На пути к пятому и шестому поколению

Летит ужасный Бармаглот

и пылкает огнем.

Льюис Кэррол. Алиса в стране чудес

Рис. 1. Rockwell Aerospace -Deutsche Aerospace X-31

В 1995 г. на выставке в Ле-Бурже был показан высокоманевренный экспериментальный самолет Х-31 (рис.1). Прошло уже более полутора десятков лет, но что мы знаем об этой машине. Появились две скупые статьи в журналах «Крылья Родины» и «Авиапанорама», в которых между делом упомянуто, что данный летательный аппарат может выходить на углы атаки до 70° и выполнять маневр Хербста, как бы «ненастоящую кобру Пугачева». Да и вообще, это не боевой самолет, а потому он Су-27 не ровня. Между тем, западные специалисты считают, что значение программы Х-31 для развития высокоманевренных истребителей с хорошими взлетно-посадочными характеристиками трудно переоценить.

Введение

В первой статье цикла мы рассмотрели подход фирмы «Боинг» к проектированию маневренного малозаметного самолета пятого-шестого поколения. С аэродинамической точки зрения он ознаменовал собой возврат на новом уровне к стреловидному крылу малого сужения и относительно большого удлинения, которое обладает необходимой несущей способностью и малозаметностью.

В обычных условиях из-за неравномерности распределения давления по размаху (см. рис. 2) стреловидное крыло подвержено явлению, получившему название аэродинамического подхвата. Суть его заключается в том, что при превышении некоторого угла атаки на концах стреловидного крыла начинает развиваться срыв потока, который вызывает смещение аэродинамического фокуса вперед, что, в свою очередь, снова приводит к увеличению угла атаки и дальнейшему развитию срыва потока. Все это может привести к отрыву потока с передних и задних кромок крыла и резкому падению подъемной силы (рис. 3).

Рис. 2. Распределение давление по размаху крыла. СР – коэффициент давления, X-продольная координата, Vo – скорость невозмущенного потока, а – угол атаки.	Рис. 3. Развитый отрыв потока со всех кромок стреловидного крыла
Рис. 4. Треугольное крыло малого удлинения под углом атаки.	Рис. 5. Коэффициент подъемной силы при малых скоростях [1]. – экспериментальные данные, – вихревая теория, – линейная безотрывная теория, А – треугольное крыло, П – готическое крыло, CL -коэффициент давления, s/l – относительное расстояние от корня крыла

В 60-е годы XX века получили распространения треугольные крылья небольшого удлинения, лишенные этого недостатка. Существенно, что пространственный характер их обтекания, интенсивное перетекание потока с нижней поверхности на верхнюю, формирует мощную вихревую систему уже при небольших углах атаки (рис. 4). Вклад вихревой составляющей подъемной силы довольно значительный и суммарная подъемная сила превышает расчитанную по линейной теории (рис. 5).

Рис.6. Зависимость аэродинамического качества от числа Маха для крыльев разного типа.

Рис.7 . Крыло типа «Чайка» [2] с минимальным вихревым сопротивлением

На сверхзвуковых скоростях треугольное крыло превосходит стреловидное, но уступает ему на трансзвуковых и дозвуковых (рис. 6). Кроме того, для того чтобы реализовать свои преимущества, крылу малого удлинения необходимо выйти на больший угол атаки, чем обычному крылу. Не во всем устраивает треугольное крыло и в вопросах малозаметности, так как желательно, чтобы все кромки были ориентированы под одним углом к наблюдателю.

В 1962 году Ли выдвинул идею крыла типа «чайка», у которого вихревые линии были бы обращены в сторону полета. Такое крыло получило название крыла с минимальным вихревым сопротивлением [2].

Отогнутые края крыльев препятствовали концевому срыву потока. Специалистам фирмы «Макдоннел-Дуглас» пришла в голову идея объединить «чайку», обычное стреловидное крыло и волнолет, в результате получился «Bird of Prey» (см. первую часть). У крыла «хищной птицы» явление аэродинамического подхвата отсутствует полностью и с малозаметностью все в порядке.

Чудовище вида ужасного – дедушка Змея Горыныча

А всего чуть более 15 лет назад обычный с виду самолет (рис. 8), с вполне нормальными для того времени тяговооруженностью и нагрузкой на крыло, продемонстрировал на авиашоу в Ле-Бурже завидную маневренность. Все необычное, что можно было заметить внимательным глазом – это газовые рули позади сопла и какие-то щитки в хвостовой части фюзеляжа.

Дельтовидное крыло и переднее горизонтальное оперение (ПГО), выполнены по обычной схеме, то есть разнесены. Об особенностях схемы «утка» ее преимуществах и недостатках мы подробно поговорим в другой раз. Сейчас же отметим, что эта схема в трансзвуковом диапазоне имеет перед нормальной балансировочной схемой с заднерасположенным стабилизатором два основных преимущества: более высокое аэродинамическое качество за счет меньших потерь на балансировочное сопротивление и отсутствие проблем с неустойчивостью по перегрузке. Основной недостаток – тенденция к «клевку». При срыве потока с ПГО (оно в схеме «утка» более нагруженное, чем крыло) появляется момент на пикирование, что вызывает увеличение угла атаки и дальнейшее развитие срыва потока. Подъемная сила на ПГО падает, и самолет «клюет» носом.

Рис. 8. Вид на газовые рули Х-31

Итак, мы имеем дело с экспериментальным летательным аппаратом (ЛА), основное предназначение которого – демонстрация сверхманевренности. Родоначальником термина сверхманевренность (supermaneuverability) считается Доктор Хербст из западной Германии (Messerschmitt-Bolkow-Blohm) [3]. Однако Х-31 – это совместное творение NASA, DASA и Rockwell, появилось не на пустом месте. Ему предшествовала 15-летняя работа над высокоманевренными ЛА по программам Rockwel HiMAT (Highly Maneuverable Aircraft Technology) и SNAKE.

HiMAT стартовала в 1975 г, и уже в июне 1978 г. были построены два беспилотных ЛА жутковатого вида (рис. 9), являющихся масштабной копией (0,44) будущего истребителя. За характерную внешность среди некоторых советских специалистов-острословов они получили прозвище «шестикрылых восьмихвостов». Использование масштабных моделей, управлявшихся с земли, позволило снизить стоимость программы, а также риск гибели пилотов во время маневрирования с большими перегрузками.

Основной задачей программы считалось создание ЛА, способного маневрировать с перегрузкой в 8g там, где другие истребители могут выходить не более, чем на 4g. Для этого разрабатывалась не только принципиально новая аэродинамическая схема, но и новые конструкции из углепластика, в том числе, обладающие свойствами аэроэластичности [4], повышающими аэродинамическое качество при больших перегрузках. Само по себе представляло ценность и то, что это был первый по настоящему крупный беспилотный летательный аппарат (БПЛА), и в ходе программы отрабатывалась методы дистанционного управления им с земли.

Рис. 9. Два БПЛА HiMAT на авиабазе Эдварде

27 июля 1979 г. самолет NASA NB-52B поднял HiMAT на высоту 13.000 м. Пилот находился в кабине на земле и управлял ЛА с помощью ручки управления и педалей, как настоящим самолетом, ориентируясь на изображение видеокамеры, установленной на носу аппарата. Команды передавались на борт телеметрической системой с частотой 1000 раз в сек. и служили исходными данными для электродистанционной системы управления (ЭДСУ). Первый полет продолжался 22 минуты.

HiMAT имел длину 6.9 м и размах крыльев 4.8 м. Оснащенный модифицированным двигателем General Electric J-85-21, он мог развивать скорость до М=1.6. Серия опытных полетов показала, что HiMAT обладает существенно большей маневренностью и прочностью, чем существующие истребители. Так на высоте 7600 м он продемонстрировал способность выполнять развороты с перегрузкой 8g при М=0.9 (рис.10).

Рис.10. Сравнение радиусов разворота HiMAT и традиционных истребителей. М=0.9, высота 6500 м

В аналогичных условиях истребитель F-16 может маневрировать только с 4-кратной перегрузкой. На высоте 9140 м и скорости М=1.2 была достигнута перегрузка 6g. Вообще, конструкция (рис. 11) была рассчитана на перегрузки +12g/-6g при М<1 и +10g/-5g при М>1.

В рамках программы исследовались самые различные компоновки крыльев, сопел, аэродинамические профили, поэтому для моделей была принята модульная схема (рис. 12).

Рис. 11. Конструкция HiMAT [5]

Рис. 12. Модульность конструкции

Рис. 13. Аэродинамическая схема HiMAT

Схема HiMAT (рис.13) сама по себе смотрится необычно, комментарии, как говорится, излишни. Однако настоящий дьявол кроется в деталях.

Новаторская аэродинамика

Основной задачей истребителя будущего поколения в те годы считалось энергичное маневрирование на околозвуковых скоростях, а также гарантированное достижение превосходства при М>1.2. Как известно, при приближении к скорости звука на крыле начинают возникать местные области со сверхзвуковым течением (рис. 14), скачки уплотнения и прочие газодинамические разрывы.

Рис. 14. Волновой кризис

Это приводит к увеличению давления на крыле и, соответственно, появлению дополнительной составляющей сопротивления, которую принято называть «волновой». Чем позднее наступает волновой кризис, тем лучше, тем выше аэродинамическое качество.

Существуют профили крыла, называемые сверхкритическими, верхняя поверхность которых имеет более плоский вид. У них волновой кризис наступает заметно позже. Теоретически можно создать такой крыльевой профиль, что скачки уплотнения вообще не будут образовываться. Поверхности такого профиля задаются линиями тока изоэнтропической волны сжатия Прандтля-Майера. Проблема в том, что для каждого числа М они свои.

На HiMAT были применены сверхкритические профили крыла и ПГО, что существенно повысило аэродинамическое качество в диапазоне чисел М=0.8–1.2 [6]. Другой особенностью аэродинамики HiMAT была аэроупругая (аэроэластичная) конструкция. Крыло при перегрузке 8g прогибалось на 5,5°, а ПГО – на 4°. Специальная структура силового каркаса обеспечивала определенный закон прогиба от перегрузки. В результате крыло имеет поляру, представляющую собой огибающую поляры крейсерского полета и поляры маневрирования с высокой перегрузкой (рис. 15).

Рис. 15. Повышение аэродинамического качества за счет аэроупругости

Размещенный почти в центре тяжести двигатель, полная механизация крыла (наружные секции – элероны, внутренние – элевоны, отклоняемые в зависимости от числа М и угла атаки, носки профиля по передней кромке), механизация ПГО (отклоняемые щитки), статическая неустойчивость – все это обеспечило достижение поставленной цели. HiMAT имел высочайшую маневренность на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях в тех диапазонах высот, которые наиболее выгодно использовать в бою. Наработки по этим удивительным БПЛА нашли применение почти во всех дальнейших западных разработках, но, прежде всего, в Х-31 и Rockwell SNAKE («Змей», рис. 16). Дедушка у Змея был то, что надо. Техническим руководителем программы был Уильям П.Хендерсон.

Рис. 16. Модель Rockwell SNAKE для испытания в аэродинамической трубе

Исследовательская программа NASA – Rockwell SNAKE

В 1984 г. Rockwell предложило исследовательскому центру NASA в Лэнгли совместную программу Super Normal Attitude Kinetic Enhancement (SNAKE) configuration. Поскольку центр в Лэнгли вел активные исследования в области полетов на больших углах атаки, то предложение было принято.

Первоначально «Змей» сильно напоминал HiMAT в первоначальной конфигурации, однако впоследствии была разработана новая компоновка. В частности, ПГО сделали полностью поворотным. При этом, в основном, использовались аналитические методы с минимальным количеством продувок в аэродинамической трубе. Испытания дали неудовлетворительные результаты. Модель оказалась неустойчивой по углу рыскания и крена. Продувки в натурной аэродинамической трубе позволили выдать рекомендации по изменению компоновки (рис. 17).

Рис. 17. Модель окончательной конфигурации «Змея»

В 1980-е годы был проявлен большой интерес к управляемому вектору тяги (УВТ), особенно его использованию на больших углах атаки для улучшения устойчивости и управляемости. Так центр NASA в Лэнгли испытывал на истребителе F-14 дефлекторы, которые служили для управления по углу рыскания. Как известно, «Томкэт» мог выходить на углы атаки почти до 90° , но был при этом практически неуправляем. К 1985 г. в центре Лэнгли был накоплен большой объем фундаментальных сведений по всеракурсным соплам с УВТ. Основываясь на этих экспериментальных данных, Rockwell включила в проект «Змей» всеракурсное сопло с тремя газовыми рулями, которое в 1985 году показало впечатляющие результаты на испытаниях при экстремально больших углах атаки (рис.18). Это сопло перекочевало на Х-31 почти без изменений.

Рис. 18. Испытания «Змея» на больших углах атаки

В это же время в ФРГ доктор Вольфганг Хербст вел активные исследования по использованию закритических углов атаки и срывных режимов в ближнем бою в рамках программы истребителя схемы «утка», известного как TKF-90. Были сделаны выводы, что применение УВТ увеличивает скорость разворота на 30%. В 1983 г. состоялось обсуждение этой программы с инженерами Rockwell. И в 1986 году усилия США и ФРГ были объединены под эгидой Агентства перспективных исследований Министерства обороны США (DAPRA) в программу Х-31.

Разработка и испытания Х-31

Самолет был выполнен с использованием элементов других ЛА. Двигатель F404, фонарь кабины от F-16 (впоследствии заменен на фонарь от F-18), крыло и ПГО почти без изменений были перенесены с Rockwell SNAKE. С 1987 по 1989 годы была проведена обширная экспериментальная программа, включавшая продувки в аэродинамической трубе масштабных и полноразмерных моделей, а также летные испытания. Результаты оказались неудовлетворительными. Выявилась характерная для схемы «утка» тенденция к «клевку», бафтинг крыла на больших углах атаки, заканчивающийся срывом в штопор, в том числе перевернутый.

Были изучены 498 вариантов всеракурсных сопел, внесены изменения в ЭДСУ, изучены вопросы сопряжения УВТ и системы управления полетом. Дальнейшие испытания были продолжены уже на свободно падающих моделях. Они вновь выявили режимы, на которых самолет входил в штопор. Для их устранения были внесены изменения, как в систему управления, так и в аэродинамику планера. Наконец, внешний вид Х-31 был зафиксирован (рис. 19). 11 октября 1990 г. начались летные испытания.

Рис. 19. Компоновка Х-31

Испытания выявили неудовлетворительную управляемость на больших углах атаки. Пилоты жаловались, что самолет имеет вялый отклик на дачу ручки вперед, т.е. на уменьшение угла тангажа и вообще плохо слушается рулей при задней центровке. Продувки в аэродинамической трубе позволили из 16 изученных предложений выбрать небольшие щитки, установленные по бокам хвостовой части фюзеляжа. Они хорошо видны на рис. 8.

На больших углах атаки проявился несимметричный отрыв вихрей от носовой части фюзеляжа, который приводил к очень сильным моментам по углу рыскания. Для ликвидации этого явления в аэродинамической трубе были отработаны носовые щитки – турбулизаторы. Окончательная конфигурация показана на рис. 20.

Рис. 20. Вид Х-31 на больших углах атаки

Рис. 21. Газовые рули Х-31

Газовые рули были изготовлены из графито-эпоксидного пластика и могли выдерживать температуру до 1500° С (рис. 21). ПГО свободное, самоориентирующееся по потоку, но в случае неисправности в УВТ система управления использует рули для возвращения ЛА в горизонтальное положение с больших углов атаки. Таким образом, Х-31 мог летать и без УВТ.

Основной задачей испытаний была отработка маневрирования на закритических углах атаки. 6 ноября 1992 г. самолет вышел на угол атаки в 70°, а 29 апреля 1993 г. выполнил разворот с малым радиусом и выходом на закритические режимы, получивший название «Маневра Хербста». А всего было выполнено более 300 испытательных полетов, которые завершились учебными боями с F-18.

«Бои» показали полное превосходство Х-31. Истребитель F-18 проигрывал при начале боя из любых исходных положений всего за один два маневра. Позже эти результаты были воспроизведены на полунатурном моделирующем стенде. На рис. 22 показаны результаты боя из положения «друг напротив друга». Видно, что, выполнив маневр Хербста, Х-31 в конце виража оказывается выше F-18. Скорость его при этом также выше. Это опровергает известный тезис противников сверхманевренности, что выход на закритические режимы ведет к потере скорости. Не всегда. Если самолет изначально предназначен для полетов и маневрирования на больших углах атаки, он вполне может сохранять необходимую кинетическую энергию в процессе маневра.

Рис. 22. Использование Маневра Хербста в бою против F-18

Рис. 23. Определение оптимального маневра уклонения F-18 при «обучающем» наступательном маневре Х-31

Рис. 24. Определение оптимального атакующего маневра при «обучающем» оптимальном оборонительном маневре

Еще интереснее оказались результаты моделирования боя в игровой постановке из положения «на параллельных курсах», которые показаны на рис. 23 и 24. Задавались следующие исходные данные. Х-31 атакует, выполняя боевой разворот, а для обороняющегося F-18 определялась наилучшая стратегия оборонительного маневра (рис. 23).

Затем для рассчитанного оптимального оборонительного маневра F-18 рассчитывался оптимальный наступательный маневр Х-31 (рис. 24). В обоих вариантах вторая сторона (атакующая или обороняющаяся) реагировала в соответствии с заложенными в игровую постановку задачи типичными алгоритмами, но для Х-31 было сделано исключение, отвечающее его специфике. Было убрано ограничение по углам атаки.

По итогам моделирования были сделаны выводы, что если летчик Х-31 будет реагировать «естественным образом» на маневры F-18, то у последнего нет никаких шансов в ближнем воздушном бою. Следует отметить, что описанные маневры также происходят без потери скорости.

Короткий взлет и посадка в автоматическом режиме и полеты «без хвоста»

А Вы думали это уже все? Как бы не так. В 1994 году стартовала программа изучения возможности стабилизации с помощью УВТ сверхзвуковых самолетов без вертикального оперения, которая в последствии легла в основу всех разработок фирмы Boeing беспилотных самолетов (Rockwell является сегодня частью Boeing).

Для этого было разработано специальное программное обеспечение, которое таким образом изменяло устойчивость Х-31, что имитировало 100% удаление вертикального оперения. Первые испытания были проведены на скорости М=1.2. Затем были осуществлены полеты на дозвуковой скорости, при этом имитировалось частичное отсутствие киля.

Результаты использовались в программе Joint Strike Fighter, они продемонстрировали, что использование всеракурсного УВТ позволяет вовсе отказаться от вертикального оперения (рис. 25), что приводит к уменьшению веса, аэродинамического сопротивления и радиолокационной заметности.

Рис. 25. Х-31 без хвостового оперения

Опустим системы GPS-навигации, нашлемной индикации, которые также отрабатывались на Х-31, и сразу перейдем к программе Vectoring Extremely Short Take-Off and Landing Control Tailless Operation Research (VECTOR), в ходе которой изучалась возможность автоматического короткого взлета и посадки с использованием УВТ на больших углах атаки. Существовавшие до того системы работали только при умеренных углах атаки.

Для проведения испытаний Х-31 был модернизирован. Компания Boeing отвечала за разработку специализированных электронных систем привода, так как основным заказчиком выступали ВМС США, a DASA занималось разработкой общего программного обеспечения, модернизацией крыла и газовых рулей. Первый вылет в интересах программы VECTOR состоялся в 2000 г., а завершился 29 апреля 2003 г., когда Х-31 продемонстрировал полностью автоматизированную посадку с углом атаки в 24° , на скорости на 30% меньше, чем у обычных ЛА (рис. 26). Сегодня материалы этой программы используются при создании многоразовых БПЛА, построенных по схеме «бесхвостка», без вертикального оперения, в том числе палубного базирования.

Рис. 26. Посадка Х-31 с большим углом атаки

Заключение

Таким образом, совместные программы Rockwell и NASA, длившиеся без малого 25 лет, заложили на западе основы современных сверхманевренных летательных аппаратов. Сегодня элементы HiMAT, SNAKE, X-31 можно увидеть в Еврофайтере, F-35 и всех последующих экспериментальных ЛА, в том числе и БПЛА, разрабатываемых в рамках программ пятого и шестого поколения. А разработанные углепластиковые материалы применяются, в том числе, и в ноутбуках. В истории США нет другой экспериментальной программы в области разработки истребителей, которая дала бы столь богатые результаты.

Некоторые технические подробности

Рейтинг публикации:

10

Комментарии (4) | Распечатать

Добавить новость в: