальной формы (см. рис. 2.12, з, и). Отклонение носовой части фюзеляжа вниз улучшает обзор пилоту на взлетно-посадочных режимах (см. рис. 2.43). Самолеты схемы «бесхвостка» также имеют низкую путевую устойчивость и управляемость вследствие малого плеча вертикального оперения LВО (см. рис. 2.39). Поэтому на самолетах данной схемы часто используют дополнительные подфюзеляжные килевые поверхности, складывающиеся при взлете и посадке.

Достижения науки конца XX века открыли новые перспективы развития самолетов схемы «бесхвостка». К таким достижениям в первую очередь следует отнести создание систем искусственной устойчивости. Действительно, если центр масс «бесхвостки» расположить позади ее аэродинамического фокуса (статически неустойчивый самолет), появляется возможность увеличить подъемную

67

силу сбалансированного самолета, так как для балансировки рули высоты (элевоны) должны отклоняться вниз (рис. 2.44, а), а не вверх, как в случае статически устойчивого самолета (рис. 2.44, б).

Рис. 2.44. Балансировка статически неустойчивого (а)

истатически устойчивого (б) самолета

Устатически неустойчивого самолета при управляющих воз-

действиях руля высоты возникает дестабилизирующий момент Мz от приращения подъемной силы, однонаправленный с управляю-

щим моментом МРВ, поэтому балансировать самолет в новом положении необходимо принудительно рулем высоты. Как правило, реакция летчика запаздывает, и поддерживать устойчивость статически неустойчивого самолета возможно только при участии системы автоматического управления (система искусственной устойчивости). С другой стороны, наличие дестабилизирующего момента улучшает продольную управляемость самолета. Одновременно истребитель схемы «бесхвостка» по сравнению с истребителями других схем по-прежнему сохраняет такие преимущества, как простота и меньшая стоимость конструкции.

2.2.3.3.Самолеты с крылом обратной стреловидности

Самолет с крылом обратной (отрицательной) стреловидности (КОС) (рис. 2.45, 2.46) имеет ряд аэродинамических преимуществ перед самолетом с крылом прямой (положительной) стреловид-

68

ности. Особенностью дозвукового обтекания КОС является возникновение срыва потока в корневой части крыла при сравнительно небольших углах атаки и практически безотрывное обтекание концевых частей КОС, что обеспечивает сохранение эффективности элеронов до больших углов атаки и практически исключает попадание самолета в штопор. Для ослабления срывного обтекания в корневой части КОС обычно устанавливают переднее горизонтальное оперение (ГО) и треугольный передний наплыв крыла. Одновременное согласованное отклонение заднего и переднего ГО вниз позволяет осуществлять увеличение подъемной силы без изменения продольного момента, так как момент от переднего ГО относительно центра масс компенсирует момент заднего ГО, а суммарное приращение подъемной силы ГО прикладывается в центре масс самолета. Такой способ называется непосредственным управлением подъемной силой (НУПС).

Увеличение аэродинамического качества самолета с КОС объясняется также снижением волнового сопротивления вследствие уменьшения площади миделя планера. При взлете и посадке концы КОС удаляются от земли при увеличении угла атаки, что повышает безопасность полета.

Основным недостатком рассматриваемой схемы является то, что при больших скоростях полета КОС склонно к развитию катастрофически нарастающих крутильных деформаций (дивергенции) концов крыла. Это объясняется тем, что поток воздуха, обтекая

69

крыло, направленное ему навстречу, усиливает, а не гасит возникающие отклонения концов крыла. Применение в конструкции крыла композиционных материалов в сочетании со специальными конструктивно-силовыми схемами позволяет в значительной степени устранить этот недостаток КОС без существенного увеличения массы крыла.

2.2.4.ЛА различных типов

2.2.4.1.Экраноплан

Экраноплан – летательный аппарат, летающий вблизи поверхности воды и ровных участков земли с использованием эффекта близости земли (экранного эффекта) (рис. 2.47). Экранный эффект проявляется при приближении к поверхности земли и становится заметным при расстояниях до земли, соизмеримых с хордой крыла самолета. С приближением к поверхности земли аэродинамическое сопротивление, как правило, уменьшается, а подъемная сила увеличивается, что ведет к росту аэродинамического качества. Увеличение подъемной силы связано в основном с возрастанием давления на нижней поверхности крыла (эффект динамической воздушной подушки). Экранный эффект при прочих равных условиях позволяет уменьшить потребную мощность двигателей.

Рис. 2.47. Экраноплан «Орленок»

К недостаткам экранопланов относятся относительно большая взлетная скорость и малая высота полета – возникает проблема преодоления препятствий, находящихся на пути (деревья, плотины,

70