Сверхзвуковые самолеты

Проблема малой маневренности первых сверхзвуковых самолетов как следствия недостаточной эффективности продольного управления с помощью руля высоты была разрешена путем использования цельнопо- воротного горизонтального оперения (управляемого стабилизатора). Такое оперение выполняется в виде моноблочной конструкции, поворачиваемой относительно поперечной оси и выполняющей функции как руля, так и стабилизатора. Оно не теряет эффективности при сверхзвуковом обтекании, поскольку не подвержено аэродинамической блокировке. Конструкция существенно упрощается в связи с возможностью избежать разделения горизонтального оперения на неподвижную и поворотную части, исключить шарнирные соединения и элементы управления рулем, весовую балансировку руля и т.п. Цельноповоротное оперение позволяет применять весьма тонкий профиль, что также положительно влияет на аэродинамические характеристики.

Достоинства цельноповоротного горизонтального оперения имеют двоякий характер. Во-первых, оперение этого типа значительно более эффективно в диапазоне около- и сверхзвуковых скоростей, что позволяет расширить возможности использования несущих свойств крыла для увеличения грузоподъемности. Во-вторых, более высокая эффективность цельноповоротного оперения позволяет создавать в полетах со сверхкритическими скоростями большие перегрузки, что существенно увеличивает маневренность самолетов с таким оперением в сравнении с самолетами, имеющими обычный руль высоты. Часто поворотный стабилизатор выполняется в виде двух плоскостей (левой и правой), что дает возможность как согласованного, так и дифференциального их отклонения. Эффективность такого оперения может быть дополнительно повышена применением закрылков со сдувом пограничного слоя (TSR.2) или созданием уступа передней кромки (F-15).

Упомянутое выше явление скоса потока вблизи горизонтального оперения, расположенного за крылом, может при их неблагоприятном взаимном расположении привести к отрицательным последствиям как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых скоростях. В последнем случае наибольшее изменение скоса потока происходит на фронте косых скачков у задней кромки крыла. При полете на больших высотах ввиду значительных углов атаки этот фронт в районе оперения находится высоко над продольной осью самолета. В связи с этим при среднем или верхнем расположении горизонтального оперения (как это сделано на многих околозвуковых самолетах, с тем чтобы вынести оперение из области возмущений, индуцированных крылом) на сверхзвуковом режиме полета оперение может оказаться в зоне наибольшего скоса потока. Это, очевидно, может стать причиной возникновения неустойчивости, поэтому на большинстве сверхзвуковых самолетов классической схемы горизонтальное оперение размещено в нижней части фюзеляжа. В таком случае горизонтальное оперение находится вне области возмущений, а скос потока за крылом при сверхзвуковых скоростях бывает наименьшим.

Исключение составляют самолеты с очень короткими хвостовыми частями фюзеляжа (SR.53 и «Жерфо»), а также самолеты с прямыми крыльями малого удлинения (F-104 и Т. 188), в которых применено Т-образное хвостовое оперение. Поскольку расположение оперения влияет также и на возникновение вибраций типа бафтинга, то оно для каждого конкретного случая определяется путем исследований моделей в аэродинамической трубе и испытаний самолета в полете.

Как уже упоминалось, при переходе от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой происходит увеличение момента на пикирование, для компенсации которого в самолете классической схемы при передней центровке необходимо создание на горизонтальном оперении направленной вниз силы, увеличивающей момент балансировки. Однако это приводит к уменьшению аэродинамического качества и в конечном счете к сокращению на 10-20% радиуса действия самолета. Обеспечение устойчивости самолета такой ценой, естественно, неприемлемо.