На пути к пятому и шестому поколению
24-05-2013, 12:31. Разместил: Редакция ОКО ПЛАНЕТЫ
18 октября, 2002 года небольшой группе журналистов был представлен новый летательный аппарат – прототип фирмы Boeing «Bird of Prey» (хищная птица). Сие творение произвело сильное впечатление на специалистов, поскольку продемонстрировало взгляды одного из сильнейших мировых сообществ конструкторов и аэродинамиков сразу по нескольким принципиальным вопросам: малозаметность, управляемость, маневренность на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях перспективных летательных аппаратов. Тем не менее, в научно-популярных российских авиационных изданиях этому вообще не было уделено никакого внимания.
Введение
В конце 1980-х годов, затем все 1990-е годы в журналах «Авиация и Космонавтика», «Авиация и Время», «Авиация», «Техническая информация», «Зарубежное военное обозрение» и др. появлялись статьи о самолетах 4-го и 5-го поколения, о проблемах воздушного боя, сверхманевренности. Затем они перекочевали на страницы Интернета. Дальнейшие же публикации ограничивались, в основном, их перепечаткой.
Анализ информации на форумах показал, что среднему пользователю даже с хорошей инженерной подготовкой извлечь что-либо полезное из огромного массива данных, полученных часто из ненадежных источников, затруднительно. Кроме того, подавляющее число участников дискуссии, в том числе и бывшие летчики, свободно оперирующие такими понятиями, как располагаемая перегрузка, нагрузка на крыло, поляра, часто забывают, что в их основе лежат, прежде всего, законы физики, упрощая которые, мы и приходим к некоторым моделям, которые позволяют вводить эти самые понятия. Поэтому, используя формулы, знакомые со студенческой скамьи, необходимо помнить, о границах их применимости.
Сложилось обывательское представление, что самолет, имеющий большую тяговооруженность и меньшую нагрузку на крыло, всегда будет иметь превосходство в бою.
Возьмем, к примеру, Су-27УБ и F-15D. Как у них вычислить нагрузку на крыло и тяговооруженность? Кто будет иметь преимущество в ближнем бою? На первый взгляд «Игл» должен иметь полное превосходство, так как у него к началу боя вес 19400 кг, у Су-27УБ – 23100 кг, соответственно тяговооруженность 1,11 и 1,08. Нагрузка на крыло у Су-27УБ – 372 кг/м2, у F-15 – 340 кг/м2. Нагрузка на плановую поверхность у Су-27УБ – 220 кг/м2, у F-15D – 205 кг/м2. Но ведь у Су интегральная компоновка и подъемную силу создает и фюзеляж, а у F-15 только крыло. У Су-27 крыло имеет деформированную срединную поверхность, оптимизированную на маневрирование с большими перегрузками. Такое крыло, оборудованное автоматизированной механизацией, обладает на маневре в 1,5 раза более высоким аэродинамическим качеством, чем обычное крыло F-15. Таким деталям внимание почти не уделяется, а ведь, это и есть основная задача популярной литературы.
Вместе с тем, уже в 21 веке стали разворачиваться любопытные события, нашедшие свое отражение в специальной литературе. В США на полунатурных стендах было проведено моделирование боев сверхманевренных истребителей против обычных истребителей. Был сделан вывод, что в пяти боях из шести победу одержит сверхманевренный истребитель. На учениях в 2004 г. индийские ВВС буквально разгромили американцев, но те, почему-то хранят по этому поводу олимпийское спокойствие. Затем та же история повторилась с сингапурскими F-16 и снова «молчание ягнят». В то же время, сами ВВС США проводят учения с участием F-22, на которых те выполняют дальние перехваты целей, наводимые АВАКСами. Результативность, такая же как у индийцев. Желтая пресса иронизирует: «может вместо «Рэпторов» по 5-6 Су-30 у русских прикупить?»
Европейцы упорно продвигают вариации на тему аэродинамической схемы «бесхвостка» с дополнительным передним горизонтальным оперением (ПГО) или «утка» с близко расположенным ПГО, а американцы ее окончательно отвергли и представили миру нечто новое.
В общем, явно назрела необходимость заполнить этот пробел и шаг за шагом рассказать, как авиация шла к пятому и шестому поколению, попутно на популярном уровне объясняя физический смысл основных понятий, сравнивая на основе имеющихся научных данных известные самолеты 4-ого и 5-ого поколений, различные аэродинамические схемы. Этому будет посвящена серия статей, открывающаяся материалом о прототипе фирмы Boeing «Bird of Prey». Автор постарается не повторять всем известных сведений из популярных статей и не пересказывать сайты globalsecurity.org, fas.org, airwar.ru и им подобные.
Ненормальная аэродинамическая схема
У классических летательных аппаратов (ЛА) известны три балансировочные схемы: нормальная, когда стабилизатор располагается позади крыла, «утка», когда стабилизатор находится впереди крыла, и бесхвостка, когда крыло благодаря специальным S-образным профилям является самобалансирующимся и не нуждается в стабилизаторе. О сравнительных преимуществах и недостатках классических балансировочных схем мы поговорим в другой раз, а сейчас рассмотрим, чем они не устраивают разработчиков самолетов 5-го и 6-го поколения.
В 1990-е годы американские аэродинамики предложили сразу несколько вариантов изменения нормальной балансировочной схемы с единственной целью – отказаться в чистом виде от вертикального хвостового оперения. Ярким представителем таких аппаратов является «Bird of Prey» (рис.2).
Дело в том, что с одной стороны хвостовое оперение затрудняло задачу создания малозаметного самолета, а с другой – при маневрировании на больших углах атаки его эффективность все равно падала. Следовательно, логично было возложить задачу обеспечения курсовой устойчивости на какие-то другие устройства.
В 1994 г. «Макдоннел Дуглас» и Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА) начали совместный проект по исследованию истребителей без вертикального оперения. После 28 месяцев исследований была создана масштабная модель (28% от реального размера) Х-36 [1] (рис. 3, 4).
Большой угол стреловидности задней кромки позволил использовать расщепляющиеся элероны для управления, как по углу крена, так и по углу направления. Поскольку самолет такой схемы статически неустойчив, как по углу тангажа, так и по углу рыскания, он должен обладать высокой маневренностью. Наличие управляемого вектора тяги (УВТ) позволяет надеяться и на непосредственное управление боковыми силами, что особенно перспективно для ударных самолетов. Все кромки Х-36 сориентированы в соответствии с правилами «стелс» в двух направлениях.
Впервые взлетев 17 мая 1997 года, Х-36 выполнил 31 научно-исследовательский полет. Программа была признана успешной и получила дальнейшее развитие.
Вы не поверите, но это – схема «утка»
После слияния «Макдоннел Дуглас» с фирмой «Боинг» McDonnell Douglas’s Phantom Works стало частью Boeing Integrated Defense System. По слухам, работы над «хищными птицами» велись с 1992 года. Первый полет «Bird of Prey» выполнил в 1996 г. [2]. А с 1997 года исследования продолжались уже в стенах «Боинга». Всего было выполнено 39 полетов или больше.
Хотя самолет выглядит весьма экзотически (рис. 5), формально он представляет собой летательный аппарат схемы «утка» и даже не имеет автоматики. Да, да. «Хищная птица» устойчива по всем трем осям и управляется с помощью обычной гидравлической системы. Отчасти это объясняется экономией – на самолете применены компоненты других летательных аппаратов. Отчасти – желанием исследовать устойчивость и управляемость нетрадиционной аэродинамической схемы. А она довольно интересна.
Первое, что бросается в глаза – это странные угловатые крылья типа «чайка», установленные с большим поперечным V. Это обеспечивает самолету автоматическую поперечную устойчивость на дозвуковых скоростях. Отогнутые вниз законцовки, играющие роль вертикального оперения, на сверхзвуковых скоростях компенсируют избыточную поперечную устойчивость. Большой угол стреловидности формирует мощный вихрь вдоль крыла, а под «чайкой» образуется область повышенного давления. Элероны находятся в зоне действия вихрей от носовой части самолета. Все это повышает аэродинамическое качество и эффективность управления.
Внимательное рассмотрение рис. 2 и рис. 5 наводит на мысль, что американские конструкторы изучали еще один способ создания подъемной силы. Аэродинамикам известно такое понятие, как «волнолет». Это летательный аппарат, крыло которого при сверхзвуковых скоростях напрямую опирается на скачок уплотнения (см. рис.6).
Крылья волнолетов всегда должны быть треугольными в плане. Однако Тауненд [3] предложил использовать для построения самолетов подобных волнолетам не скачки уплотнения, а изоэнтропические волны Прандтля-Майера, состоящие из бесконечной последовательности слабых волн сжатия. Долгое время из-за того, что такие течения сложнее течений со скачками, т.к. они непрерывны в пространстве, их не удавалось использовать на практике. Однако в последнее время вычислительные методы сделали большой шаг вперед и это стало возможным. Решая обратную задачу аэродинамики можно получить такую форму А–крыла, не треугольного в плане, что его контуры в точности будут соответствовать линиям тока волны сжатия Прандтля-Майера. Крейсерское аэродинамическое качество такого самолета будет очень высоким.
Следует отметить, что поскольку эти волны являются изоэнтропическими, то и взаимодействуют они между собой без потерь, т.е. их формой можно управлять.
Здесь внимательный читатель должен, наконец, воскликнуть: «Все это очень интересно, но где же у него переднее горизонтальное оперение, если это «утка»?». Здесь выявляется еще одна интересная особенность «Хищной птицы» (рис. 7) – ее фюзеляж имеет отрицательный угол установки и в полете небольшой отрицательный угол атаки, а носовая часть напоминает форму днища спускаемого аппарата космического корабля «Союз».
В результате набегающий поток создает в носовой части область повышенного давления и момент на кабрирование. Но здесь нет известной болезни аэродинамической схемы «утка» – так называемой тенденции к «клевку», когда при превышении допустимого угла атаки срыв потока сначала начинается с ПГО, подъемная сила на нем падает и самолет опускает нос, тем самым еще более увеличивая угол атаки на ПГО. Ведь у «Хищной птицы» нет переднего оперения, а отрыв потока с острой кромки организован изначально.
Новый подход к выживаемости над полем боя
Итак, «Bird of Prey» от Boeing – прототип «очень невидимого» истребителя или тактического бомбардировщика. Boeing называет новый подход к невидимости «new low-observables technologies». Он предполагает уход с малых высот на средние и большие, недоступные для малокалиберной артиллерии. Проведение ударных операций предусмотрено не только ночью, но и днем.
Очень интересно расположение воздухозаборника, обычно он (они) располагаются по бокам или под крыльями (или под фюзеляжем). Инженеры Boeing поступили немного по-другому и, как вы можете видеть, расположили воздухозаборник за фонарем кабины. Так менее заметно для РЛС, расположенных на земле. Для «Bird of Prey» предполагалось разработать радиопоглощающее покрытие, которое способно менять цвет и отражающую способность (см. рис. 8). Следует отметить, что в отличие от концепции фирмы «Локхид», «Боинг» не признает компромиссов. Экстремальная малозаметность сочетается с высокими летными данными, которые явно могут быть достигнуты в перспективе.
Некоторые технические подробности
|
Экипаж |
1 человек |
|
Используется схема с одним турбовентиляторным двигателем Pratt & Whitney JT15D-5C. |
|
|
Длина |
14,3 м |
|
Размах крыла |
7 м |
|
Максимальная скорость |
450 – 480 км/ч |
|
Максимальный потолок |
6100 м |
Boeing использует некоторые элементы «Bird of Prey» при разработке нового беспилотного летательного аппарата Х-45, основными задачами которого являются разведка и нанесение внезапных точечных ударов по наземным объектам противника.
Разработкой «Bird of Prey» занималось подразделение Boeing по перспективным разработкам, именующееся «Phantom Works» (буквально «производство призраков»). Все работы компания вела самостоятельно, а стоимость проекта составила 67 млн. долларов США.
Летит ужасный Бармаглот
и пылкает огнем.
Льюис Кэррол. Алиса в стране чудес
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.
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.
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).
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).
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.
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).
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.
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).
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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
|
Экипаж |
1 человек |
|
Используется схема с одним турбовентиляторным двигателем General Electric P404-GE-400 |
|
|
Тяга на форсаже |
71168 N |
|
Длина |
12,8 м |
|
Размах крыльев |
7,3 м |
|
Максимальная скорость |
М=1.2 |
|
Максимальный потолок |
12000 м |
Этот путь может оказаться неверным,
но все равно его необходимо попробовать.
Альберт Эйнштейн
В 1995 г. в отставку был отправлен один из лучших тактических бомбардировщиков с изменяемой геометрией крыла F-111. Что-то должно прийти ему на замену. Некоторые «очевидцы» утверждали, что темными безлунными ночами в небе над авиабазами Cannon Air Force в Нью-Мексико и Лэнгли в Техасе они наблюдали странного вида летательный аппарат (рис.1). Слухи о разработке приемника F-111 ходили в кругах близких к Пентагону еще в 1989 г. В 1994 г. нечто похожее заметили в полдень в Амарилло в Техасе. Таинственную машину стали ассоциировать с секретной программой «Хищные птицы». Но в 2002 г. был обнародован Boeing «Bird of Prey» [1].
Швейцарский складной нож
Является ли проект, прозванный Switchblade (швейцарский складной нож), типичной мифологической «темной» программой или все же здесь «какая-то собака порылась»? Американский историк авиации Джимм Гудолл утверждает, что видел эскадрилью, пилоты которой носили нашивки с изображением Switchblade. В 1999 г. корпорация Northrop Grumman [2] запатентовала инновационный летательный аппарат с крылом обратной изменяемой стреловидности удивительно похожий на изображение с нашивки пилотов. Можно было бы пренебречь данным обстоятельством, так как в США и Великобритании патентуются десятки вариантов внешнего вида самолетов, если бы не одно «но». Ранее в 1998 г. в США был запатентован [3] самолет Boeing North American «Птеродактиль» (рис. 2), который, как позднее выяснилось, был одним из вариантов «Bird of Prey». Возможно, что и Switchblade имеет под собой реальную основу.
Идея, изложенная в патенте [2], впечатляет своим размахом. По замыслу разработчиков крыло изменяемой геометрии должно полностью складываться вперед (рис. 3). В таком положении самолет, оснащенный надфюзеляжным воздухозаборником, может совершать бросок к цели со скоростью более М=3 на высотах порядка 20 км. При этом задняя кромка крыла становится передней, а закрылки превращаются в отклоняемые носки крыла. Угол стреловидности 45° предназначается для ведения ближнего маневренного воздушного боя с околозвуковыми скоростями, а положение с нулевой стреловидностью – для атаки наземных целей с высокой точностью. Передние управляющие поверхности (ПГО) (155-157 на рис. 3) образуют вместе с крылом обратной стреловидности (КОС) балансировочную схему «утка». При полностью сложенном крыле ПГО стопорится и самолет превращается в «бесхвостку». Для балансировки используются дополнительные управляющие щитки в хвостовой части фюзеляжа (160 на рис.3).
А за ними кот задом на перед
Во второй части статьи мы рассказали о программах HiMAT и Х-31, которые заложили основы многих технических решений, нашедших применение в современных истребителях (см. подробнее >>>). А ровно 20 лет назад появился летательный аппарат, на котором была реализована наиболее революционная идея, изучавшаяся на моделях HiMAT, а именно, крыло с обратной стреловидностью (КОС). При продувках HiMAT специалисты фирмы Grumman столкнулись с проблемой увеличения сопротивления крыла с корневым наплывом. Решение виделось в КОС. Смелая идея была реализована на самолете, получившем название Х-29 (рис.4).
Самолет разрабатывался на конкурсной основе параллельно с F-16FSW. Утверждалось, что выбор Х-29 определялся причинами политического характера. Считалось, что F-16 и так широко представлен в исследовательских программах NASA. F-16AFTI, F-16CCV, F-16XL вели наступление на проблемы аэродинамики и динамики полета широким фронтом, поэтому дальше картинок (рис. 5) проект F-16FSW не пошел.
Однако на самом деле все было не совсем так. Модели для продувки в аэродинамической трубе были изготовлены и продуты (рис. 6). Эксперименты показали, что наиболее полно преимущества КОС раскрываются в аэродинамической схеме «утка». В то же время F-16 с крылом обратной стреловидности реально оказался хуже обычного «Фалкона» из-за повышенного балансировочного сопротивления. Полностью была разработана и электродистанционная система управления, которая потом нашла применение на Х-29. Сам Х-29 в целях экономии был изготовлен с применением компонентов от других самолетов, но в отличие от HiMAT это был настоящий самолет, управлявшийся человеком [4, 5].
Какие преимущества сулит применение КОС?
Во-первых, меньшее примерно на 20% сопротивление на дозвуковых скоростях. Причина в том, что у обычного стреловидного крыла поток вдоль его поверхности перетекает от корня крыла к концу, а у КОС наоборот, от конца к корню. Отсутствие концевого срыва приводит к снижению индуктивного сопротивления.
Во-вторых, на трансзвуковых скоростях скачок уплотнения над поверхностью крыла у КОС образуется с большим углом наклона к вектору скорости, чем у обычного крыла (рис. 7), в результате волновое сопротивление меньше и волновой кризис преодолевается легче.
На графиках показано распределение коэффициента сопротивления по размаху крыла. Видно, что у КОС в корневых сечениях возникает довольно значительная подсасывающая сила, а у обычного крыла она небольшая и приложена к концевым сечениям. В то же время сопротивление корневых профилей имеет большую абсолютную величину. Таким образом, при нулевом угле атаки в трансзвуковой области КОС имеет меньшее интегральное сопротивление. На правом графике изображен рост минимального коэффициента трения с ростом скорости полета. Видно, что у КОС волновой кризис более плавный, а обычное крыло становится предпочтительным, начиная с М=1.3.
В-третьих, КОС намного лучше приспособлено для полетов на больших углах атаки. Х-29 уверенно летал и маневрировал на углах до 35° и мог держаться в воздухе без срыва в штопор на углах атаки до 60° (рис. 8). Вследствие перетекания пограничного слоя вдоль крыла к его корневым сечениям у КОС развивается срыв потока в центральной части крыла, который медленно распространяется по размаху с увеличением угла атаки [6]. В результате эффективность элеронов сохраняется до глубоко закритических углов атаки. При этом, правда, уменьшается эффективность заднерасположенного горизонтального оперения.
Наиболее предпочтительным является сочетание КОС с балансировочной схемой «утка». Наличие ПГО и корневых наплывов частично восстанавливает безотрывное обтекание корневых и центральных участков крыла. В результате, коэффициент подъемной силы увеличивается значительно. На рис.9 показана зависимость интегрального коэффициента подъемной силы от угла атаки (а) обычного крыла (1), КОС (2), КОС с наплывом (3) и КОС с наплывом и ПГО (4), а также в корневых, центральных и концевых сечениях (б). Видно, что корневой наплыв в случаях с КОС и обычным крылом выполняет прямо противоположную функцию. На обычном крыле он создает управляемый отрыв, который увеличивает подъемную силу за счет появления вихревой составляющей, на крыле с обратной стреловидностью – восстанавливает безотрывное обтекание. КОС с наплывом и ПГО имеет больший интегральный коэффициент подъемной силы, чем у обычного крыла во всем диапазоне углов атаки, а, начиная с угла в 30°, и по сечениям.
1 – изолированное крыло, 2 – изолированное КОС, 3 – КОС с наплывом, 4 – КОС с наплывом и ПГО
В-четвертых, КОС обеспечивают самолету благоприятные характеристики продольной устойчивости и высокую эффективность органов поперечного управления в широком диапазоне числе М и углов атаки вследствие отсутствия концевых срывов потока и более позднего возникновения волнового кризиса [7]. Вопросы устойчивости и управляемости более подробно рассматриваются в следующей статье.
Обратная сторона медали – о недостатках КОС
Самым очевидным недостатком КОС является сильное смещение аэродинамического фокуса назад на сверхзвуковых скоростях, что приводит к резкому росту балансировочного сопротивления, в значительно большей степени, чем у нормальной аэродинамической схемы (рис. 10). Самое неприятное, что и при использовании ПГО балансировочное сопротивление не уменьшается с увеличением числа М, как у обычной схемы «утка» (см. модель 1.42 на рис. 10), а достигнув максимума при М=1.5, остается примерно постоянной. Напротив, у 1.42 уже при М=2 балансировка становится нейтральной. Таким образом, для крейсерского сверхзвукового полета самолет с КОС совершенно не предназначен.
Не меньшей проблемой является и увеличение изгибающих моментов, действующих на КОС, при увеличении угла атаки. Это приводит к явлению известному под названием аэродинамическая или структурная дивергенция конструкции крыла (рис.11). Суть его состоит в том, что при увеличении угла атаки увеличивается нагрузка на крыло и крыло прогибается. У обычного крыла это приводит к локальному уменьшению местного угла атаки, а у КОС, наоборот, к увеличению (см. верхний рисунок на рис. 11).
С этим пытаются бороться, изготавливая крыло из композитных материалов с анизотропными упругими свойствами, обеспечивающих направленную деформацию без локального увеличения местного угла атаки (см. нижний рисунок на рис. 11). Каких-то иных крупных недостатков у КОС нет.
С учетом того, что КОС лучше удовлетворяет требованиям малозаметности, лучше компонуется, оставляя отсеки вблизи центра тяжести самолета под размещение полезной нагрузки, обеспечивает лучшую маневренность и меньшее сопротивление на дозвуковых скоростях, но плохо приспособлено для длительного сверхзвукового полета, можно рекомендовать его применение на малозаметных штурмовиках и ударных самолетах с максимальной операционной скоростью не более М=1.3.
И сердце бьется сорок раз в секунду
Если у F-16 степень статической неустойчивости на дозвуковых скоростях всего 5%, то у Х-29 все 35%. Без автоматизированной системы управления этот самолет летать не может, в отличие от того же Х-31, которому в первых девяти полетах, как минимум, дважды пригодилось свойство держаться в воздухе на ручном управлении. В программе содержалась ошибка «деление на ноль». Х-29 стал первым в мире летательным аппаратом, оснащенным полностью автоматизированной системой управления, а также комбинированными органами управления (рис.12), расположенными, как перед крылом (ПГО), так и за ним (хвостовые щитки – руль высоты).
Эксперименты с электродистанционной системой управления (ЭДСУ), которую на западе принято обозначать термином fly-by-wire, начались в США в 1972 г. на модернизированном серийном корабельном самолете F-8. Вся гидравлика была заменена проводами и электроприводами, информация получалась от датчиков положения инерциального блока и обрабатывалась серийным компьютером «Аполло». Эксперименты продолжались 13 лет, Параллельно с 1971 г. на масштабной модели F-15 отрабатывались элементы системы дистанционного управления с земли. Синтезом этих двух программ стал проект HiMAT, подробно описанный в предыдущей статье цикла (см. 2 часть >>>), элементы системы управления которого перекочевали на Х-29. Интересно рассмотреть внешние датчики этой ЭДСУ (рис.13).
В отличие от большинства самолетов на Х-29 помимо гироскопов инерциальной системы, которые определяют положение самолета в пространстве относительно земли, применены флюгеры углов атаки, которые отслеживают положение летательного аппарата относительно набегающего потока. Это позволяет значительно повысить точность управления на больших углах атаки и скольжения. Компьютер обрабатывает эти сигналы с частотой 40 раз в секунду и выдает управляющие команды на приводы органов управления самолетом. На 126 полете в программе управления нашли ошибку, которая могла привести к крушению самолета.
Исследование аэродинамики и управляемости на больших углах атаки
Первая фаза исследований Х-29 состояла в изучении свойств аэроупругости КОС и положительных эффектов от применения сверхкритических профилей, ранее тестировавшихся на F-8 в 1970-х годах. Такие профили имеют большую, чем обычно относительную толщину и уплощенную верхнюю поверхность. В результате, отрыв пограничного слоя затягивается, что приводит к уменьшению вредного сопротивления. Выполненные 242 полета не выявили каких-то явных преимуществ в уменьшении сопротивления на крейсерской скорости конкретной аэродинамической компоновки Х-29, но доказали жизнеспособность концепции КОС в целом.
Вторая фаза программы включала 120 полетов и имела целью изучение КОС на больших углах атаки. Самолет показал способность уверенно летать без ограничений на углах атаки до 35°, энергично маневрировать на углах до 45°, а также держаться в воздухе с углом 67°. И это без отклоняемых носков и дефлекторов управления вектором тяги (УВТ) двигателя, как на Х-31.
Характеристики боковой устойчивости и управляемости на закритических режимах оказались все же недостаточными, поэтому в 1992 г. в Лэнгли была начата программа изучения возможностью управления вихреобразованием в носовой части фюзеляжа. Для этого в фюзеляже установили два бака с сжатым азотом, а также два небольших сопла, через которые азот вдувался в вихрь, который образовывался в носовой части фюзеляжа на больших углах атаки (рис. 14). Изменение массы газа, вовлеченного в вихревое движение приводило к увеличению локальной завихренности потока, а следовательно и кривизны линий тока, что следует из уравнений Эйлера для идеального газа. Давление при этом уменьшалось (уравнение движения в проекции на нормаль к линиям тока). В результате возникал момент рыскания, направленный в сторону выдува газа, а не в противоположную, как можно было бы подумать.
Однако надо закругляться
Параллельно в России осуществлялась обширная программа исследований поведения Су-27 на больших углах атаки, а также нестационарных характеристик движения, гистерезиса и т.п. В США изучалась асимметрия образования вихрей в носовой части Х-31 на закритических режимах. Выяснилось, что Су-27, на котором применяются вихреобразующие щитки на приемнике воздушного давления, превосходит и Х-29 и Х-31 без всяких выкрутасов. Этой теме будет уделено внимание в следующей статье, а сейчас перейдем к заключению.
Тема КОС неисчерпаема, но нужно как-то завершать статью. Что еще любопытного было в программе Х-29? Пожалуй, сопло с УВТ ADEN (рис. 15), которое исследовалось на модели в аэродинамической трубе. Сопло интересно тем, что имеет только одну управляемую створку, но и она позволяет отклонять струю, как вниз, так и вверх.
Подведем итоги. КОС может в настоящее время с успехом применяться в боевой авиационной технике. Оно имеет значительное преимущество над обычным крылом, в том числе и с наплывом, на дозвуковых скоростях. Особенно велико превосходство на больших углах атаки. Недостатки делают применение КОС нецелесообразным на самолетах, для которых полет со сверхзвуковыми скоростями является значимым режимом.
Следующая статья будет посвящена дальнейшему развитию аэродинамических компоновок, таких как триплан, «утка», а также применению сопел с УВТ различных типов, систем короткого взлета и посадки, нестационарным динамическим характеристикам истребителей. F-15SMT, Су-30МКИ, МиГ-35, поисковые работы на пути к EF-2000, адаптивное крыло, обо всем этом и многом другом Вы сможете прочитать в продолжении цикла статей «На пути к пятому и шестому поколению».
Когда мы думаем, мы оперируем зрительными
образами. Однако организуем мы наши мысли
при помощи языка, и математика – это очень
продвинутая форма языка.
Нобелевский лауреат по физике 2004 года Дэвид Гросс
В конце 1990-х годов на страницах российских изданий заговорили о новом поколении истребителей КБ Сухого Су-30МКИ и Су-35. Наличие у них дополнительного переднего горизонтального оперения (ПГО) давало авторам статей основание заявлять о новом слове в аэродинамических компоновках. Применение на самолетах 4-го поколения крыла, имеющего корневой наплыв с большой стреловидностью, уже при небольших углах атаки приводило к вихревому характеру обтекания (рис. 1), что давало заметную добавку подъемной силы.
Эксплуатация истребителей, оснащенных корневым наплывом и электродистанционной системой управления (ЭДСУ) показало, что в узком диапазоне скоростей и высот, когда самолет является статически неустойчивым, достигалась чрезвычайно высокая поворотливость практически равная таковой у истребителей второй мировой войны. Это положительно сказывалось на маневренности. К сожалению, с увеличением скорости и приближением к области сверхзвуковых скоростей аэродинамический фокус смещается назад, летательный аппарат (ЛА) становился устойчивым и все преимущества утрачиваются. Естественно, возникла идея разместить на самолете ПГО или вообще перейти к схеме «утка». В 1980-е годы такие ЛА разрабатывались во всех развитых странах мира.
Но постепенно в печать стали просачиваться и негативные оценки. То главный конструктор КБ МиГ обронит фразу, что «ПГО и нужно-то только для того, чтобы вернуть самолет с больших углов атаки». Дело в том, что у обычной балансировочной схемы с наплывом, как у МиГа-29 и Су-27, есть область углов в районе 50°, в которой возникает явление антидемпфирования [1], когда момент тангажа становится отрицательным, самолет приобретает тенденцию к задиранию носа и может совершить переворот через хвост (рис. 2). То российские военные вообще категорически отказываются даже рассматривать вариант принятия Су-35 первой волны с ПГО на вооружение. В результате в новом веке аэродинамическая компоновка самолета фактически вернулась к исходному Су-27. В чем же дело? Попробуем разобраться.
О сложных вещах простыми словами, с картинками и без формул
Итак, начав эксплуатировать истребители 4-го поколения, ученые всех авиационных стран быстро поняли, что достигнутые предельные показатели маневренности можно распространить на больший диапазон высот и скоростей без всякой экзотики, просто модернизируя аэродинамику и двигатели. И такие программы были развернуты широким фронтом. Но сначала необходимо рассказать об основных инструментах исследователей, которыми они добывали результаты в 80-е и 90-е годы ХХ-го века.
Итак, начнем от «печки». В основе каждого раздела науки лежит своя система уравнений. В основе классической механики – система уравнений Ньютона, в основе электродинамики – уравнения Максвелла. Механика сжимаемого вязкого газа описывается системой уравнений Навье-Стокса.
Течения газа бывают ламинарными (рис. 3 слева), переходными (рис. 3 в середине), турбулентными (рис. 3 справа). Степень турбулентности принято выражать числом Рейнольдса Re, которое в безразмерной форме определяет отношение сил инерции потока газа к силам вязкого трения. Чем больше число Re, тем более турбулентный поток. В типичных житейских ситуациях, например, в струе воды, текущей из водопроводного крана кране воды, число Re составляет десятки тысяч, соответственно, большинство течений являются развитыми турбулентными.
Уравнения Навье-Стокса позволяют полностью описывать поведение линий тока, вихрей, акустических волн (рис. 4), твердых примесей, волн тяжелой жидкости.
В зависимости от числа Маха решения уравнений Навье-Стокса ведут себя по-разному. В соответствии с теорией нелинейных уравнений в частных производных, если уравнения содержат члены гиперболического типа, то допустимы разрывы в решениях. Поскольку уравнения Навье-Стокса содержат такие члены, они позволяют моделировать ударные волны (рис. 5), как стационарные, так и нестационарные. Современным численным методам решения уравнений Навье-Стокса посвящена единственная русскоязычная монография [2] профессора БГТУ «Военмех» В.Н. Емельянова.
Простейшие течения при небольших числах Re допускают прямое численное моделирование уже сегодня (рис. 6, два верхних изображения). Однако рассчитать полностью обтекание летательного аппарата турбулентными потоками, основываясь на решении уравнений Навье-Стокса, можно будет не ранее 2080 г.
Прямое численное решение получило в вычислительной практике обозначение DES. В науке принято постепенно упрощать описание технических объектов, вводя модели, сравнивая потом полученные с их помощью результаты с экспериментом. В газовой динамике Рейнольдсом было введено понятие модели турбулентности. Он предположил, что все течение может быть разделено на осредненное и пульсационное. Для последнего можно ввести понятие кинетической энергии турбулентной пульсации, а также по аналогии с молекулярным трением турбулентную вязкость. Это позволило ученым сформулировать иерархию теорий турбулентности. Верхнюю ступеньку в которой занимает метод прямого моделирования крупных вихрей. В данном методе, который в литературе обычно обозначается LES, крупные вихри рассчитываются с помощью уравнений Навье-Стокса, а мелкие, размер которых меньше или равен размеру разностной ячейки, моделируется с помощью уравнений модели турбулентности. LES позволяет сегодня успешно исследовать течения типа того, что изображено на нижнем фрагменте рис. 6. Для этого у вас под столом должен быть суперкомпьютер и масса свободного времени. Практическое использование метода LES для оптимизации конструкции ЛА ожидается не ранее 2040 г. В настоящее время основным инструментом стали индустриальные пакеты, основанные на одно- и двухпараметрических моделях турбулентности, которые связывают между собой турбулентную вязкость и кинетическую энергию турбулентных пульсаций.
Эти пакеты позволяют строить плоские и объемные разностные сетки около реальных объектов аэрокосмической техники (рис.7). Сетки могут быть структурированные (слева) и неструктурированные.
К 2003–2005 г. уровень техники численных вычислений стал столь высоким, что позволил использовать газодинамические пакеты для оптимизации конструкции планера самолетов. Правда, это пока возможно только для существенно дозвуковых скоростей. На рис. 8 показаны результаты оптимизации взаимодействия потоков мотогондолы двигателя и крыла аэробуса А-380, выполненной с помощью пакета Megaflow. Видно, что после выполненной оптимизации зона возмущений, показанная на рис. 8 синим цветом, существенно меньше.
 |
Рис. 7. Построение разностной сетки
|
 |
Рис. 8. Оптимизация взаимодействия крыла и мотогондол А-380
|
||
Рис. 9. Численное исследование вариантов законцовок крыла
|
||
Течение в крупных вихрях почти невязкое, поэтому простые модели турбулентности хорошо моделируют вихревое обтекание крыла. Это подталкивает конструкторов к использованию численных пакетов для оптимизации элементов вихревой аэродинамики крыла самолетов. На рис. 9. показано численное сравнение различных решений законцовок крыла, приводящих к уменьшению индуктивного сопротивления. Тип 1 – острая вихреобразующая кромка, тип 2 – «вихреобразующий зуб», тип 3 – концевая шайба (крылышко).
Численное моделирование позволило получить целый ряд практически важных результатов, которые сегодня дублируют художники-любители на своих фэн-артах, не задумываясь о смысле этих технических решений. Так, например, при разработке ударного варианта F-16XL был численно отработан дополнительный уступ в основании корневого наплыва крыла, имевший меньший угол стреловидности, чем сам наплыв (рис. 10). Этот уступ генерировал устойчивый вихрь, увеличивавший общую кинетическую энергию вихревой системы. Летный эксперимент (рис. 11) показал, что такая конструкция имеет преимущества, даже перед крылом с ламинарным покрытием.
Рис. 10. Уступ в основании наплыва
|
Рис. 11. Летный эксперимент
|
Теперь небольшие уступы в основании наплыва рисуют конструкторы-любители у всех гипотетических самолетов пятого поколения.
Однако в 1980-е годы все эти красоты были еще недоступны. Инженеры использовали более простые, но не менее эффективные методики расчета ЛА. О них мы кратко и в доступной форме расскажем в следующем разделе.
Метод дискретных вихрей (панельный метод)
Если в уравнениях Навье–Стокса отбросить вязкость, то получатся уравнения Эйлера, которые позволяют моделировать до- и сверхзвуковые, потенциальные и вихревые течения, ударные волны, акустическое излучение. Великий советский физик Лев Ландау показал [3], что в невязких течениях выполняется закон сохранения завихренности. Из этого следует, что крупные вихри могут моделироваться с помощью уравнений Эйлера. Их динамика определяется в основном инерционными силами.
Если уравнения Эйлера разделить на две части – вихревую и потенциальную, то можно записать две отдельные системы уравнения: для одиночного вихря (или системы вихрей), а также для потенциала вектора скорости. Последняя система составляет, так называемую, линейную теорию аэродинамики и входит во все учебники в виде поляр крыла, зависимостей коэффициентов подъемной силы и сопротивления от угла атаки. Линейной эта теория называется потому, что зависимости эти – линейные. Вихрь, располагаясь на определенном расстоянии от поверхности, также создает на ее поверхности некоторое давление и тангенциальную составляющую вектора скорости, соответственно и сопротивление трения. Таким образом, вихрь отвечает за нелинейную составляющую подъемной силы и сопротивления.
В 1970-е годы был разработан метод дискретизации пространства и поверхностей, который позволял использовать уравнения динамики вихрей и потенциала вектора скорости для расчета конкретных технических устройств [4]. Он получил название метода дискретных вихрей (МДВ). С появлением истребителей 4-го поколения, у которых вихревая аэродинамика стала доминирующей, МДВ получил дальнейшее развитие.
Плоскую поверхность заменяют П-образными вихрями (рис. 12). Внутри вихря располагаются точки коллокации, в которых проверяют выполнение условиях непротекания на поверхности ЛА. Вихрь может образовывать два вихревых жгута, которые отрываются или от задней кромки крыла (рис. 12 слева), или в месте отрыва потока (рис. 12 справа) с поверхности.
Рис. 13. Образование пелены из вихревых жгутов
|
Рис. 14. Кромочный и поверхностный сход свободных вихрей
|
Рис. 15. Отрыв пограничного слоя и сход вихревой пелены
|
Система вихревых жгутов образует вихревую пелену за аэродинамической поверхностью (рис. 13). Образование вихревой пелены можно трактовать и в плоской задаче. Однако, в этом случае приходиться использовать нестационарную постановку (рис. 14).
Для этого необходимо задать промежуток времени At, который определяет периодичность схода вихрей, образующих вихревую пелену. Со сходом кромочных вихрей и в двухмерном, и в трехмерном случае все понятно, а как быть с поверхностным отрывом? Для этого существуют методы расчета пограничного слоя. Точка отрыва пограничного слоя (рис. 15) и будет точкой схода вихревой пелены. Советская модель этим и ограничивалась. Обычно, самолет заменялся фронтальной и горизонтальной проекцией. Даже такая грубейшая, казалось бы, модель позволила в 1980-е годы накопить ценнейший материал по многим динамическим режимам движения истребителей. С помощью более сложных моделей их просто в то время невозможно было получить. Эти расчеты спасли множество жизней летчиков-испытателей, а после внедрения системы ограничения сигналов систем управления – и жизней строевых летчиков. Как говорится, если и есть, что-то в политике кроме нефти, то это газ. Если есть, что-то в авиационной науке кроме метода конечных элементов, то это МДВ.
В США пошли дальше. Парадокс, но возможно, потому их результаты оказались скромнее. Там научились моделировать толстые аэродинамические поверхности (рис. 16).
Рис. 16. Моделирование «толстой» аэродинамической поверхности в МДВ
|
Рис. 17 Комплексная модель самолета в Методе Дискретных Вихрей
|
Рис. 18. Сравнение расчета Методом Дискретных Вихрей зависимости коэффициента подъемной силы самолета от угла атаки с экспериментом
|
Но не только их, а еще воздухозаборники и струи. Воздухозаборники задавались специальными типами панелей, у которых точки коллокации были проницаемыми, а струи моделировались замкнутыми вихрями, круглыми, прямоугольными, тороидальными (рис. 17). В результате, было получено хорошее совпадение результатов расчета с экспериментом вплоть до углов атаки 35° (рис.18). Линейная теория позволяет рассчитывать аэродинамику самолета только до углов 5-7°. Кстати, самые современные нынешние пакеты не достигли промышленной готовности к расчетам движения истребителей на углах атаки более 12-15°. А старый добрый МДВ постепенно отправлен в отставку. В интересное время живем.
Первый триплан
В «Авиации и Космонавтике» №11 за 2008 г. рассказана, наконец, правдивая история создания схемы «триплан» в СССР, а также освещены причины применения ее на Су-27К. А причины были банальные. Невыполнение нормативов по массе бортового оборудования привели к тому, что Су-27 только при определенных режимах был слегка неустойчивым. ПГО рассматривалось в качестве простого и дешевого способа смещения аэродинамического фокуса самолета вперед. Однако результат получился намного более интересным. Об этом чуть ниже, а сейчас о первенце из семьи трипланов F-15SMTD (рис.19). Наиболее полную информацию по данной программе можно почерпнуть в отчете ЦАГИ [5] (он выставлен на сайте www.paralay.com).
На этом самолете ставилась задача существенно сократить взлетно-посадочную дистанцию, а также увеличить диапазон допустимых перегрузок. Изучались разные конструкции реверса тяги, плоских и осесимметричных сопел. Результаты этих исследований нашли применение в дальнейшем на F-22. Многие решения заимствованы в конструкции управляемых сопел КЛИВТ. Этому будет посвящена следующая статья серии.
Остановимся более подробно на проблеме ПГО. В качестве переднего оперения на F-15SMTD был использован стабилизатор от F-18, он хорошо подошел по геометрии. Летные эксперименты показали, что если исходный F-15 мог совершать маневры с семикратной перегрузкой, то модернизированная машина выходила на 9g. Продувки в аэродинамической трубе продемонстрировали однозначное преимущество триплана с точки зрения коэффициента подъемной силы при любых углах атаки, причем, как при наличии программного отклонения ПГО (кривая 2 рис. 20), так и при неподвижном ПГО (кривая 1 рис. 20). Предостережем здесь читателя от ошибки. У F-15 было простое плоское немеханизированное крыло, не имевшее наплыва, поэтому ПГО дало такой эффект.
1 -неподвижное ПГО, 2 — программно-управляемое ПГО, 3 — исходный F-15, 4 — увеличение Cу.
На рис. 21. показана схема скачков уплотнения, которые образуются на поверхности крыла в отсутствие ПГО (пунктирные линии) и тогда, когда переднее горизонтальное оперение существует и влияет на основное крыло (сплошные линии). Видно, что во втором случае углы наклона скачков по отношению к набегающему потоку меньше, меньше и сама зона, которую занимают скачки и отрывные течения. Соответственно, меньше сопротивление и больше подъемная сила. Именно это явление объяснило значительное улучшение сверхзвуковой маневренности Су-27К и Су-30МКИ.
Близкое расположение ПГО должно дать положительный эффект для маневренности и на дозвуковых скоростях, так как его применение вызывает уменьшение угла атаки на более, чем 1/3 размаха крыла. Расчеты с помощью МДВ показали, что это действительно так.
К сожалению, не обошлось без ложки дегтя в бочке меда. ПГО увеличивает сопротивление. Это вызывает рост расхода топлива. Таким образом, улучшение аэродинамического качества не компенсирует увеличения массы самолета.
Выводы
Попробуем просуммировать плюсы и минусы схемы триплан и постараться спрогнозировать ее появление на самолете пятого или шестого поколения.
Плюсы:
1. Примерно те же, что и у корневого наплыва крыла.
2. Дополнительно увеличивает аэродинамическое качество на сверхзвуке.
3. Улучшает обтекание крыла на больших углах атаки на дозвуковых скоростях.
4. Позволяет компенсировать болтанку на предельно низких высотах.
Минусы:
1. Увеличивает лобовое сопротивление.
2. Улучшение аэродинамического качества не компенсирует увеличения массы конструкции.
3. Программное управление ПГО не дает дополнительных преимуществ в подъемной силе.
4. Использование ПГО для управления ЛА по тангажу на больших углах атаки не имеет смысла при использовании двигателей с управляемым вектором тяги (УВТ).
5. Преимущества 2 и 3 эффективнее реализуются с помощью адаптивного крыла.
В отчете [5] приведен график зависимости момента тангажа от угла атаки, а также коэффициента подъемной силы от угла атаки исходного F-15 (кривая 2 рис. 22) и триплана (кривая 1). У исходного самолета флапероны отклонены во взлетной конфигурации на 30° вниз. Видно, что подъемная сила практически одинаковая, у F-15 она, даже больше, т.е. схема «триплан» здесь сама по себе выигрыша не дает.
А вот нижний график интереснее. На нем изображена моментная характеристика триплана при ПГО, отклоненном на 20° и F-15 в стандартной взлетной конфигурации. Видно, что обычному «Иглу» для того, чтобы получить момент на кабрирование, необходимо выйти на угол атаки 20°. У F-15SMTD положительный момент достигается уже при нулевом угле атаки. Тот же эффект можно получить при помощи УВТ.
Таким образом, интегральный триплан на истребителе – явный промежуточный этап, если угодно, «лекарство» от текущих проблем. Вылечили проблемы (стала легче электроника, ФАР, научились управляться с УВТ) – отправили в отставку интегральный триплан. Его на пятом поколении должно заменить полностью адаптивное (закрылок в том числе) крыло с наплывом и двигатель с вектором тяги, управляемым по каналу тангажа.
На бомбардировщиках и штурмовиках дополнительное ПГО может применяться для создания дополнительного управляющего воздействия, непосредственной боковой силы, подавления болтанки, но это уже совсем другая история.
Продолжение следует
Литература
1. М.Г.Гоман, Г.И.Столяров, С.Л.Тыртышников и др. Описание продольных аэродинамических характеристик самолета на больших углах атаки с учетом динамических эффектов отрывного обтекания. Препринт ЦАГИ. №9. 1990 г.
2. К.Н. Волков, В.Н. Емельянов. Моделирование крупных вихрей в расчетах турбулентных течений. Фундаментальная и прикладная физика. М.: Физматлит. 2008.
3. Л.Д.Ландау, Е.М.Лифшиц. Теоретическая физика, том VI. Гидродинамика. М.:Наука: 1986.
4. С.М. Белоцерковский, Б.К. Скрипач, В.К. Табачников. Крыло в нестационарном потоке газа. М.:Наука, 1979 г., 768 с.
5. М.А. Поплавский. Программа высокоманевренного самолета КВП «МакДоннел Дуглас» F-15SMTD. Реферат. ОНТИ ЦАГИ.
Вернуться назад