Летательные аппараты нетрадиционных схем

В этом двухместном самолете летчики располагались в кабине рядом. Первый полет F-111A был выполнен 21 декабря 1964 г. Самолет оснащался двумя двигателями TF-30 фирмы «Пратт-Уитни» тягой 90,7 кН. Стреловидность крыла изменялась от 16° до 72,5°, вследствие чего размах крыла уменьшался с 19,2 м до 9,7 м. Максимальный размах самолета F-111В составлял 21,3 м. У обеих моделей практически полностью отсутствует зазор между задней кромкой крыла и передней кромкой горизонтального оперения при положении крыла, соответствующем максимальной стреловидности. Поэтому при максимальной стреловидности крыла аэродинамическая схема самолета весьма близка к «бесхвостке» с треугольным крылом. Взлетная масса F-111А составляет 31750 кг, при этом максимальная скорость полета на высоте 12200 м достигает 2660 км/ч (М = 2,5). Вооружение самолета состоит из различных управляемых ракет класса воздух — воздух и воздух-поверхность; FB-111 является бомбардировщиком.

Рис. 6.17. Экспериментальный самолет с крылом обратной стреловидности Х-29А фирмы «Грумман».

Рис. 6.18.Истребитель с крылом изменяемой стреловидности F-111A, сфотографированный во время выкатки в октябре 1964 г. (крыло в положении минимальной стреловидности).

Рис. 6.19. F-111A с крылом в положении максимальной стреловидности.

Рис. 6.20. F-111A в полете. На фотоснимках показан полный цикл изменения стреловидности крыла.

• Экспериментальный самолет AD-1

Самолеты с изменяемой стреловидностью крыла, рассмотренные в этой главе, имеют ряд недостатков, основными из которых являются:

— смещение аэродинамического фокуса при изменении стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления;

— возрастание массы конструкции из-за наличия силовой балки и закрепляемых на ней поворотных шарниров консолей, а также уплотнителей убранного положения крыла.

Оба недостатка приводят в конечном итоге к уменьшению дальности полета или массы перевозимой полезной нагрузки.

По мнению специалистов NASA, указанных недостатков лишены самолеты с крылом асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС). В этой схеме крыло крепится к фюзеляжу с помощью одного поворотного шарнира, и изменение стреловидности консолей при повороте крыла происходит одновременно, но имеет противоположный характер. Сравнительный анализ самолетов, выполненных по стандартной схеме с изменяемой стреловидностью и КАИС специалистами NASA, показал, что для второй схемы лобовое сопротивление уменьшится на 11–20 %, масса конструкции на 14 %, волновое сопротивление при полете на сверхзвуковых скоростях - на 26 %.

Однако применение КАИС влечет за собой и ряд недостатков. Во-первых, при большом угле стреловидности консоль с прямой стреловидностью имеет больший эффективный угол атаки, чем консоль с обратной стреловидностью, что приводит к асимметрии лобового сопротивления и, как следствие, к возникновению паразитных разворачивающих моментов по крену, тангажу и рысканию. Во-вторых, для КАИС характерны вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, и любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения; однако, несмотря на эти негативные эффекты, авиационные специалисты считают, что их устранение может быть осуществлено путем применения цифровой системы электродистанционного управления, автоматически воздействующей на органы аэродинамического управления в зависимости от скорости полета, угла атаки и угла стреловидности крыла, а также применения системы сдува (отсоса) пограничного слоя с крыла, управляемой от ЭСДУ.

В феврале 1979 г. по заказу NASA фирмой «Берт Рутан скейлд композите» была завершена постройка экспериментального самолета AD-1 с КАИС (рис. 6.21), а в период с 1979 по 1981 г. были проведены его летные испытания. Первый полет самолета состоялся 29 декабря 1979 г.

Рис. 6.21. Экспериментальный самолет AD-1 с одношарнирным крылом асимметрично изменяемой стреловидности (1981 г.). Крыло в положении 45°.

Самолет имеет трапециевидное крыло большого удлинения, шарнирно закрепленное на верхней части фюзеляжа. Угол стреловидности может изменяться от 0 до 60°. Размах крыла составляет 9,75 м, а его площадь 8,6 м². Два турбореактивных двигателя фирмы «Эймс индастриал» суммарной тягой 2 кН обеспечивали самолету взлетной массой 900 кг скорость 400 км/ч.

На основании результатов испытаний, в которых приняли участие 17 летчиков, было сделано заключение о целесообразности использования КАИС в перспективных самолетах следующего поколения.