(или) скорости полета, равна производной по времени от удельной энергии самолета (энергетической высоты):

V:==E = n,V, (10. la)

где Е = Н -\- V/(2g) - удельная энергия самолета. При постоянной скорости полета VI = Vy.

Изменение направления полета по времени характеризуется таким критерием, как угловая скорость (либо радиус) разворота. Угловая скорость разворота в вертикальной плоскости в общем случае

где О - угол наклона траектории полета; g - ускорение свобод-, ного падения; а - угол атаки.

Для разворота в горизон-

ГТ-.. - --------

тальной плоскости

K~Psina 2 J (10.3)

Рис. 10.9. Влияние параметров и p, на удельную избыточную мощность

Рис. .0.10 др-;ров

Представленные критерии маневренности можно выразить через проектные параметры самолета следующим образом:

ё = -. (Л;, + Р Sin а - cos 9);

(10.4)

где Р - тяговооруженность самолета; р - удельная нагрузка на крыло; q - скоростной напор; К - аэродинамическое качество са.молета; Пу - нормальная перегрузка.

Нормальную перегрузку, главным образом определяющую угловую скорость разворота, также можно выразить через удельную нагрузку на крыло:

(10.5)

или, при установившемся развороте в горизонтальной плоскости через тяговооруженность самолета:

Пу=КР cos а. (10.6)

Величина и характер изменения удельной избыточной мощности в основном зависят от тяговооруженности самолета и практически не накладывают ограничений на выбор параметров крыла (так как cjp изменяется слабо), за исключением общих требований минимизации лобового сопротивления, рассмотренных выше.

Преимущество в характеристиках разворота при прочих равных условиях будет иметь самолет, обладающий большей величиной тяговооруженности и комплексного параметра Су/р. При достижении значения Сух (с помощью средств, позволяющих затянуть наступление срыва потока при увеличении угла атаки) параметр Су/р можно повысить только путем уменьшения удельной нагрузки на крыло.

На рис. 10.9 и 10.10 показан пример количественного влияния параметров Ро и ро на критерии маневренности.

10.3.2. Весовой баланс маневренного самолета

Выбор тяговооруженности и удельной нагрузки на крыло маневренных самолетов следует выполнять с особой осторожностью на ранних этапах эскизного проектирования. Недостаточно обоснованное желание получить высокие значения характеристик маневренности может в дальнейшем поставить проектировщика перед фактом катастрофического увеличения взлетной массы самолета. Дело в том, что изменение тяговооруженности и удель-

ной нагрузки на крыло существенно отражается на весовом балансе самолета, а следовательно, и на его взлетной массе.

Для анализа взлетную массу истребителя удобно представить в виде четырех составляющих:

lo = т он + у + щ-f m,onst. (10-7)

где m 0H - масса конструкции планера (и системы управления); су - масса силовой установки; /Пт;- масса топлива; mo t - постоянная составляющая взлетной массы.

Величина mconst определяется оперативно-тактическими требованиями (боевой задачей) и не зависит от взлетной массы самолета (масса экипажа, систем жизнеобеспечения, радио-электронного оборудования и вооружения).

Взлетная масса истребителя, определяемая из уравнения существования :

.mconst

I - (ткон + йо. у -j- nti)

относительные

где т он = moJfh; о. у = с. уМ; = тШо массы.

На величину тои влияет параметр pQ-. чем меньше удельная нагрузка на крыло, тем больше относительная масса конструкции планера.

Величина т.у определяется главным образом тяговооружен-ностью самолета и удельным весом двигателя. Для истребителей в период предварительных расчетов можно принимать:

с. у

где Тдв - tUjjglPo - удельный вес двигателя.

(10.9)

т 350 ifSO ЗЗОраН/н -

0,5 075 1,0 1,25 1,5 Д

Рис. 10.11. Влияние удельной нагрузки на крыло на относительную Maccv конструкции н относительную массу необходимого запаса топлива

Рис. 10.12. Влияние стартовой тяговооруженности па взлетную массу

истребителя: - исходный самолет

Величина определяется дальностью полета (радиусом действия), временем патрулирования и условиями ведения воздушного боя. Однако на относительную массу топлива, потребного для выполнения той или иной боевой задачи, также влияют параметры Ро и Ро, так как при их изменении изменяется величина 5мид. что

150 250 350 к50 550ро,даНУ

Рис. 10.13 Влияние параметра Ро взлетную массу истребителя:

- исходный самолет

В СВОЮ очередь приводит к изменению аэродинамического качества самолета, а следовательно, и величины тДру-гими словами, при увеличении Рд потребная величина щ увеличивается, при уменьшении ро - уменьшается (рис. ip.ll).

Таким образом, параметры Рд и ро влияют на все относительные массы в уравнении существования истребителя, вызывая при определенных условиях чрезмерное изменение его взлетной массы (рис. 10.12 и рис. 10.13).

Уменьшение удельной нагрузки на крыло в пределах ро = = 500...350 даН/м* вызывает меньше осложнений, чем необходимое из условий высокой маневренности увеличение тяговооруженности самолета (так как при этом увеличение т он частично компенсируется уменьшением см. рис. 10.11). Однако при ро <350 даН/м взлетная масса истребителя начинает прогрессивно возрастать (см. рис. 10.13).

Компенсировать увеличение взлетной массы истребителя при изменении его проектных параметров можно, естественно, и за счет величины mconst [см. (10.8) ], если установить новую РЛС с меньшей массой, новое вооружение с меньшей массой, новую систему жизнеобеспечения с меньшей массой и т. д. При этом

Amo = mAmconst,

(10.10)

где km = l/fliconst - коэффициент изменения взлетной массы самолета.

Коэффициент изменения взлетной массы не является постоянной величиной. Так, для легкого истребителя завоевания превосходства в воздухе km 8, для самолета непосредственной поддержки наземных войск, несущего большую бомбовую нагрузку,

km 4.

Таким образом, окончательный выбор тяговооруженности, удельной нагрузки на крыло и других основных параметров маневренного самолета можно сделать только после комплексного анализа влияния этих параметров на характеристики маневренности и взлетную массу самолета. Например, подробное параметрическое исследование, проведенное при разработке истребителя F-16, позволило принять следующие оптимальные значения ос-

новных параметров: Ро = 1,1; Ро = Ш даН/м А, = 3; Хп к = = 40°, с = 0,04; т) = 4,4.

Задача минимизации взлетной массы ставится при проектировании самолета любого типа, однако при проектировании современных высокоманевренных самолетов эта задача имеет особенно большую остроту. Дело в том, что для таких самолетов значения важнейших параметров (Ро и ро), определяющих характеристики маневренности, находятся на пределе, после которого дальнейшее их изменение приводит к чрезмерному увеличению взлетной массы самолета.

10.3.3. Пониженная продольная устойчивость самолета

Дальнейшее повышение характеристик маневренности при выбранных тяговооруженности, удельной нагрузке на крыло и геометрических параметрах можно получить снижением балансировочного сопротивления (и повышением аэродинамического качества) самолета, которые также непосредственно определяют величины V*y и Пу, а следовательно, О и ф [см. формулы (10.4) и (10.6)].

При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета аэродинамический фокус смещается примерно с 25 % до 50 % САХ, что приводит к значительному увеличению запаса продольной статической устойчивости самолета. При этом резко увеличивается балансировочное сопротивление. Однако выбор слишком малого запаса устойчивости для снижения этого вида сопротивления может привести к возникновению ряда проблем, связанных с управляемостью са?лолета (см. гл. 18).

Кроме того, при малом запасе устойчивости изгибные деформации крыла при больших перегрузках могут привести к продольной неустойчивости самолета. На рис, 10.14 приводится схема, поясняющая уменьшение продольной устойчивости при деформации конструкции самолета.

Рнс. 10.14. Уменьшение продольной устойчивости самолета прн больших перегрузках вследствие упругости конструкции:

/ - ось жесткости; 2 - корневая хорда; 3 - уменьшение углов атаки концевых сечений; 4 - деформированное крыло; Я - иедеформироваиное крыло; 6 - упругая конструкция; 7 - жесткая конструкция; 8 - смещение вперед точки приложения подъемной силы (уменьшение устойчивости); 9 - изгиб фюзеляжа увеличивает эффективность горизонтального оперения (увеличение устойчивр-стн); 10 - уменьшение эффективности горизонтального оперения (уменьшение устойчивости)

Поэтому на обычном (устойчивом) самолете при дозвуковых скоростях необходима отрицательная величина запаса устойчивости не менее 3 %, которая на трансзвуковых скоростях увеличится (примерно до 7 % при М = 0,9 и до 22...25 % при М = = 1,2), что и приведет к значительному увеличению балансировочного сопротивления.

Избежать этого явления можно, если скомпоновать самолет неустойчивым при дозвуковых скоростях и с небольшим запасом устойчивости при М > 1. Например, истребитель F-16 благодаря большему сдвигу ц. м. назад, чем это возможно на самолете обычной конфигурации (устойчивом при М < 1) при числе М = 0,9 еще неустойчив, а при М = 1,2 запас его статической устойчивости увеличивается лишь до 8 %. Отрицательная подъемная сила горизонтального оперения в этом случае значительно уменьшается, соответственно уменьшается и балансировочное сопротивление.

Однако подобное снижение продольной статической устойчивости самолета должно быть компенсировано активным управлением с помощью горизонтального оперения, т. е. в основе проектирования самолета должна быть так называемая концепция летательного аппарата с конфигурацией, определяемой системой управления. Эта концепция требует использования проводной (электродистанционной) системы управления. Устойчивость самолета искусственно обеспечивается бортовым вычислителем, а команды летчика по электрическим цепям, заменившим обычные механические связи, передаются непосредственно к серводвигателям, приводящим поверхности управления. Преимущества в характеристиках маневренности самолета с конфигурацией, определяемой системой управления, считаются бесспорными.

Следует заметить, что при искусственной продольной устойчивости схема бесхвостка с треугольным крылом вновь привлекает разработчиков боевых самолетов. Эта конфигурация была выбрана для нового французского истребителя Мираж-2000 .

10.3.4. Кабина экипажа высокоманевренного самолета

Маневренные возможности современного истребителя подошли к такому пределу, когда ограничивающим фактором становится физиологическая способность летчика переносить большие перегрузки. Поэтому дальнейшее повышение характеристик маневренности неизбежно связано с повышением этой способности. Другими словами, современному высокоманевренному истребителю необходима кабина, снижающая воздействие на летчика значительных установившихся перегрузок.

Считается, что возникшую проблему можно решить (правильнее сказать - отодвинуть), если летчик в кабине истребителя будет находиться в наклонном положении во избежание действия