Первые конструктивные решения, соответствующие современным взглядам на изменение геометрии крыла, были реализованы в период второй мировой войны, при разработке самолета «Мессершмитт» со стреловидным крылом, угол стреловидности которого мог составлять 35 или 45°, Летные испытания этого самолета не были завершены, и в 1945 г. он был захвачен войсками США. В 194В г. в NACA рассматривалась возможность применения крыла изменяемой геометрии на экспериментальных сверхзвуковых самолетах Х-1 и Х-2. В связи с этим фирме «Белл» было предложено решить эту задачу, используя опыт разработки конструкции прототипа P-110L Самолет обозначенный Х-5, разрабатывался как истребитель-штурмовик, поэтому в процессе проектирования принимались во внимание тактико-технические требования военно-воздушных сил США для самолетов такого типа. Первый из двух построенных экземпляров Х-5 совершил полет 20 нюня 1951 г, На самолете был установлен один турбореактивный двигатель J35-A-17 фирмы «Элдисон» тягой 2220 даН. В дальнейшем предполагалось использовать двигатель J40-WE-2 фирмы «Вестингауз» с системой дожигания, однако ни двигатель, ни форсажная камера на самолете не устанавливались. Характерной чертой системы изменения угла стреловидности крыла была автоматическая компенсация перемещения центра давления относительно центра тяжести самолета при изменении положения крыла. Это обеспечивалось путем перемещения крыла вперед при увеличении угла его стреловидности и позволяло получить приемлемые характеристики устойчивости и управляемости (т.е. маневренность) в используемом диапазоне углов стреловидности на всех этапах полета. Улучшение характеристик взлета н посадки достигнуто не только благодаря возможности установки крыла в положение минимальной стреловидности, но также вследствие использования предкрылков, размещенных почти по всему размаху. При стреловидности 20° размах составляет 9,7 м, а максимальная скорость 967 км/ч, тогда как в положении максимальной стреловидности эти параметры равны соответственно 6,3 м и 1040 км/ч. Во время летных испытаний максимальная стреловидность обеспечила высокую скорость подъема, а минимальная-высокую экономичность на крейсерском режиме и возможность взлета и посадки с использованием короткой взлетно-посадочной полосы (ВПП). Вторым самолетом, на котором использовано крыло изменяемой стреловидности, был «Ягуар» XF10F-1 фирмы «Грумман», предназначенный для морской авиации США, При разработке самолета преследовалась цель обеспечения хороших характеристик при полете на малых скоростях, что важно для палубной авиации, На самолете XF10F-1 устанавливалось крыло, угол стреловидности которого изменялся в диапазоне 13,5-42,5°. Прн наименьшей стреловидности размах составлял 15,42 м, а при наибольшей П,17 м. Первый облет этого самолета был произведен 19 мая 1953 г. Посредством изменения положения крыльев вдоль фюзеляжа механизм установки угла стреловидности «Ягуара» автоматически компенсировал перемещение центра давления относительно центра тяжести самолета. При наибольшем угле стреловидности крыло занимает крайнее переднее положение, а при наименьшем-крайнее заднее. Изменение утла стреловидности должно быть точно синхронизировано с перемещением крыла, иначе расстояние между центром давления и центром тяжести увеличивается настолько, что самолет становится опасно неустойчивым. На само лете «Ягуар» был установлен турбореак тивный двигатель J40-WE-8 с тягой 32,92 кН (3357 к Г) без форсирования н 48,48 кН (4944 кГ) с форсированием. При взлетной массе 14 177 кг самолет развивал максимальную скорость 1175 км/ч. Сравнительный анализ летных данных «Ягуара» и самолета «Демон» F3H-1 фирмы «Макдоннел» (оба самолета использовали одну и ту же силовую установку и имели приблизительно одинаковую взлетную массу) показал, что у самолета изменяемой геометрии аэродинамическое качество возрастает на 15%, а посадочная скорость уменьшается на 25%, но в то же время примерно на 130 км/ч снижается максимальная скорость. Вначале командование морской авиации США заказало 30 самолетов FI0F-1, однако отрицательные результаты летных испытаний и усложненное обслуживание вызвали отказ от этого решения. Из вышеизложенного следует, что переворота в авиационной технике, ожидавшегося от крыла изменяемой стреловидности, не произошло, и первые два самолета с этим по во введением показали недостаточные летные качества, так как многочисленные технические проблемы, связанные с неизбежным усложнением конструкции летательного аппарата, были решены в них не на должном уровне. Использованная кинематическая система перемещения подвижных консолей крыла была слишком сложной, и любая небольшая неточность в изготовлении или не слишком тщательная подготовка к полету приводили, как правило, к аварийной ситуации. Поэтому указанные самолеты не вышли из стадии опытного образца. Это объясняется недостаточным для такого рода задач уровнем технологии s области конструкции самолета, двигателестроения и оборудования, а также малой прочностью и большой плотностью применявшихся материалов. Кроме того, выигрыш, который дает применение крыла изменяемой стреловидности на дозвуковых или околозвуковых, самолетах, слишком мал по сравнению с увеличением массы и усложнением конструкции самолета. В то же время эффективность использования сверхзвуковых самолетов зависит н от их характеристик при полете на дозвуковых скоростях, что делает необходимым применение крыла изменяемой стреловидности, а с технической точки зрения это стало возможным уже в начале 60-х годов. Работы, начатые в США в начале 60-х годов над многоцелевым истребителем ТЕХ (позднее F-111), а затем аналогичные разработки в СССР и Франции были успешно завершены. Таким образом, F-111 стал не только первым сверхзвуковым самолетом изменяемой геометрии, но и первым серийным самолетом этого класса. В настоящее время, по опубликованным данным, производится или готовится к серийному производству несколько типов таких самолетов (табл. 6). Это обусловлено не только достижениями в области двигателестроения и технологии производства летательных аппаратов, но также и военными требованиями.

Аэродинамические характеристики

На начальном этапе разработки самолетов с изменяемой стреловидностью крыла было обнаружено, что решающее значение для самолета, развивающего высокие максимальные скорости, имеет малая посадочная скорость, К началу 70-х годов было установлено, что достигнуть этого можно конструктивно менее сложным и более дешевым способом, если использовать, например, схему крыльев «тандем» (как на самолете «Вигген») или дополнительные поверхности, убираемые (как в самолетах «Мираж-Милан» и Ту-144) или избираемые (как в самолетах «Кфир» С2 и «Мираж» 4000), Благодаря применению тех или иных конструктивных решений посадочная скорость сверхзвукового самолета оказывается близкой к посадочной скорости дозвуковых самолетов. Таким образом, нецелесообразно создавать самолет с изменяемой стреловидностью крыла, предназначенный исключительно для выполнения длительных полетов с максимальной скоростью на большой высоте, поскольку требования взлета и посадки могут быть выполнены другими средствами (именно с этой точки зрении отвергнут проект американского пассажирского самолета с изменяемой стреловидностью крыла). Исключение составляют многоцелевые истребители, для которых необходимы хорошие летно-тактические характеристики при различных условиях полета; особенно это касается полета в неспокойной атмосфере на малой высоте с максимальной скоростью, поскольку аэродинамические характеристики крыла изменяемой геометрии менее чувствительны к неспокойной атмосфере. При проектированни самолета с изменяемой стреловидностью крыла основной проблемой является создание подвижных частей крыла по возможности наибольших площадей размаха в «развернутом» положении, чтобы получить достаточное изменение характеристик. Обе величины зависят от диапазона изменения угла стреловидности. В созданных до сих пор конструкциях максимальный диапазон изменения угла стреловидное составляет 16-72,5° (для самолета F-111), при этом диапазон 20-68° с учетом положения оси поворота в центроплане считается оптимальным. Этот диапазон достаточен для того, чтобы крылья приобретали форму, необходимую для полета как на малой, так и на максимальной скорости, соответствующей даже М = 3. Выше говорилось, что изменение стреловидности вызывает изменение удлинения крыла и относительной толщины профиля. Уменьшение угла стреловидности от 70° до ~27° приводит к увеличению удлинения с 2-3 до 6-8,5 и относительной толщины профиля с 4-6 до 10-12%. Вследствие зтого изменяются соответствующие аэродинамические характеристики. Наиболее важным параметром, отражающим аэродинамические характеристики самолета, является качество, равное отношению подъемной силы к лобовому сопротивлению. Аэродинамическое качество при прочих равных условиях зависит В основном От удлинения крыла, его угла стреловидности и толщины профиля. В дозвуковом диапазоне скоростей можно считать, что качество возрастает при увеличении удлинения и толщины профиля, а также при уменьшении угла стреловид- поста. В сверхзвуковых самолетах постоянной геометрии используются компромиссные значения угла стреловидности в диапазоне 60-45°, которому соответствует максимальное качество 10-12. Из графика видно, ЧТО Крыло изменяемой геометрии на сверхзвуковых скоростях имеет качество выше почти на 100%, а на околозвуковых скоростях почти на 50%, Следовательно, характеристики сверхзвукового самолета с изменяемой стреловидностью крыла на дозвуковых скоростях (патрульный полет истребителя, полет к цели бомбардировщика, ожидание разрешения на посадку и г.ВЕ.) будут значительно лучше, чем у сверхзвукового самолета обычного типа. Другим важным свойством крыла изменяемой геометрии при уменьшении угла стреловидности является рост несущей способности вследствие увеличения удлинения и толщины профиля. Дополнительное увеличение подъемной силы обеспечивается с помощью механизации крыла, например предкрылков и щелевых закрылков, устанавливаемых по всему размаху. При этом эффективность закрылков максимальна на прямых крыльях большого удлинения. Благодаря хорошим взлетно-посадочным характеристикам самолеты с крылом изменяемой стреловидности имеют малую скорость отрыва и посадки по сравнению с обычными самолетами. Поэтому длины разбега и торможения уменьшаются в 1,5-2 раза, а вертикальная составляющая скорости снижения при заходе на посадку с включенным двигателем в 2-2,5 раза. Это упрощает технику пилотирования на таких ответственных этапах полета, как взлет и посадка, а также позволяет использовать самолет на аэродромах с укороченной взлетно-посадочной полосой. На этих этапах полета сверхзвуковой самолет с крылом изменяемой стреловидности имеет характеристики классического дозвукового самолета. Изменение величины коэффициента подъемной силы способствует также уменьшению чувствительности самолета к неспокойной атмосфере b около- и сверхзвуковом полете на малой высоте. Уменьшение этой чувствительности улучшает условия пилотирования (меньшие амплитуды и частоты возмущений), увеличивает точность выполнения боевого задания (например, сброс груза), а также уменьшает нагрузки, действующие на летательный аппарат в полете, и предотвращает чрезмерное утомление экипажа) . В самолетах изменяемой геометрии удельная нагрузка на крыло является одним из наиболее важных параметров. Если самолет должен иметь хорошие взлетно-посадочные характеристики и большую дальность полета на дозвуковой скорости, то следует ориентироваться на малую удельную нагрузку. Если самолет должен выполнять длительные полеты с большой скоростью на малой высоте и быстро разгоняться до сверхзвуковой скорости с одновременным подъемом для проведения воздушного боя, то удельная нагрузка на крыло будет большой. Большинство построенных самолетов с изменяемой стреловидностью крыла принадлежит к классу многоцелевых, поэтому из компромиссных условий для них выбиралась большая удельная нагрузка. Воздействие большой нагрузки на крыло смягчается применением эффективной механизации для взлета и посадки; при этом Еще одним важным достоинством крыла изменяемой геометрии по сравнению с обычным является меньшее сопротивление в процессе преодоления звукового барьера, что позволяет сэкономить топливо и тем самым увеличить дальность полета или полезную нагрузку- Прим. ред. работа механизации синхронна с работой механизма изменения стреловидности. Например, в самолете F-U1 по всему размаху установлены секционированные выдвижные закрылки с утлом отклонения 37° и предкрылки, выдвигаемые вперед и отклоняемые назад.Чтобы обеспечить синхронное, симметричное и одинаковое по величине отклонение механизации, предусмотрено специальное приспособление, выравнивающее относительное положение элементов механизации и в необходимых случаях блокирующее ее. Таким образом, при наличии блокировки механизацией нельзя управлять до тех пор, пока управляющее приспособление не будет отрегулировано на земле до требуемого положения. Кроме того, предусмотрена блокировка закрылков и предкрылков в положениях «выпущено» и «убрано» в зависимости от угла стреловидности крыльев. При стреловидности, большей 26', общий рычаг закрылков и предкрылков блокируется к положении «убрало», а при отклоненных закрылках исключается возможность увеличения угла стреловидности крыла более 26°. Это означает, что закрылки могут отклоняться в диапазоне угла стреловидности крыла 16-26°. Аналогичное блокирующее приспособление препятствует несимметричному отклонению предкрылков. Механизация имеет только два положения убранное и выпущенное. Отклонение закрылков и предкрылков производится с помощью одного рычага, однако закрыл ки не могут отклоняться на угол, больший 15°, если предкрылки не отклонились на угол, равный 28°. Предкрылки не могут быть убраны, если закрылки отклонены на угол, превышающий 15°. Синхронизация отклонения элементов механизации на за данных углах стреловидности крыла связана с тем, что каждый угол соответствует определенным условиям полета: взлет-16°, подъем-26е, экономичный полет на дозвуковой скорости - 26°, полет с большой дозвуковой скоростью-45°, полет с околозвуковой скоростью (до М = = 1,1)-от 55 до 60°, полет со сверхзвуковой скоростью-72,5°. Б процессе проектирования самолета приходится решать важную задачу разработки простого метода увеличения продольной и поперечной управляемости при изменении угла стреловидное™. Проблема состоит в том, что при увеличении угла стреловидности центр давления существенно смещается назад относительно центра тяжести. В результате этого перемещения, приводящего к резко выраженной передней центровке, возрастает продольная устойчивость, что приводит к ухудшению управляемости и увеличению балансировочного сопротивления. Один из способов противодействия этому явлению состоит в размещении оси поворота крыла вне контура фюзеляжа (несколько сзади). Благодаря этому можно уменьшить величину поверхности подвижных частей крыла при сохранении того же размаха. Это в свою очередь уменьшает перемещение центра давления, а неподвижные, относительно большие околофюзеляжные части крыла сохраняют стреловидность, допустимую при полете на больших скоростях. Следует отметить, что увеличение подъемной силы неподвижной части крыла (относительно подвижной) при увеличении угла стреловидности проиводействует перемещению центра давления назад. Это приводит к увеличению эффективного угла атаки, благодаря чему возвращается часть подъемной силы, утраченной при увеличении угла стреловидности. В этом случае продольная устойчивость самолета остается в допустимых пределах во всем диапазоне углов стреловидности и чисел Маха, а небольшие изменения в равновесии могут быть устранены с помощью оперения. Другая проблема, возникающая при изменении стреловидности, связана со снижением эффективности работы элеронов, что ухудшает поперечную управляемость. Эти потери при увеличении угла стреловидности вызваны невыгодным направлением оси отклонения элеронов, уменьшением плеча возникающих на них енл и деформацией крыла (при отклонении элеронов), приводящей к изменению угла атаки элерона в направлении, обратном желаемому. Практически это означает, что достижение заданного угла атаки элерона на стреловидном крыле требует отклонения элерона на больший угол, нежели на прямом крыле. Эта проблема, несмотря на некоторые трудности, была решена почти для всех самолетов при помощи дифференциальных стабилизаторов, интерцепторов ИЛИ элеронов, используемых при углах стреловидности до 45*. Однако такое решение вызывает усложнение конструкции и необходимость применения ряда элементов оборудования, работающего в автоматическом режиме.

Проблемы конструкции

Реализация конструкторских решений, связанных с изменением геометрии крыла в полете, требует разработки и изготовления легких, простых и надежных узлов, исполнительных устройств и т.п. Трудность создания таких устройств заключается в том, что узлы крепления крыла на фюзеляже испытывают значительные силы и моменты, передаваемые с крыла. У многоцелевых истребителей при полете подъемная сила может во много раз (до 8) превышать взлетный вес; поэтому механизмы, осуществляющие изменение геометрии крыла, являются наиболее нагруженными элементами самолета, а их установка связана с нарушением сплошности конструкции фюзеляжа и приводи г к концентрации напряжении. Для обеспечения необходимой прочности конструкции приходится дополнительно усиливать некоторые узлы и элементы, что вызывает увеличение массы самолета. Особые трудности конструирования узла крепления к поворота крыла связаны с тем, что:
-узел состоит из подвижных частей, перемещающихся одна относительно другой, что требует обеспечения минимального трения;
-узел должен занимать ограниченный объем конструкции, высота его должна быть меньше толщины неподвижной околофюзеляжной части крыла;
-конструкция узла должна обладать значительной прочностью и жесткостью во всех возможных положениях крыла относительно фюзеляжа и самолета относительно земли.
Крыло самолета-конструкция упругая, подвергающаяся в полете колебаниям, поэтому узел крепления и поворота крыла должен иметь минимальные зазоры для предохранения конструкции от динамического разрушения и одновременно выполнять определенные функциональные требования. Наконец, механизм изменения геометрии крыла должен обеспечивать абсолютную синхронность отклонения обеих подвижных консолей, поскольку даже малейшая несогласованность движений приводит к нежелательным боковым моментам. При этом необходима высокая надежность узла, поскольку поломка узла или его устройств практически неизбежно становится причиной гибели самолета, С этой точки зрения механизм изменения геометрии крыла должен иметь дублирующую систему, как, например, в двигательной установке. Б соответствии с общими принципами, принятыми в авиации, требованиям к механизму изменения геометрии крыла должна удовлетворять конструкция, достаточно легкая ( с тем чтобы добавочная масса не привела к утрате преимуществ применения изменяемой геометрии), а также простая в изготовлении и обслуживании. Для создания легкого, сильно нагруженного механизма изменения геометрии при ограничении на его объем целесообразно использовать материалы высокой прочности, а для обеспечения его работоспособности при минимальном коэффициенте трения в условиях низких и высоких температур-специальные смазочные средства или материалы, не требующие смазки при трении одной поверхности о другую. Кроме того, конструкционные материалы должны обладать постоянной статической прочностью во время работы при разных температурах и атмосферных условиях, а также высокой динамической и усталостной прочностью под действием вибраций большой частоты и амплитуды при полете в неспокойной атмосфере или при выполнении маневров. При этом следует помнить, что внешние нагрузки подвижных частей крыла (возникающие в полете) складываются из аэродинамических сил, зависящих от условий полета, массовых сил (силы тяжести и инерции), обусловленных собственной массой конструкции крыла и массой расположенных в нем грузов и агрегатов (топливо, оборудование внутри крыла, подвесные грузы), и сил, возникающих при использовании оружия. Под действием таких нагрузок крыло подвергается изгибу и кручению. Эти нагрузки, передающиеся с подвижных элементов конструкции на неподвижные, вызывают реакции четырех видов. Ими являются; перерезывающая сила (вертикальная), действующая в плоскости, параллельной плоскости симметрии самолета; осевая сила (горизонтальная), действующая параллельно оси самолета; изгибающий момент; крутящий момент. Эти реакции определяют размеры узла, соединяющего крыло с фюзеляжем. Изгибающий момент можно заменить парой горизонтальных сил, а крутящий парой вертикальных, поэтому ясно, что конструкция узла крепления должна иметь элементы, способные воспринимать равнодействующую горизонтальных сил и равнодействующую вертикальных сил. В общем случае предполагается, что элементы узла, рассчитанные на перерезывающую силу и изгибающий момент, выдерживают осевую силу и крутящий момент. В самолетах с крылом постоянной геометрии силы и моменты передаются через несколько узлов, конструкция которых может соответствовать индивидуальному характеру приложенной нагрузки. В самолетах изменяемой геометрии эту функцию, очевидно, может выполнять только один узел, обеспечивающий, кроме того, перемещение одних частей крыла относительно других. Это значительно усложняет задачу создания простого и работоспособного узла, поэтому при проектировании первых самолетов с изменяемой стреловидностью рассматривалось большое количество механизмов изменения геометрии по разным кинематическим схемам (принципам действия), По-видимому, наибольшее применение получили два относительно простых решения {рис, 1.53), Первое из них основано на выделении в узле специальных шарниров, воспринимающих по отдельности перерезывающие силы и изгибающий момент. Преимуществом этого решения является ограничение кинематики вращательным движением узла, а недостатком-необходимость применения дополнительного шарнира, воспринимающего перерезывающую силу, Такое решение использовано в самолетах Fill и «Торнадо», а также предусмотрено в проекте сверхзвукового пассажирского самолета «Боинг» 2707, Второе решение основано на использовании одного шарнира с косыми поворотными пластинами, воспринимающими нагрузки обоих видов. Преимуществом этого решения является простота конструкции, а недостатком одновременное появление вращательного и циклического поступательного перемещения. Конструкция такого типа использована в самолете F-14, Шарниры крыла должны свободно вращаться, поэтому в них обычно устанавливаются подшипники скольжения со слоем тефлона, существенно снижающего трение, Вторым слабым местом в конструкции самолета изменяемой геометрии является система привода, состоящая из механизма, изменяющего положение гшднижцых частей крыла, и устройства, синхронизирующего эти перемещения. Эта система должна не только обеспечивать синхронное отклонение плоскостей крыла (обычно также механизации и элеронов), но и быть абсолютно надежной, С этой точки зрения система механизмов изменения положения должна приводиться в движение и воспринимать нагрузки от различных частей крыла по крайней мере двумя независимыми путями, В реализованных до настоящего времени система применяются обычно два гидромотора, связанные между собой механически валом синхронизации поворота крыла и подкрыльных пилонов, что позволяет топливным бакам, бомбам, ракетам и т.п., подвешенным под крылом на пилонах, располагаться вдоль набегающего потока независимо от угла стреловидности. Такая система обычно дополняется управляющим блоком и шарнирно-винтовыми исполнительными механизмами с соответствующими редукторами. Гидромоторы работают в независимых гидравлических системах, поэтому в случае неисправности одной из них возможно нормальное отклонение крыла (с уменьшенной скоростью) при помощи вала синхронизации, В случае одновременного отказа обеих систем предусмотрена блокировка положения крыла. Если система работает нормально, то пилот может выбрать любое желаемое положение из всего диапазона отклонений, при этом соответствующая электронная приоритетная система обеспечивает правильный порядок действий во время изменения положения крыла. Управление положением крыла производится из кабины посредством специального рычага, направление перемещения которого совпадает с направлением перемещения передней кромки, или при помощи соответствующего электрического переключателя. В зависимости от выбранной компоновочной схемы самолета и положения плоскости, разделяющей крыло на подвижные и неподвижные элементы, необходимо производить уплотнение соединений подвижных частей с неподвижными, а в случае, когда задние кромки заходят частично в фюзеляж, уплотнение соединений крыло фюзеляж, В самолете «Торнадо», например, применяется уплотнение в виде пневматических камер с наддувом, которые обеспечивают аэродинамическую «чистоту» соединений b малое интерференционное сопротивление. Камеры, изготовленные из упругого пластика, усиленного стекловолокном, не вносят дополнительных неблагоприятных влияний, например не вызывают флаттера крыла, не снижают ресурс самолета и т.д. Даже из тех немногих проблем, которые перечислены выше, следует, что для реализации преимуществ самолетов с изменяемой геометрией крыла необходим тщательный анализ не только аэродинамических характеристик, функциональности и надежности каждого элемента системы к оборудования, но также весовых, прочностных и кинематических исследований элементов н агрегатов самолета, только комплексное решение этих проблем может сделать самолет изменяемой геометрии эффективным оружием, послушным воле пилота, а в будущем, возможно, и надежным транспортным средством.