Главная  Новости  Гостевая  Комментарий  Ссылки   Дневник  English  Deutsch  Français  El español

Авиастроение, экспресс-информация 11/1990

ПРОЕКТ ИСТРЕБИТЕЛЯ-БОМБАРДИРОВЩИКА КОРОТКОГО

ВЗЛЕТА И ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПОСАДКИ С ПОДЪЕМНО-МАРШЕВЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С ГИБРИДНЫМ ВЕНТИЛЯТОРОМ

Conceptual  Design of a STOVL  Fighter/Attack  Aircraft. Chin Y.T."SAE  Techn.  Pap. Ser.", 1988, № 881431, 1-10

Широкие возможности развертывания и гибкость при эксплуатации самолетов короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП) привлекают интерес специалистов министерства обороны и авиационной промышленности зарубежных стран. Особенно он возрос после успешного использования Великобританией, самолета AV-8. Harrier.

В последнее десятилетие в США проводился ряд исследований по оценке возможностей использования технологии самолета вертикального или короткого взлета и посадки (ВКВП) на различных типах истребителей-бомбардировщиков (ИБ). Например, в 1978 г. был изучен ряд концепций двухдвигательных сверхзвуковых ИБ ВКВП по контрактам NASA и ВМС. В 1981 г. было предложено несколько концепций однодвигательных ИБ ВКВП для дальнейших исследований.

С целью ограничения проблем, характерных для самолетов вертикального взлета, основное внимание в более ранних исследованиях специалисты уделяли изучению операций ИБ КВВП. Так, по контракту NASA фирма Lockheed  (США)   разработала концепцию сверхзвукового ИБ КВВП с двигателем с гибридным вентилятором HFVT фирмы Rolls-Royce (Великобритания). Двигатель HFVT представляет собой более перспективный усовершенствованный вариант двигателя с тандемным вентилятором, кон­цепция которого была, применена в конструкции TF 120 фирмы Vought (США).

В настоящее время (1990 год) в рамках совместной США и Великобритании программы разработки перспективного ИБ КВВП ASTOVL (Advanced STOVL) осуществляется оценка силовых установок, включая двигатели с дополнительным форсированием передних поворотных выходных устройств, с эжекторным усилителем, с выносной форсажной камерой RALS  (Remote Augmented Lift System) и двигатель HFVT.

На рис. 1 представлена схема двигателя HFVT,   где

1 - форсажная камера наружного контура укороченного типа;

2 - передний вентилятор;

3   - двухкаскадный вентилятор;

4 - задний вентилятор;

5 - внутренний контур двигателя;

6 - заднее сопло;

7 - воздухопровод;

8 - переднее сопло;

9 - газораспределительный клапан;.

10- вспомогательное входное устройство.

При значительном сходстве принципа действия двигателей HFVT и с тандемным вентилятором, они имеют ряд существенных различий. Двигатель HFVT представляет собой ТРДД с форсажной камерой с малым коэффициентом двухконтурности и приводом выносного переднего вентилятора от межвентиляторного вала. Расположенный непосредственно позади переднего вентилятора газораспределительный клапан может направлять воздушный, поток от переднего вентилятора либо только во внутренний контур двигателя в "последовательном" режиме, либо к двум передним соплам в "параллельном" режиме. Нерегулируемые поворотные передние сопла могут придать двигателю обтекаемую форму в последовательном режиме работы. Двигатель HFVT содержит сверхзвуковое заднее регулируемое полностью поворотное сопло.

Схематическое изображение рабочих режимов и положений сопла двигателя HFVT показано на рис. 2, где обозначено:

1 — короткий взлет-параллельный режим работы;

2 — вертикальная посадка - параллельный режим работы;

3 - крейсерский полет - параллельный-режим работы;

4   — крейсерский и боевой полет — последовательный режим работы.

В параллельном режиме двигатель работает как ТРДД с относительно большим коэффициентом двухконтурности. При этом воздушный поток поступает во внутренний контур двигателя через вспомогательное входное устройство. В последовательном режиме при закрытых вспомогательном входном  устройстве и передних соплах двигатель HFVT работает почти как турбореактивный двигатель.

Возможность работы двигателя HFVT в двух режимах позволяет его использовать на ИБ для достижения высокой дозвуковой крейсерской скорости или скорости барражирования и кратковременной сверхзвуковой скорости полета.

Зависимость удельного расхода топлива (УРТ) от максимальной тяги двигателя приведена на рис. 3, где

а - для дозвукового крейсерского полета;

б - при барражировании; 

1 - У Pi неустановленно­го двигателя [кг/ч/Н};

2 - максимальная тяга [%];

3 - параллельный режим; 

4 - последовательный режим; 

5 - типовые требования по мощности.

Из рис. 3 следует, что имеется возможность существенно снизить УРТ в дозвуковом полете ИБ при работе двигателя в параллельном режиме. В этом случае необходимо использовать вспомогательное входное устройство не утопленного типа в сочетании с основным устройством

Особый интерес представляет последовательный режим работы двигателя HFVT для всех случаев дозвуковых и сверхзвуковых   крейсерских скоростей полета.

На блок-схеме, изображенной на рис. 4, приведены преимущества использования двигателя HFVT на ИБ КВВП. где

1 - режим полета;  

2 - любой; 

3 - боевой; 

4 - короткий взлет;.

5 - вертикальная посадка;

6 - дозвуковой;

7 - сверхзвуковой;  

8 - требование; 

9 -надежность; 

10 - малая ПК заметность;

11 - высокое отношение тяги к массе; 

12 - вертикальная тяга двигателя;

13 - малая потеря тяги при рециркуляции; 

14 - баланс тяги; 

15 - низкий УРТ; 

16 - большая тяга;

17 - малое сопротивление входного устройства; 

18 - техническое решение; 

19 - простая система;

20 - гибридный двухконтурный двигатель;

21 - максимальный форсажный режим;

22 - управление вектором тяги;

23 - реактивный двигатель с разложением топлива;

24 - двухконтурный двигатель;

25 - турбореактивный двигатель;

26 - двухцикловый режим работы;

27 - концепция двигателя HFVT с управлением вектором верти­кальной тяги.

 Из этой блок-схемы следует, что концепция двигателя HFVT имеет ряд преимуществ в случае его использования на сверхзвуковом ИБ КВВД. К ним относятся: неинтенсивное течение газов в переднем сопле для снижения температур следа, ограничение проблем, связанных с рециркуляцией горячего газа; использование полностью поворотных сопл для плавного перехода без изменения режима работы; использование смешанного потока для возможного снижения ИК заметности; использование максимальной форсажной тяги в боевом полете; возможность работы в двухцикловом режиме. К недостаткам двигателя HFVT специалисты относят: большой объем; относительно жесткие  требования, предъявляемые к его размещению;  необходимость использования  вспомогательного  входного устройства. Большая часть проблем этого двигателя может быть решена при тщательной разработке основной конструкции ИБ.

Первоначально специалисты исследовали палубный ИБ, способный выполнять сверхзвуковой бросок со скоростью М = 1,6. В дальнейшем потребовалось изучить ИБ наземного базирования, способный выполнять крейсерский полет со скоростью М = 1,8 и с максимальной скоростью М > 2.

При рассмотрении вопросов интеграции двигателя HFVT и конструкции ИБ КВВП учитывались следующие требования: одноместный однодвигательный ИБ наземного базирования;  основное назначение ИБ — боевое воздушное патрулирование (ВВП), требующее выполнения сверхзвукового броска со скоростью М = 1,5; вспомогательное назначение ИБ - непосредственная авиационная поддержка (НАП); полная   взлетная масса ИБ 18 000 - 20 380 кг; предполагаемый срок технической приемки и начало поставок на вооружение 1995 и 2005 гг. соответственно; максимальная длина пробега при коротком взлете 183 м; вертикальная посадка с полной боевой нагрузкой и  запасом топлива во внутренних баках 10%; не требуется оптимизировать конструкцию ИБ.

При ВВП профиль полета ИБ включает в себя отрезки маршрута большой продолжительности для выполнения дозвукового крейсерского полета, барражирования и маневрирования, участки траектории для сверхзвукового крейсерского полета и маневрирования и участки набора высоты и снижения. ИБ вооружен четырьмя ракетами AMRAAM,  двумя ракетам» АSRAAM и пушкой.

Основными критериями при выборе размеров конструкции ИБ ВВП были обеспечение его предельно малой полной взлетной массы и возможность его технической приемки в 1995 г,

Профиль полета ИБ НАЛ включая дозвуковой крейсерский полет к и от цели на малой высоте, околозвуковой вход в район и уход из района цели, маневрирование ИБ для выполнения задач НАП вооружается шестью противотанковыми кассетными системами оружия, двумя ракетами ASRAAM и пушкой. Для обеспечения возможности использования конфигурации ИБ  ВВП для выполнения задач НАП радиус действия не рассматривается.

Чтобы конкурировать с ИБ с обычными взлетом и посадкой с учетом летно-технических характеристик (ЛТХ), дальности полета и полезной нагрузки, ИБ КВВП должен иметь очень высокую степень интеграции основной конструкции, силовой установки, вооружения и систем. Однако независимо от нее некоторые особенности его конфигурации неизбежно отражаются на ЛТХ в обычном полете. Например, перемещение центра тяжести должно быть минимальным, так как особое значение придается эффективности реактивного управления при балансировке при   околозвуковом полете и на висении.

Размещение силовой установки ИБ КВВП в районе центра тяжести обусловливается зависимость ЛТХ от: перемещения расходуемых материалов (топлива, боеприпасов) из района центра тяжести и повышения эффективности реактивного управления для балансировочного отклонения в режиме разбалансировки, требующих увеличения размеров силовой установки; размещения расходуемых материалов относительно силовой установки, способствующего увеличению максимальной площади поперечного сечения фюзеляжа и соответственно волнового сопротивления. Следовательно, качество решения рассмотренных проблем будет в значительной мере зависеть от квалификации конструктора.

У всех концепций ИБ КВВП требуется размещать полный вектор тяги в вертикальном режиме в минимально возможной близости от центра тяжести.

По различным причинам, включая необходимость балансировки, двигатели ИБ обычного взлета и посадки устанавливаются в задней части фюзеляжа. Переднее размещение двигателя на ИБ КВВП с силовой установкой HFVT требует выбора конфигурации ЛА с определенным местоположением аэродинамического центра и центра тяжести для достижения требуемой степени устойчивости. Расположение воздухозаборника также требует выноса в переднюю часть фюзеляжа. На сверхзвуковом ИБ требуется использовать относительно длинные каналы диффузора воздухозаборника. Поэтому при размещении двигателя в передней части фюзеляжа могут возникнуть следующие проблемы: чрезмерное увеличение длины ЛА; ограничение зоны обзора для летчика, обусловленное размещением воздухозаборника; отрицательное воздействие места размещения воздухозаборника и диффузора на балансировку ЛА; чрезмерное увеличение объема передней части фюзеляжа, способствующее повышению волнового сопротивления; сохранение достаточного пространства в передней части фюзеляжа для размещения антенны РЛС.

Любая конфигурация ИБ КВВП с двигателем HFVT нуждается в использовании   воздухозаборника с очень высоким уровнем интеграции.

На рис. 5 представлены основные этапы формирования концепции ИБ КНВП с двигателем HFVT,   где

I - первый этап;  определение геометрических характеристик крыла и переднего горизонтального оперения (ПГО); выбор местоположения точки приложения тяги двигателя при вертикальном взлете относительно аэродинамического центра; 

II — второй этап; включение в схему ИБ воздухозаборника и диффузора минимальной длины; включение в схему ИБ кабины и передней части фюзеляжа; 

III - третий этап:  включение в схему ИБ вертикального хвостового оперения;  распределение зависящих от местоположения масс подсистем (органов управления, шасси, РЛС и т.д.);

IV — четвертый этап: включение в схему ИБ задней части фюзеляжа;  распределение независящих от местоположения масс подсистем (вспомогательной силовой установки, отсеков для обеспечения техническою обслуживания подсистем, бортовое радиоэлектронное оборудование (БРЭО) и т.д.); 

1 - РЛС;

2 - контрольно-пилотажные приборы в кабине экипажа;

3 - вооружение;

4 - шасси;.

5 - топливо;

6 - системы и БРЭО.

К основным проблемам концепции ИБ КВВП с двигателем HFVT относятся: балансировка ЛА  для выполнения полета с помощью подъемной силы крыла; объединение воздухозаборника и диффузора с основной конструкцией. От решения этих двух проблем в основном зависит выбор конфигурации ИБ КВВП.

Основные этапы развития базовой конструкции ИБ КВВП с двигателем HFVT приведены на рис. 6, где:

1 — изучение конфигураций;.

2 — хвостовое оперение;

3 — переднее горизонтальное oneрение;.

4 — изучение базовых форм в плане;

5 — изучение конструкций воздухозаборников; .

6 — осесимметричный; 

7 — отклоненные в сторону;

8 — расположенный сбоку;

9 — расположенный в передней нижней части фюзеляжа;.

10 — воздухозаборник с прямым скачком уплотнения на входе;

11 — сравнительный анализ геометрических характеристик крыла;

12 -базовая конструкция.

В качестве базовой конструкции ИБ КВВП с двигателем HFVT взята схема ИБ фирмы Lockheed,  рассчитанная на выполнение сверхзвукового крейсерского полета со скоростью М =1,8 на отдельных больших участках траектории. Такой ИБ был оснащен крылом с большим углом стреловидности и воздухозаборниками изменяемой геометрии с косым скачком уплотнения.   С целью обеспечения нужной маневренности в схему ИБ были включены ПГО и сдвоенное вертикальное хвостовое оперение.

Исследования ИБ КВВП начались с рассмотрения полета с максимальной скоростью М>2. Установлено, что осесимметричные воздухозаборники имеют низкие характеристики на больших углах атаки при боко­вом скольжении, в то время как боковые воздухозаборники ухудшают видимость из кабины летчика. Размещение воздухозаборника в передней нижней части фюзеляжа требовало поднятия кабины а приводило к увеличению объема передней части фюзеляжа и волнового сопротивления. У данной конфигурации имеются трудности   с размещением антенны РЛС. Боковые воздухозаборники удовлетворяют большей части функциональных требований. В то же время на данном этапе исследований было потребовано, чтобы ИБ выполнял сверхзвуковой бросок при скорости Н = 1,5 и полет на дозвуковой крейсерской скорости с барражированием. Поэтому конфигурацию ИБ модернизировали: установили воздухозаборники с прямым скачком уплотнения на входе и новый двигатель. Уменьшение требований, предъявляемых к подъему на динамический потолок, позволило компенсировать часть индуктивного сопротивления волновым за счет повышения относительного удлинения крыла и соответственно повысило характеристики в дозвуковом крейсерском полете и при барражировании. Для выбора характеристик массы и геометрических параметров двигателя HFVT были исследованы 20 комбинаций коэффициента распределения степени повышения давления вентилятора FPRS, полной степени сжатия OPR и полной степени сжатия вентилятора FPR. Для получения предельно малой взлетной массы ИБ выбирались параметры цикла, обеспечивающие максимально большое отношение тяги к массе двигателя и наименьший расход топлива. С целью оценки параметров цикла двигателя определялись отношение тяги неустановленного двигателя к массе и УРТ при крейсерском полете со скоростями М = 0,9 и 1,5 на высоте 9000 м при максимальной бесфорсажной тяге.

На рис. 7 представлены графики зависимости УРТ (1) и отношения, тяги к массе двигателя (2) от полной степени сжатия вентилятора FPR для коэффициента распределения степени повышения давления вентилятор равного 1,67 на режиме максимальной бесфорсажной тяги к высоте 9000 м. Выбранный цикл двигателя на рис. 7 обозначен "•" .

Из рис. 7 следует, что при степени сжатия вентилятора, равной 4,5, обеспечиваются предельно высокие отношения тяги к массе двигателя УРТ.

Так как из приведенных ранее исследований двигателей сверхзвуковых ИБ с оптимизированными размерами было установлено, что большее значение имеет отношение тяги к массе двигателя, а не УРТ, то за основу было взято значение степени сжатия вентилятора, равное 4,5.

На выбор цикла двигателя влияет также соотношение тяг переднего и заднею сопл при максимальной подъемной силе в процессе вертикальной посадки. В результате исследований было выбрано в качестве оптимального соотношение, равное 1,5, обеспечивающее получение наилучшего равновесия тяг при вертикальной посадке.

На рис. 8 представлена зависимость соотношения тяг переднего и заднего сопл (1) от степени сжатия вентилятора FPR и общей степени повышения давления OPR в режиме полета с максимальной подъемной силой на уровне моря в статистических условиях;  

•      - выбранный цикл двигателя;

---   - проектное значение.

На рис. 9 схематически представлен упрощенный процесс выбора основных параметров и оценки концептуальной конфигурации ИБ КВВП с двигателем HFVT,   где

1 - варианты концепций;

2 - эскизные проекты;

3 - аэродинамические характеристики;

4 - силовая установка;

5 - массовые характеристики и конструкция;

6 - переменные: отношение тяги к массе, удельная нагрузка на крыло и т.д.,  

7 - программа выбора основных параметров,

8 - результаты, получаемые в ходе реализации программы; 

9 - профиль полета; 

10 - требования к ЛТХ; 

11  - требования к полезной нагрузке;  

12 - размеры; 

13 - масса; 

14 - ЛТХ.

Программа выбора основных параметров использует новую методику оценки и синтеза системы ASSET,   разработанную фирмой Lockheed и предусматривающую исследование всех аспектов разработки ИБ. Выбор основных параметров начинается с проекта конфигурации, оцененной с помощью соответствующих методик для определения ее аэродинамических, тяговых и массовых характеристик. Эти   данные, а также информация по профилю полета, полезной нагрузке, характеристикам и их параметрические изменения поступают в методику ASSET, где осуществляется их масштабирование с целью оценки чувствительности ИБ к изменениям геометрических, тяговых и массовых характеристик.

Выбор конфигурации ИБ осуществлялся с учетом использования достаточной тяги для выполнения сверхзвукового броска и маневрирования. Конструкция ИБ, отвечающая заданным требованиям, имеет взлетную массу ~19300 кг.

Результаты расчетов по методике ASSET представлены на рис. 10, где:

1 - масса [х 0,454 кг];

2 - тяга, необходимая для выполнения сверхзвукового броска; 

3 - отношение тяги к массе; 

4 - тяга, требуемая для выполнения маневров; 

5 - удельная нагрузка на крыло;  

• - конструкция ИБ, отвечающая заданным требованиям.

При боевом патрулировании выбранная конструкция ИБ удовлетворяла всем требованиям по дальности и числу М и ограничениям по маневренности. Для выполнения задач НАП   взлетная масса ИБ КВВП с кассетным оружием возросла до 20380 кг. Однако при сохранении объема топлива радиус действия ИБ увеличился на ~ 26%.

Концептуальным вариантом ИБ КВВП с двигателем HFVT стал однодвигательный ЛА с цельноповоротным   ПГО,  сдвоенным вертикальным хвостовым оперением, двумя воздухозаборниками   с прямым скачком уплотнения на входе для полета со скоростью Н = 1,5 сопряженных с четко очерченной нижней передней частью фюзеляжа, двумя комплектами верхних и нижних щелевых вспомогательных воздухозаборников, реактивной системой управления RCS для режима висения, системой управления полетом с частичным использованием газовой струи и трехколесным шасси.

Компоновочная схема концептуального ИБ КВВП с двигателем HFVT приведена на рис. 11, где:

1 - вспомогательные входные устройства. Размеры даны в футах [х 0,305 м].

На рис. 12 представлена концептуальная конфигурация ИБ КВВП, оптимизированная для выполнения задач НАП.

Выбор конфигурации ИБ с ПГО обусловлен его хорошим сопряжением с крылом при маневрировании ИБ и дестабилизирующим действием, упрощающим переднюю центровку. Дальнейшее   ее упрощение обеспечивается конструкцией передней нижней части фюзеляжа, предусматривающей смещение аэродинамического центра вперед. Эта часть конструкции ИБ пригодна для установки воздухозаборников и обеспечивает поворот и предварительное сжатие воздушного потока, способствующее повышению подъемной силы, обусловленной вихрями на больших углах атаки. Рассматриваемая конструкция ИБ предотвращает дестабилизацию верхней поверхности ЛА вследствие перетекания воздуха снаружи воздухозаборника и обеспечивает достатичное  пространство для размещения антенны РЛС с большой апертурой в передней части фюзеляжа. При этом удовлетворяются требования стандарта MIL-STD-850 к обеспечению видимости из кабины экипажа. С целью улучшения видимости в переднем  секторе кабина ИБ была максимально сдвинута вперед.

На рис. 13 представлено графическое изображение зоны видимости из кабины экипажа, где:

1 - ПГО;

2 - минимальные требования

3 - вертикальное хвостовое оперение;

4 — крыло;

5 - нижняя часть каркаса фонаря кабины;

6 - передняя нижняя часть фюзеляжа;

7 - линия нулевой видимости FRL.

Хвостовая часть фюзеляжа содержит две балки, образующих кронштейн для   крепления заднего сопла. Их назначением является: поддержка вертикального хвостового оперения;  образование пространства позади центра тяжести для установки различных систем и БРЭО с целью балансировки ИБ; образование профиля конца фюзеляжа для снижения волнового сопротивления;  защита заднего сопла с целью снижения ИК - заметностн; поддержка поверхностей расширения газа в заднем сопле. Балки защи­щаются от воздействия газовой струи из задних сопл тепловыми экранами и системой воздушного пленочного охлаждения. Балки имеют высокую прочность, и способны выдерживать тепловые и акустические нагрузки от воздействия газовой струи заднего сопла.

На каждой опоре шасси содержится по одному колесу. Основные элементы шасси имеют рычажную подвеску и расположены далеко позади центра тяжести для образования продольного момента на пикирование при посадке даже в условиях посадки ИБ с поднятым носом и сносом назад. Мощный продольный момент на кабрирование, образуемый передними соплами при взлете, будет обеспечивать отрыв носового колеса на разбеге. Все колеса оснащены большими пневматиками низкого давления для обеспечения эксплуатации ИБ с грунтовых площадок.

Ракеты AМRAAM размещаются в двух внутренних отсеках вооружения ИБ с двух сторон двигателя. Внутреннее размещение ракет способствует снижению лобового сопротивления ИБ, защите от посторонних предметов, поднимаемых струями сопл двигателя при взлете и посадке ИБ, и помещению ракет вблизи центра тяжести ИБ с целью уменьшения степени смещения центровки после пуска одной или более ракет.

Ракеты ASRAAM размещаются на наружных подвесках на концах крыла. Такое их размещение способствует снижению лобового сопротивления ИБ, упрощает процесс снаряжения ИБ ракетами и обеспечивает широкое чистое поле обзора для головок самонаведения ракет.  В то же время такое помещение ракет на ИБ отрицательно влияет на поперечный момент инерции и поперечную балансировку в режиме висения после пуска одной из ракет.

Специалисты считают, что возможно будет более эффективным смещение внутрь и вперед подкрыльевых подвесок.

Реактивная система управления ИБ используется в режиме висения и частично в полете. В процессе ее работы отбираемый сжатый воздух передается по трубам в отверстия в крайних точках конструкции ИБ для его управления по крену, тангажу и рысканию. В   отверстиях находятся сужающиеся сопла, оборудованные клапанами регулирования расхода воздуха с электрическим приводом.

Размещение сопл в хвостовых балках обеспечивает возможность управления по рысканию. Балансировка по тангажу осуществляется разделением тяги между передним и задним соплами двигателя. Момент крена создается размещенными на концах, крыла соплами.

Функционирование реактивной системы управления ИБ поддерживается алгоритмами аэродинамической системы управления полетом и корректируется для получения соответствующей управляемости во всех условиях полета. В режиме висения будет обеспечена такая устойчивость ИБ, что реактивная система управления фактически станет системой управления по отклонению, а не по скорости. При дальнейшей коррекции динамики будет обеспечена возможность выполнения поступательных перемещений, что имеет особое значение для всепогодного применения ИБ.

Одна из наиболее трудных проблем при формировании ИВ КВВП с двигателем HFVT является обеспечение легкого его демонтажа и доступа к его агрегатам. Двигатель HFVT имеет большие размеры, расположен в средней части фюзеляжа и окружен топливными баками, вооружением и находящимися на основной конструкции соплами. Из-за больших размеров двигателя невозможно использовать традиционные пути его демонтажа (например, из задней части фюзеляжа). Имеются пути съема двигателя через верхнюю часть (на самолете Harrier) и через  нижнюю поверхность фюзеляжа.   Первый из них нельзя использовать на практике, поскольку требуется предусмотреть большой вырез в верхней поверхности фюзеляжа, несущей большие изгибные нагрузки. Кроме того, существующая тенденция к улучшению обслуживаемости ЛА военного назначения заставляет от этого пути отказаться. Следовательно, остается единственный путь для съема двигателя через нижнюю поверхность фюзеляжа, для которого необходимо решить следующие проблемы: применение систем оружия, размещенных под двигателем; опускание двигателя при его эффективной фиксации установленными на основной конструкции ИБ соплами;. извлечение двигателя из-под ИБ после его опускания; распределение нагрузок на крыло к фюзеляж при наличии большого выреза в нижней поверхности фюзеляжа; решение задач, связанных с использованием большого выреза в конструкции фюзеляжа.

Эти проблемы решены в представленной на рис. 14 технологии демонтажа двигателя, где:

1 - зазор ( х 25,4 мм};.

2 - доступ к вспомогательным агрегатам без съема нижней опорной конструкции;.

3 - доступ к вспомогательным агрегатам с демонтированной нижней опорной конструкцией; 

4 - адаптер трубопровода вспомогательного воздухозаборника;

5 - транспортировочный стапель с двигателем и временно закрепленным задним соплом.

На рис. 15 представлена зависимость длины разбега ИБ КВВП с двигателем HFVT от полной взлетной массы в условиях международной стандартной атмосферы и при температуре +15°С на уровне моря, где: 1 -длина разбега [х 0,305 м];

2 - полная взлетная масса [х.454 кг];

3 - предельное значение.

Из рис. 15 следует, что прогнозируемая длина разбега 140 м для ИБ с полной взлетной массой 19 300 кг полностью отвечает заданным требованиям  (180 м).

Оценка взлетных характеристик ИБ производилась с помощью анализа точечной массы со среднеквадратической скоростью. Взлет ИБ КВВП при работе двигателя HFVT в параллельном режиме предусматривает разгон до скорости отрыва носового колеса,  составляющей 91% фактической скорости отрыва при нулевом отклонении   вектора тяги и отрыв носового колеса под углом тангража  на земле 2° до угла атаки 8,5° с одновременной установкой сопел на заданный режим в ходе разгона от 0,91 фактической скорости отрыва до фактической скорости. Предварительное определение отклонения по скорости и вектору тяги в момент отрыва  от земли позволяет выбрать запас ускорения, обеспечивающий минимальную длину разбега и угол наклона траектории полета 4° для набора высоты.

Результаты проведенных исследований подтверждают техническую осуществимость проекта ИБ КВВП с двигателем HFVT.   Тем не менее необходимо продолжить исследование концепции ИБ КВВП с двигателем HFVT с целью создания конкурентоспособных ИБ КВВП. Потенциально снизить полную взлетную массу ИБ можно работой двигателя HFVT в параллельном режиме в дозвуковом крейсерском полёте и при патрулировании.                                                                                  

В.Е.  Заморока

Литература

1.      Liunmuc. JA., "Study of Aerodynamic Technology for VSTOL Fighter/Attack Aircraft." NASA CR-I52I28, 1978.

2.      Burhans, W.R., Craf». VJ.. Dannenhoffer, N.F.. Deliamura. F.A. and Krepski, R.E., "Study of Aerodynamic Technology for VSTOL Fighter/Attack Aircraft," NASA CR-I52I29, 1978.

3.      Brown. S.H.. "Study of Aerodynamic Technology for VSTOL Fighter/Attack Aircraft - Horizontal Attitude Concept," NASA CR-152130, 1978.

4.      Gerhardt. H.A. and Chen, W.S.. "Study of Aerodynamic Technology for VSTOL Fighter/Attack Aircraft -Vertical Attitude Concept," NASA CR-I5213I, 1978.

J.     Driggen, H.H.. "Study of Aerodynamic Technology for VSTOL Fighter/Attack Aircraft," NASA CR-152132. 1978.

6.      Foley, W.H.. Sheridan. A.E.. and Smith, C.W., "Study of Aerodynamic Technology for Single-Cruise-Engine V/STOL Fighter/Attack Aircraft," NASA CR-166268, 1982.

7.      Hess, J.R. and Bear, R.L., ."Study of Aerodynamic Technology for Siagle-Cruise-Engine V/STOL Fighter/Attack Aircraft," NASA CR-166269. 1982.

8.      Mark, L., "Study of Aerodynamic Technology for Single-Cruise-Engine V/STOL Fighter/Attack Aircraft," NASA CR-166270, 1982.

9.       Driggen, H.H.. Power», S.A.. and Roush. R.T.. "Study of Aerodynamic Technology for Singte-Cruise-Engine V/STOL Fighter/Attack Aircraft," NASA CR-166271. 1982.

10.      Ward. B.D. and Penrose. C.J., The Hybrid Fan Vectored Thrust Engine," SAE Paper No. 831496, October 1983.

11.      Chin, Y.T., Cosgrove, WJ., Dougherty, G.L., Herstine, G.L., and Quayle. B.M., "Study of Aerodynamic Technology for Single Hybrid Fan Vectored Thrust Short Takeoff Vertical Landing Fighter/Attack Aircraft." NASA CR-177437, 1987.

1 января 2006 года