Главная  Новости  Гостевая  Комментарий  Ссылки   Дневник  English  Deutsch  Français  El español

 

Статья из брошюры "Авиастроение, экспресс-информация", 27/1988.

 

ХАРАКТЕРИСТИКИ ТАКТИЧЕСКОГО САМОЛЕТА КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ С ПОВОРОТНЫМИ РЕАКТИВНЫМИ СОПЛАМИ

 

STOL characteristics of a tactical aircraft with thrust vectoring nozzles. Tape R.F., Glidewell   R.J., Berndt D.E. "A1AA Pap.", 1987, N 1835, 1-9

 

В  связи  с повышением тяговооруженности  перспективных истребителей до  единицы  или  более,  не  возникает трудностей  в обеспечении взлетной  дистанции  менее  300 м для  таких самолетов. Затруднения появляются тогда,  когда  необходимо  обеспечить более короткие посадочные дистанции.  Так,  для остановки самолетов в пределах  300 м  на влажной ВПП с использованием  колесных тормозов и реверса 50 % тяги необходимо иметь посадочную скорость менее  185 км/ч.

Это подтверждается  графиком посадочных    характеристик истребителя, приведенным на рис.  1,  где обозначено: 

1   - скорость захода на посадку  (км/ч),

2 - длина посадочного пробега ( м ),

3 - тяговооруженность при заходе на посадку;

4 - угол отклонения  вектора  тяги  сопла, потребный для  уравновешивания массы самолета при  различных посадочных скоростях ( град );  

5 - исходные  данные  для самолета  с обычными взлетно-посадочными характеристиками; 

6  - намеченный  режим посадки с коротким пробегом.

 

 

Приведенные данные относятся к типичному тактическому истребителю короткого  взлета и  посадки   (КВП), производящему приземление на влажную ВПП  с  реверсированием тяги по глиссаде с углом  6 град. и при аэродинамическим качестве,  равном 4 (разброс точек приземления не учитывается). Из рис. 1 видно, что для обеспечения посадки с пробегом,  равным 300 м, необходимо отклонить вектор тяги на  угол 60°.

На обычном самолете тактического назначения с ТРДД со смешением потоков выходное сопло располагается на значительном расстоянии позади центра тяжести  (ц.т.)  самолета.  Поэтому отклонение вектора тяги сопла вниз  (с целью создания подъемной силы с помощью двигателя)  вызывает большой момент на пикирование,  который должен быть сбалансирован для обеспечения устойчивости самолета. Намного более привлекательным является размещение  точки приложения силы тяги двигателя вблизи ц.т. самолета. В этом случае поворот вектора тяги создает лишь небольшое изменение  действующих моментов, которое легко парировать обычным отклонением  рулей. В настоящем исследовании рассматривается концепция перспективного тактического самолета, способного действовать с аэродрома длиной до 214 м.

На рис.  2,  а и б показаны расчетные и дополнительные полетные задания этого самолета. На верхнем рисунке изображена траектория полета по расчетному заданию,  которое заключается в защите воздуш­ного пространства  от средств нападении противника   (задача  ПВО). В расчете принималось,  что боевая нагрузка самолета в этом варианте состояла из пушки с боезапасом из 300 снарядов и двух управляемых ракет  (УР)  класса  воздух - воздух средней дальности   AMRAAM.

Цифрами обозначены  следующие этапы  полета:  

1 - запуск двигателя  и взлет   (предусмотрена трехминутная работа на режиме пониженной тяги);

2 - набор оптимальной высоты крейсерского попета на режиме пониженной  тяги; 

3 - крейсерский полет на оптимальной высоте с оптимальным числом   М;  

4 - воздушный бой на высоте 9150 м на максимальном режиме работы  двигателя при средней боевой массе самолета (боевые режимы включают в себя: полет с числом М  = 0,9,  два  режима; разгон до числа М=1,7, сбрасывание наружных подвесок, расход боекомплекта; снижение скорости до соответствующей числу М =1,2, выполнение одного виража); 

5 - набор высоты 6100 м для полета на оптимальном крейсерском режиме при пониженной тяге двигателя; в  - крейсерский  полет на оптимальной высоте  с оптимальным числом М;

7  -  снижение  без  учета  расхода  топлива и дальности;

8 - патрулирование в течение максимум 20 мин; 

9 - посадка с 5%-м  резервом топлива  во  внутренних баках.

 

На нижнем рисунке показана траектория полета по альтернативномy заданию, заключающемуся в непосредственной воздушной поддержке и в изоляции сил противника в зоне боевых действий. Боевая нагрузка массой 908 кг состояла из УР класса воздух - земля и пушки с боезапасом из 500 снарядов. Цифрами обозначено: 

1 - запуск двигателя,  руление и взлет (предусмотрена трехминутная работа  двигателя на промежуточном режиме); 

2 - набор высоты крейсерского полета на режиме максимальной дальности; 

3  - крейсерский полет при оптимальном числе М  на оптимальной высоте;

4 - снижение с целью преодоления рубежа ПВО противника на уровне моря  (расход топлива и дальность не учитывается); 

5 - прорыв ПВО в полете с числом М  = 0,8 на уровне моря;

6 - доставка оружия к цели в течение 3 мин в полете с М  = 0,8 на уровне моря при работе двигателя на боевом режиме; 

7 - сброс наружных подвесок массой 908 кг и израсходованного боекомплекта;

8 - уход от цели  на уровне моря с М = 0,8;

9  - набор высоты на режиме максимальной дальности;

10 - крейсерский полет на оптимальной высоте с оптимальным числом М; 

11   - снижение  (расход топлива и дальность не учитывается);

12  - патрулирование в течение до 20 мин на  уровне моря; 

13 - посадочный резерв топлива,  составляющий 5% от первоначального запаса топлива;   

I  - нахождение в зоне боевых действий. Расстояния указаны в морских милях   [x l,85 км,].

 

Исходный тактический истребитель с обычными ВПХ

 

В силовой установке используется двухвальный ТРДД со смешением потоков и общим соплом, имеющий степень двухконтурности, равную 0,6. Вентилятор со степенью повышения давления, равной 3,6, приводится во вращение двухступенчатой турбиной низкого давления, а компрессор, имеющий степень повышения давления,  равную 7,0,  приводится от одноступенчатой трансзвуковой турбины высокого давления. Форсирование тяги может обеспечиваться сжиганием топлива в смешанном потоке перед соплом. Регулирование  площади сечения сопла производится для согласования характеристик двигателя по границе  области неформированных рабочих режимов каскада. Исходным для расчет является обычное осесимметричное   сужающееся-расширяющееся сопло без отклонения или  реверсирования вектора тяги.

 

 

Схема самолета в трех проекциях приведена на  рис.  3,  где покано,  что размах крыла составляет 8,96 м, длина самолета - 15,55 м. Самолет оснащается двигателем   RB.4O6. Полная взлетная масса самолета равна 10768 кг; площадь крыла - 29 кв.м; масса топлива - 2834  кг; нагрузка на тягу равна 0,956; удельная нагрузка на крыло составляет (3,64 кПа). Расчетные летно-технические характеристики самолета следующие: длина разбега - 198 м; длина пробега - 423 м; радиус действия при выполнении альтернативной задачи - 320 км; время разгона на высоте 9150 м от М = 0,9 До М = 1,7 составляет 80,1 с; нормальная перегрузка в полете с числом М  = 1,2 на той же высоте - 5,77, а в полете с М = 0,9 равна  5,0.

Исходный истребитель имеет статически неустойчивую компоновку. Он оснащен стреловидным крылом, имеющим наплывы в корневой части, и передним горизонтальным оперением,  которое сильно взаимодействует с крылом. Для обеспечения продольной  устойчивости и управляемости используется система изменения кривизны профиля крыла в полете. При высокой подъемной силе задается оптимальная кривизна, позволяющая получить максимальное аэродинамическое качество.

 

Тактический истребитель КВП.

 

Силовая установка истребителя состоит из двухвального ТРДД с раздельными потоками контуров  (рис. 4). Поток наружного контура вытекает из двух поворотных боковых сопл, а внутренний контур завер­шается одним неподвижным соплом в задней части двигателя. Форсирование тяги ТРДД достигается сжиганием топлива в наружном контуре (в расширительной камере), а также в форсажной камере (ФК) внутреннего контура. Площади сечений боковых сопл регулируются в зависимости от выбора режима работы - с форсированием тяги или без него.

 

 

Площадь сечения сопла газогенератора ТРДД изменяется с таким расчетом,  чтобы поддерживать постоянную приведенную температуру воздуха на входе в двигатель на уровне 77°С. Это позволяет снизить внутреннее сопротивление и уменьшить тягу сопла газогенератора на этапе захода на посадку (при этом боковые сопла наружного контура развивают высокую тягу).

Применены два типа сопл. Боковое поворотное сужающееся осесимметричное сопло первого типа (VACS)  показано на  рис. 5. Оно имеет восемь пар створок, образующих суживающуюся часть сопла. Угол сужения регулируется с помощью роликов и криволинейных направляющих опорного кольца. Коленчатая, труба, несущая кольцо, шарнирно крепится к ФК наружного   контура.   Поворот сопла вниз на угол 90° обеспечивает создание вертикальной тяги,  используемой в качестве подъемной силы,  а поворот сопла вперед  (на угол  18О°)   создает реверс тяги, используемый на режиме посадки.

Боковое поворотное сопло второго типа   ( RAMP )  показано на рис. 6,  где цифрами обозначено:  

1  - регулируемая панель;   

2 - поворотное сопло;

3 - панель выдвинута;

4 - минимальная площадь критического сечения на бесфорсажном режиме; 

5  - сопло повернуто вниз на  угол 60°.

 

 

 

Особенностью этого сопла является наличие подвижной панели,  которая может плавно перекрывать выходное сечение и отклонять вектор тяги в пределах угла, равного 10°.  Когда сопло повернуто вниз или вперед  (при реверсе тяги) ФК наружного контура всегда должна быть включена.

Компоновка тактического истребителя КВП показана на рис. 7 (размах крыла равен 8,95 м,  длина самолета - 14,43 м). Самолет рассчитан на эксплуатацию с аэродромов длиной 210 м. С учетом разброса точек приземления, составляющего ±15 м,  а также с учетом отклонений, обуславливаемых воздействием воздушных порывов,  неточностями визуального расчета летчика и  выполнения разворотов, дости­гающих 7,6 м с каждой стороны дистанции пробега, в расчет принята потребная длина пробега, равная 168 м.

 

 

Параметрический анализ показывает, что для посадки с таким небольшим пробегом скорость приземления самолета должна составлять 148 км/ч. При такой скорости эффективность аэродинамических рулей сильно падает, и требуется использование дополнительных сил, создаваемых соплами реактивной системы управления, которая работает на сжатом воздухе, отбираемом от двигателя. Однако в настоящих расчетах было условно принято, что аэродинамические органы управления имеют достаточную эффективность и влияние отбора воздуха на характеристики двигателя не  учитывалось.

В представленной на рис. 7 компоновке истребителя КВП двигатель расположен таким образом, что точка приложения силы тяги боковых сопл находится поблизости от ц.т. самолета.  Размеры  воздухозаборника ограничивают число М потока в его  критическом сечении величиной 0,75  (в стандартной атмосфере). Самолет оснащается пневматиками низкого давления, рассчитанными    на 200 пробегов по грунту с калифорнийским числом несущей способности, равным 6. Рабочее давление гидросистемы самолета составляет  5,5 кПа. Оборудование кабины летчика и состав бортового радиоэлектронного оборудования соответствуют времени принятия самолета на вооружение в 1995 г.

Определение конфигурации самолета проводилось одновременно с расчетом его ВПХ, поскольку при заходе на посадку критическим режимом является режим балансировки самолета. В расчет была включе­на оценка воздействия тяги боковых сопл на подъемную силу и продольный момент.

На рис. 8 показана зависимость подъемной силы  [кН|  от силы лобового сопротивления  [кН] при заходе на посадку со скоростью 148 км/ч на несбалансированном режиме. При этом форсированная тяга наружного контура равна   53,65 кН, двигатель работает с частотой вращения ротора, составляющей 97,3% от максимальной  (режим частичного форсирования тяги наружного контура). Посадочная масса самолета принята равной 7718 кг. Стрелкой показан оптимальный режим захода на посадку по глиссаде с углом -3° к горизонту. Сплошные линии характеризуют углы поворота боковых сопл  (равные З0, 60 и 90°), а штрих-пунктирные линии обозначают углы атаки (равные 15, 10 и 5°). Выбранный режим захода на посадку соответствует повороту сопл на угол 81,3° при тяге, составляющей 76% от максимальной. Для ухода на второй круг достаточно уменьшить угол поворота боковых сопл до 60° и уменьшить до номинала площадь сечения заднего реактивного сопла.

 

 

На рис. 9 показано балансировочное положение самолета при заходе на посадку и действующие на него аэродинамические силы и силы тяги. Цифрами обозначено: 

1 - переднее горизонтальное оперение установлено под углом +4,3°; 

2 - аэродинамическая подъемная сила равна 19,65 кН  (с учетом интерференции и отклонения рулей); 

3 - аэродинамическое лобовое сопротивление равно 3,33 кН;

4-гидравлическое сопротивление воздухозаборника равно 4,96 кН;

5 - частично форсированная тяга наружного контура равна 53,6 кН;

6 - руль высоты и элевон отклонены каждый на угол -4,3°;

7 - тяга внутреннего контура  (при площади сечения сопла,  составляющей 0,516 кв.м)  равна  10,24 кН. Угол атаки равен 14,6°; скорость полета - 148 км/ч. Угол обзора вперед вниз составляет -3,4° (ниже линии горизонта). Масса самолета равна 7718 кг, ц.т. находится на расстоянии 8,635 м от носовой точки фюзеляжа. Чистая  сила  лобового сопротивления составляет 3,96  кН, Расчеты показывают, что для парирования несбалансированного продольного момента достаточно отклонить органы продольного управления на угол, составляющий 21% от максимального. Такой запас управляемости считается удовлетворительным.

 

Экспериментальная оценка

 

Характеристики выбранного сопла истребителя КВП  оценивались на уменьшенной масштабной модели в статических условиях на испытательном стенде с использованием аэродинамической трубы   (АДТ), имеющей рабочую часть диаметром 4,88 м. На рис.  10 показаны результаты статических испытаний изолированных сопл с трубой,    изогнутой под углом 60°, при максимальной форсированной тяге.    Цифрами обозначено: 

1   - коэффициент тяги;

2 - перепад давления в сопле;

3 - коэффициент расхода; 

4 - длинное сопло; 

5 - короткое сопло;

6  - сверхзвуковое сопло;

7 - боковое сопло   VACS;   

8 - боковое сопло  RAMP.

 

 

Разница между длинными и короткими сверхзвуковыми соплами состояла в том,  что при одинаковой  степени  уширения   (равной  1,3)   короткое сопло имело больший  угол  расширения сверхзвуковой  части.  Испытания проводились при перепадах давления, достигающих 12.  Тяга замерялась с помощью шести компонентны к  аэродинамических весов.

В трансзвуковой АДТ   PWT-16T научно-исследовательского центра им. Арнольда  были  проведены  экспериментальные исследования  харак­теристик тактического истребителя КВП  HIAMAT фирмы  Rockwell (США)  на модели, выполненной в масштабе  1 : 0,1324. С помощью струй сжатого воздуха имитировалась работа сопл. Аэродинамические силы и нагрузки, создаваемые тягой двигателя, измерялись посредством 6-компонентных тензометрических весов.  Испытания проводились в диапазоне чисел М  от 0, 6 до 1,5,  углов атаки от -1  до +12° и при перепаде давлений в сопле от 0 до 12   (при этом площадь критического сечения сопла соответствовала форсажному или бесфорсажному режимам). В трубе был испытан также вариант модели с обычными валетом и посадкой  (ОВП),

На рис. 11 изображены поляры моделей в конфигурации КВП и ОВП без учета тяги двигателей  (по оси ординат отложен коэффициент подъемной силы, по оси абсцисс -   коэффициент лобового сопротивления). Верхняя поляра относится к полету с числом М = 0.9 при сечении сопла, соответствующем форсированному режиму,  нижняя - с М =1,5 при аналогичном сечении  сопла. Цифрами обозначены: 

1  - конфигурация ОВП;

2  - сверхзвуковое сопло;

3 - конфигурация с соплом VACS;

4 - конфигурация с соплом   RAMP.

 

 

Из рис.  11   видно, что поляра модели в конфигурации с боковыми соплами характеризуется  пониженным  сопротивлением  по сравнению с конфигурацией ОВП. Однако здесь учтено сопротивление, создаваемое взаимодействием струи газов двигателя с обшивкой. Скорректированные данные представлены на рис.  12, где приращения коэффициента лобового сопротивления  (по сравнению с конфигурацией ОВП)  даются в функции числа М. При этом площадь критического сечения боковых сопл  соответствует  форсированному режиму работы  двигателя, а коэффициент подъемной силы отвечает крейсерскому режиму полета.

 

 

Для того, чтобы оценить характеристики конфигурации КВП на критических этапах захода на посадку, приземления и пробега, трубная модель была снабжена шасси и поворотными соплами  VACS, а затем была испытана в АДТ малых скоростей фирмы  Boeing-Vertol   при различных скоростях потока, вплоть до 185 км/ч, и при углах отклонения вектора тяги сопла,  равных 0, 60, 81 и 180°. Высота модели над поверхностью, имитирующей поверхность земли  (неподвижную иди движущуюся относительно самолета) изменялась от нулевой до высоты при которой влияние земли становилось несущественным. При этом варьировались углы атаки,  крена и рыскания.

На рис. 13 приведено сравнение зависимостей коэффициента подъемной силы    Cl    от коэффициента лобового сопротивления     Сd(a)   и от коэффициента продольного момента Сm(б) при отсутствии влияния земли. 

Цифрами обозначено:

1  - конфигурация ОВП при отсутствии влияния реактивной струи двигателя;

2 - "земля".

 

 

Из нижнего графика видно,  что влияние угла отклонения вектора тяги на угол наклона кривой Cl по Сm очень невелико, а смешение кривых относительно графиков для конфигурации ОВП объясняется смещением точки приложения силы тяги относительно фокуса самолета.

Боковые поворотные сопла не оказывают неблагоприятного влияния на продольную устойчивость модели при наличии  влияния земли, за исключением некоторого ухудшения устойчивости в момент приземления с соплами, повернутыми на угол 60 град. При повороте сопл на угол 81° устойчивость восстанавливается. Неблагоприятного влияния на поперечную устойчивость не прослеживается.

При наличии тяги боковых поворотных сопл происходит падение аэродинамической подъемной силы, величина которого возрастает при увеличении угла поворота сопла, перепада давления в сопле и в мо­мент приземления. Падение подъемной силы при повороте сопла на угол 81° эквивалентно 20 %-му падению вертикальной тяги.

Влияние геометрической высоты полета на коэффициенты Cl  и  Сm показано на рис.14, где обозначено:   1  - коэффициент подъемной силы;

2  -    коэффициент продольного момента;

3 - отношение геометрической высоты полета над землей к размаху    крыла самолета;

4 - скорость перемещения ленты, имитирующей поверхность земли 1x1,85 км/ч;

5 - приземление.

 

 

Во время эксперимента скорость потока в АДТ составляла 148 км/ч, угол поворота сопла составлял 81 град, угол атаки был нулевым. Визуализация потоков,  вытекающих из сопл, осуществлялась путем впрыска воды и фотографирования.

На рис. 15 приведено сравнение потребных значений стартовой массы и длин пробега для истребителя в конфигурации КВП с боковыми соплами  VACS  и RAMP и в конфигурации ОВП  (при наличии тормоз­ного парашюта).

Здесь обозначено:  

1 - полная  взлетная масса ( х 0,454  кг);

2 - длина посадочного пробега   (х 0,3 м );

3 - конфигурация КВП с соплами   VACS;  

4  - конфигурация КВП  с соплами   RAMP;

5  - конфигурация ОВП   (с тормозным парашютом).

 

 

При наличии  боковых сопл обоих типов на самолете в  конфигурации КВП была достигнута длина пробега менее 18О м - по сравнению с конфигурацией ОВП,   требующей   длины пробега до 430 м; Наличие сопл типа RAMP   приводит к возрастанию полной взлетной массы на 1,8%, а с соплами   VACS  - на 2,3%.                                   

 

A.M.   Мурашкевич

 

Tape, R.F. et al, "Vectoring Exhaust Systems for STOL Tactical Aircraft", ASME Paper 83-GT-212,

March 1983.

Curry, S.G. et al, "Exhaust Nozzle Concepts for STOL Tactical -Aircraft", AIAA-83-1226, June 1983.

 

3 декабря 2006 года