Машиностроение. Энциклопедия в сорока томах. Самолеты и вертолеты. Том IV-21. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов - Матвеенко А.М.

Автор: Матвеенко А.М.
Теги: общее машиностроение технология машиностроения машиноведение машиностроение самолетостроение энциклопедия вертолеты
ISBN: 5-217-03121-2
Год: 2004
Похожие
Машиностроение. Энциклопедия в сорока томах
Машиностроение. Энциклопедия в сорока томах. Т II-3. Материалы в машиностроении. Цветные металлы и сплавы. Композиционные металлические материалы
Машиностроение. Энциклопедия. Строительные, дорожные и коммунальные машины. Оборудование для производства строительных материалов. Том IV-9
Машиностроение. Энциклопедия. Том IV-1. Детали машин. Конструкционная прочность. Трение, износ, смазка
Текст
                    МАШИНОСТРОЕНИЕ
ЭНЦИКЛОПЕДИЯ
MECHANICAL ENGINEERING
Encyclopaedia
Главный редактор академик РАН
К.В. Фролов
МАШИНОСТРОЕНИЕ
ЭНЦИКЛОПЕДИЯ
В СОРОКА ТОМАХ
РЕДАКЦИОННЫЙ СОВЕТ
ФРОЛОВ К.В.
Председатель редакционного совета
Члены совета:
БелЯНИН П.Н. (зам. Председателя редсовета и главного
редактора), Колесников К.С. (зам. Председателя редсовета
и главного редактора), Адамов Е.О., АнфиМОВ НА.,
Асташов В.К., Бессонов А.П., БюшгенсГС.,
Васильев В.В., Васильев Ю.С., Воронин Г.П.,
Глебов И.А., Долбенко Е.Т., Жесткова И.Н.,
Кирпичников М.П., Клюев В.В., Коптев Ю.Н.,
Ксеневич И.П., Мартынов И.А., МитенковФ.М.,
Новожилов Г.В., Носов В.Б., Образцов И.Ф.,
Панин В.Е., Паничев Н. А., Патон Б.Е., Пашин В.М.,
Платонов В.Ф., Пугин Н.А., Румянцева О.Н.,
Силаев И.С., Федосов Е. А., Фортов В.Е., Черный Г.Г.,
Шемякин Е.И.
МОСКВА “МАШИНОСТРОЕНИЕ” 2004
Раздел IV
РАСЧЕТ
И КОНСТРУИРОВАНИЕ МАШИН
TomIV-21
САМОЛЕТЫ И ВЕРТОЛЕТЫ
Редактор тома д-р техн, наук
В.Г. Дмитриев
Книга 2
ПРОЕКТИРОВАНИЕ, КОНСТРУКЦИИ
И СИСТЕМЫ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
Редактор-составитель академик РАН
А.М. Матвеенко
Ответственный редактор академик РАН
К.С. Колесников
Редакторы: Г.В. Новожилов, Р.А. Беляков (Становление и развитие авиации),
Н.К. Лисейцев (Конструкция и проектирование самолетов),
М.Н. Тищенко (Конструкция и проектирование вертолетов),
А.М. Матвеенко (Бортовые системы и оборудование самолетов и вертолетов),
А.Д. Миронов (Летно-конструкторские (заводские) испытания самолетов и вертолетов),
А.М. Матвеенко (Обеспечение надежности авиационных систем и безопасности полета),
И.К. Мулкиджанов (Сертификация авиационной техники и се производства
в гражданской авиации)
МОСКВА “МАШИНОСТРОЕНИЕ” 2004
УДК 621.01/03
ББК 34.44
М38
Авторы: А.М. Матвеенко, А.И. Акимов, М.Г. Акопов, Н.В. Алексеев,
Б.С. Алешин, Ю.В. Андреев, Е.В. Арнаутов, П.А. Бакулев, М.П. Балашов,
Р.А. Беляков, В.И. Близнюк, Ю.С. Богданов, В.Я. Бочаров, К.К. Васильчен-
ко, К.К. Веремеенко, И.Л. Виноградов, Д.И. Воскресенский, В.Н. Далин,
В.Т. Дедеш, А.В. Дмитриев, В.Г. Долгушев, Ю.А. Егоров, О.А. Завалов,
Ю.М. Игнаткин, В.А. Касьяиииков, В.А. Киселев, О.Г. Клочков, А.Г. Круг-
лов, В.А. Комаров, Б.В. Кошелев, А.Н. Красоткии, В.В. Кушнерев, В.А. Ле-
онов, А.В. Лещин, Н.К. Лисейцев, В.В. Мальчевский, А.Д. Миронов,
С.В. Михеев, А.П. Мишин, В.Ф. Мишин, И.К. Мулкиджанов, Ю.Г. Муш-
карев, М.С. Неймарк, Г.В. Новожилов, В.Ф. Павленко, М.М. Павлов,
Г.С. Панатов, И.М. Пашковский, Б.К. Поплавский, В.А. Постинков,
Ю.Н. Пугачев, Е.И. Ружицкий, О.В. Саенко, Г.И. Северин, Г.Н. Сироткин,
Д.Д. Скулков, Ю.И. Сиешко, С.И. Солодовников, А.А. Сосиовский, А.Н. Сте-
паненко, Д.Ю. Стрелец, Р.Х. Теиишев, В.А. Тихонов, М.Н. Тищенко,
А.В. Тювин, Е.Г. Харин, Б.М. Хилькевич, Л.Г. Цесарский, А.И. Черномор-
ский, И.С, Шумилов, Ю.М. Шустров
Рецензент академик РАН Г.С.Бюшгенс
Рабочая группа Редакционного совета: К.С.Колесииков, В.К.Асташов,
П.Н.Беляпии, А.П.Бессонов, В.В.Васильев, Н.Ф.Иванникова, Г.В.Мост-
тин, Е.Т.Долбенко, И.Н.Жесткова
Машиностроение. Энциклопедия / Ред. совет: К.В. Фролов (пред.) и др. - М.: Машиностроение.
М38	Самолеты и вертолеты. Т. IV-21, Проектирование, конструкции и системы самолета»
и вертолетов. Кн.2 / А.М.Матвеенко, А.И.Акимов, М.Г.Акопов и др.; Под общ. рел.
А.М. Матвеенко. - 752 с.; ил.
Приведены классификация самолетов и вертолетов, варианты их компоновок, конструктив-
ные особенности обусловленные ролью и местом в народном хозяйстве и обороне страны, а
также перспективы их развития.
Описаны основные этапы проектирования и конструирования самолетов и вертолетов раз-
личного назначения. Дано описание бортовых систем н оборудования. Рассмотрены вопросы
наземных и летных испытаний самолетов и вертолетов, обеспечения надежности авиационных
систем и безопасности полета, а также сертификации авиационной техники.
УДК 621.01/03
ББК 34.44
ISBN 5-217-03121-2 (Т. ГУ-21, кн. 2)
ISBN 5-217-01949-2
© Издательство "Машиностроение", 2004
ОГЛАВЛЕНИЕ
СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ............ 10
ПРЕДИСЛОВИЕ.................. 12
Раздел 1. СТАНОВЛЕНИЕ И РАЗВИ-
ТИЕ АВИАЦИИ................... 13
Глава 1.1. САМОЛЕТЫ И ВЕРТОЛЕТЫ
В СОВРЕМЕННОМ МИРЕ
(Е.И.Ружицкий)................ 13
1.1.1.	Начальный период развития
авиации.................. 13
1.1.2.	Классификация самолетов и
вертолетов............... 16
1.1.3.	Состояние и перспективы раз-
вития авиации............ 17
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗО-
ВЫЕ САМОЛЕТЫ (Г.В. Ново-
жилов, Ю.А.Егоров).............20
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ	САМОЛЕТЫ
(Р.А.Беляков,	Ю.В.Андреев,
Д.Ю. Стрелец,	В.И.Близнюк,
С. И. Солодовников') ...... 49
1.3.1.	Классификация самолетов-ис-
требителей .................... 49
1.3.2.	Хронология развития манев-
ренной боевой авиации .... 59
1.3.3.	Связь характеристик манев-
ренности с конструктивными
параметрами.................... 53
1.3.4.	Эволюция конструкции пла-
нера и систем боевого манев-
ренного самолета................60
1.3.5.	Особенности конструкции
штурмовой авиации...............67
1.3.6.	Развитие систем управления
маневренных самолетов .... 67
1.3.7.	Боевые маневренные самоле-
ты последних поколений ... 69
1.3.8.	Тяжелые ударные самолеты	gf)
Глава 1.4. САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИА-
ЦИИ (Г.С.Панатов)....................92
Глава 1.5. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬ-
НОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
(СВВП)...............................104
1.5.1.	Схемы и особенности конст-
рукций (В. Ф. Павленко) ... 104
1.5.2.	Проблемы разработки и пер-
спективы развития (Н.К.Ли-
сейцев)...................... 116
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО
НАЗНАЧЕНИЯ........................ 124
1.6.1.	Вертолеты народнохозяйствен-
ного применения (Ю.С.Богда-
нов)......................124
1.6.2.	Вертолеты военного назначе-
ния {Е.И.Ружицкий, С.В.Ми-
хеев).....................133
1.6.3.	Корабельные вертолеты
(В.А.Касьянников).............143
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ...................151
Раздел 2. КОНСТРУКЦИЯ И ПРО-
ЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕ-
ТОВ ......................153
Глава 2.1. ОРГАНИЗАЦИЯ И ОСНОВЫ
МЕТОДОЛОГИИ ПРОЕКТИ-
РОВАНИЯ (Н.К.Лисейцев) 153
2.1.1.	Задачи и организация процес-
са проектирования.............153
2.1.2.	Исходные данные на проекти-
рование ......................156
2.1.3.	Методологические основы ав-
томатизированного проекти-
рования ......................157
Глава 2.2. ВЫБОР СХЕМЫ И СИЛО-
ВОЙ УСТАНОВКИ САМО-
ЛЕТА (В.Ф.Мшиии).................. 163
2.2.1. Схемы самолетов и особенно-
сти их продольной баланси-
ровки ....................163
2.2.2. Силовые установки и их ха-
рактеристики ..............168
Глава 2.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОЕКТ-
НЫХ ПАРАМЕТРОВ (Н.К.Ли-
сейцев)............................176
2.3.1. Постановка задачи проектиро-
вания. Номенклатура проект-
ных переменных............176
б
ОГЛАВЛЕНИЕ
2.3.2.	Методика и структура алго-
ритма определения проектных
параметров....................181
2.3.3.	Оптимизация в проектирова-
нии ......................... 185
2.3.4.	Принципы построения и
структура подсистемы автома-
тизированного формирования
облика самолета (АФОС) 188
Глава 2.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССОВО-
ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕ-
РИСТИК САМОЛЕТА (Н.КЛи-
сейцев).................... 192
2.4.1.	Классификация масс. Уравне-
ние баланса масс............... 192
2.4.2.	Определение массы самолета 194
2.4.3.	Определение моментов инер-
ции самолета................... 198
Глава 2.5, КОМПОНОВКА И ЦЕН-
ТРОВКА САМОЛЕТА
(В. В. Мальчевский).................. 199
2.5.1.	Задачи компоновки, ее связь
с синтезом схемы и состав-
ляющие процесса компо-
новки ......................... 199
2.5.2.	Аэродинамическая компоновка 201
2.5.3.	Объемно-весовая компоновка 204
2.5.4.	Конструктивно-силовая ком-
поновка ....................... 214
2.5.5.	Увязка формы и построение
внешних обводов самолета ... 219
2.5.6.	Оформление результатов ком-
поновки. Общие виды само-
лета .........................  225
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
(В А. Комаров)....................... 226
2.6.1. Конструкция несущих поверх-
ностей .....................229
2.6.2. Проектирование конструкций 238
Глава 2.7. ФЮЗЕЛЯЖ(В.А.Киселев) ... 252
2.7.1.	Назначение и особенности
проектирования................. 252
2.7.2.	Основные параметры фюзе-
ляжа и их влияние на его
характеристики................. 253
2.7.3.	Форма фюзеляжа...........256
2.7.4.	Выбор параметров фюзеляжа
многоместных пассажирских
самолетов.......................260
2.7.5.	Нагрузки, действующие на
фюзеляж.........................264
2.7.6.	Конструктивно-силовые схемы
фюзеляжей...................... 265
Глава 2.8. ШАССИ (А.В.Лещин, А.В.Дми-
триев)	.............. 270
2.8.1.	Схемы	шасси.............. 271
2.8.2.	Нагрузки, действующие на
шасси.......................... 281
2.8.3.	Конструкция шасси......282
2.8.4.	Выбор параметров шасси , . . 288
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ..................294
Раздел 3. КОНСТРУКЦИЯ И ПРО-
ЕКТИРОВАНИЕ ВЕРТО-
ЛЕТОВ ...................297
Глава 3.1. КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ВЕР-
ТОЛЕТОВ (М.Н.Тищенко) ... 297
3.1.1.	Классификация критериев
эффективности.................297
3.1.2.	Функциональная эффектив-
ность ........................298
3.1.3.	Экономическая эффективность
эксплуатации вертолета .... 303
Глава 3.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕ-
МЫ ВЕРТОЛЕТОВ И ИХ
АНАЛИЗ (Ю.М,Игнаткин) 304
3.2.1.	Одновинтовая схема с рулевым
устройством...................304
3.2.2.	Двухвинтовые схемы .... 309
3.2.3.	Многовинтовые схемы .... 315
3.2.4,	Вертолеты с реактивным при-
водом несущего винта . . . 317
3.2.5.	Винтокрылы.............319
3.2.6.	Преобразуемые вертолеты . . . 320
Глава 3.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
ВЕРТОЛЕТА И ИХ ВЫБОР
(Ю.С,Богданов).....................324
3.3.1.	Исходные данные и ограни-
чения при проектировании
вертолетов................... 324
3.3.2.	Выбор основных параметров
вертолета.....................326
3.3.3.	Выбор двигателя........334
Глава 3.4. РАСЧЕТ МАССЫ ВЕРТО-
ЛЕТА (Ю. С. Богданов) .... 335
3.4.1.	Классификация масс вертолета 335
3.4.2.	Предварительное определение
взлетной массы вертолета . . . 338
3.4.3.	Расчет масс основных агре-
гатов и систем вертолета..... 339
3.4.4.	Расчет взлетной массы верто-
лета .........................348
Глава 3.5. КОМПОНОВКА ВЕРТО-
ЛЕТА (Й9. С. Богданов)... 349
3.5.1. Аэродинамическая компо-
новка ...................350
3.5.2. Объемно-весовая компоновка 358
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕР-
ТОЛЕТА (В.НДалин, ДД.Скул-
ков, О.А.Завалов)........365
3.6.1.	Несущий винт...........365
3.6.2.	Система привода	винта .... 370
3.6.3.	Система управления вертоле-
том ..........................382
3.6.4.	Каркасные агрегаты.....390
3.6.5.	Шасси..................397
ОГЛАВЛЕНИЕ
7
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ..............403
Раздел 4. БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ И
ОБОРУДОВАНИЕ САМО-
ЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ 405
Глава 4.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
САМОЛЕТОВ (В.Я.Бочаров,
И.С.Шумилов)............405
4.1.1.	Органы управления самолетом 406
4.1.2.	Управляющая часть системы
управления...................412
4.1.3.	Исполнительная часть систе-
мы управления................428
4.1.4.	Надежность систем управления 442
Глава 4.2. ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИ-
ОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ 445
4.2.1. Общие положения (А.И.Черно-
морский, М.П. Балашов).....445
4.2.2.	Навигационные приборы и
системы (А.И.Черноморский,
А.В.Тювин, К.К.Веремеенко) . . . 446
4.2.3.	Приборы и системы измере-
ния высотно-скоростных па-
раметров (Н.В. Алексеев) .... 458
4.2.4.	Пилотажно-навигационные ком-
плексы (Б.С.Алешин, М.П.Ба-
лашов, ВАТихонов)............... 466
4.2.5.	Системы отображения инфор-
мации (Ю.Г.Мушкарев)............. 469
4.2.6.	Бортовая вычислительная
система (Б.С.Алешин)............. 471
4.2.7.	Программно-алгоритмическое
обеспечение пилотажно-на-
вигационного комплекса
(К.К.Веремеенко)..................АП
4.2.8.	Концепция требуемых навига-
ционных характеристик пило-
тажно-навигационного обору-
дования (Б.В.Кошелев)............474
Глава 4.3. БОРТОВОЕ РАДИОТЕХНИ-
ЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
(ПА.Бакулев, Д.И.Воскресенс-
кий, АА.Сосновскии) ................ 476
4.3.1.	Классификация и состав обо-
рудования ...................... 476
4.3.2.	Радиосвязное оборудование 478
4.3.3. Радионавигационное оборудо-
вание ...........................480
4.3.4.	Спутниковые радионавигаци-
онные системы...................482
4.3.5.	Радиосистемы ближней нави-
гации ..........................484
4.3.6.	Радиосистемы посадки .... 486
4.3.7.	Доплеровские измерители
скорости........................489
4.3.8.	Радиовысотомеры...........492
4.3.9.	Автоматические радиокомпасы 493
4.3.10.	Радиолокационное оборудова-
ние ............................495
4.3.11.	Антенны бортовых радиоэлек-
тронных систем.................501
Глава 4.4. ЭЛЕКТРОТЕХНИЧЕСКОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ (О.Г.Клоч-
ков, В.В.Кушнерев, В.А.Поспиш-
ков)................................506
4.4.1.	Общие положения.........506
4.4.2.	Системы	электроснабжения 510
4.4.3.	Электрические приводы и ме-
ханизмы ...................... 529
4.4.4.	Электрооборудование топлив-
ной системы................... 539
4.4.5.	Светотехническое оборудова-
ние ...........................540
4.4.6.	Основные тенденции развития
электротехнического оборудо-
вания .........................542
Глава 4.5. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ И
ГАЗОВЫЕ СИСТЕМЫ
(ДМ. Матвеенко, В.Г. Долгушев,
IO.H. Пугачев)......................542
4.5.1.	Структура и определение пара-
метров гидравлических и газо-
вых систем летательных ап-
паратов .......................542
4.5.2.	Гидравлические системы . . . 550
4.5.3. Графоаналитический метод
анализа режимов работы и
расчета гидропривода функци-
ональных систем................557
4.5.4.	Гидропривод основных функ-
циональных систем.............. 562
4.5.5.	Агрегаты гидравлических сис-
тем .......................... 569
4.5.6.	Этапы и методы проектирова-
ния гидравлических систем 573
Глава 4.6. СИСТЕМЫ РЕГУЛИРОВА-
НИЯ ДАВЛЕНИЯ И КОН-
ДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗ-
ДУХА В КАБИНАХ И ОТСЕ-
КАХ (Ю.М.Шустров).........579
4.6.1.	Влияние высотных полетов на
организм человека...............579
4.6.2.	Регулирование давления воз-
духа в кабинах и отсеках .... 586
4.6.3.	Кондиционирование воздуха 594
Глава 4.7. ИНДИВИДУАЛЬНЫЕ СИС-
ТЕМЫ ЖИЗНЕОБЕСПЕ-
ЧЕНИЯ И СПАСЕНИЯ
(М.Г.Акопов, Г.И.Северин) ... 612
4.7.1.	Индивидуальные системы
обеспечения жизнедеятель-
ности .......................... 615
4.7.2.	Средства аварийного спасения
экипажей........................ 621
4.7.3.	Система спасения и эвакуации
пассажиров самолета граждан-
ской авиации в аварийных
ситуациях....................... 632
8
ОГЛАВЛЕНИЕ
4.7.4.	Парашютные системы.... 633
Глава 4.8. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬ-
НЫЕ И ПРОТИВОПОЖАР-
НЫЕ СИСТЕМЫ (Р.Х.Тени-
шев, М.Г.Акопов).................. 636
4.8.1. Противообледенительные си-
стемы .................. 636
4.8.2. Средства противопожарной и
противовзрывной защиты
самолетов............... 642
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ................. 649
Раздел 5. ЛЕТНО-КОНСТРУКТОР-
СКИЕ (ЗАВОДСКИЕ)
ИСПЫТАНИЯ САМОЛЕ-
ТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ ... 652
Глава 5.1. НАЗЕМНЫЕ РАБОТЫ И
ПОДГОТОВКА ОПЫТНОГО
ВОЗДУШНОГО СУДНА К
ПЕРВОМУ ИСПЫТАТЕЛЬ-
НОМУ ПОЛЕТУ....................... 653
5.1.1.	Подготовительные наземные
работы на самолете (И. М. Паш-
ковский) ............ 653
5.1.2.	Подготовка информационно-
измерительной системы
(Г.НСнроякин)............... 654
5.1.3.	Подготовка летного экипажа
(И.М.Пашковский).............655
5.1.4.	Определение массы, координат
центра масс и моментов инер-
ции (Ю.И.Снешко)............ 656
5.1.5.	Наземные проверки работо-
способности и оценка соот-
ветствия требованиям харак-
теристик бортовых функци-
ональных систем и оборудо-
вания ВС (И.М.Пашковский)	656
5.1.6.	Комплексная оценка ВС при
движении по аэродрому и при
подлетах (И.М.Пашковский) 657
5.1.7	Наземные испытания и под-
готовка вертолета к первому
вылету (А.И.Акимов)......... 658
Глава 5.2. МЕТОДЫ ЛЕТНЫХ ИСПЫТА-
НИЙ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ 659
5.2.1.	Программы испытаний опыт-
ного воздушного судна
(И.М.Пашковскии)............ 659
5.2.2.	Первый вылет опытного са-
молета (К.К.Васильченко) . . . 660
5.2.3.	Определение характеристик
устойчивости и управляемости
самолета (Ю.И.Снешко) .... 661
5.2.4.	Определение летно-техничес-
ких характеристик (А.Д.Миро-
нов, Б.М. Хилъкевич) ... 665
5.2.5.	Определение характеристик
маневренности самолета
(О. В. Саенко).......... 666
5.2.6.	Определение взлетно-поса-
дочных характеристик само-
лета (А.И.Степаненко) .... 668
5.2.7.	Летные прочностные испыта-
ния самолета (Е.В.Арнаутов) 669
5.2.8.	Испытания самолета в пре-
дельной области. Установле-
ние эксплуатационных огра-
ничений (Ю.И.Снешко)............ 671
5.2.9.	Летные испытания силовых
установок и их систем (В.ТДе-
Эеш)............................673
5.2.10.	Летные испытания пилотажно-
навигационных комплексов 675
(Е.Г.Харин).....................
5.2.11.	Оценка безопасности в особых
случаях полета (М.М.Павлов) 677
5.2.12.	Методы специальных летных
исследований критических режи-
мов самолетов (И.М.Пашковский) 678
5.2.13.	Методы автоматизированной
обработки полетных материа-
лов и управления летным экс-
периментом (В.А.Леонов) . . . 682
5.2.14.	Методы идентификации ха-
рактеристик (Б. К.Поплавский) 683
5.2.15.	Летные сертификационные
испытания (А.И. Степаненко) 684
5.2.16.	Особенности летных испыта-
ний опытного вертолета
(А.И.Акимов)....................686
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ....................690
Раздел 6. ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖ-
НОСТИ АВИАЦИОННЫХ
СИСТЕМ И БЕЗОПАСНО-
СТИ ПОЛЕТА............................693
Глава 6.1. ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ
(М.Е.Акопов, М.С.Неймарк,
Л.Г.Цесарский)........................693
6.1.1. Показатели надежности и бе-
зопасности самолета и его си-
стем ...........................694
6.1.2. Показатели эксплуатационной
эффективности самолета . . . 694
Глава 6.2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ КОНТ-
РОЛЬНЫХ УРОВНЕЙ ПО
БЕЗОТКАЗНОСТИ ФУНК-
ЦИОНАЛЬНЫХ СИСТЕМ
(М.Г.Акопов, М.С.Неймарк,
Л.Г.Цесарский)........................695
6.2.1. Обеспечение требований по
безопасности полета ........... 695
6.2.2. Обеспечение требований по
регулярности полета и регу-
лярности вылета................ 696
Глава 6.3. ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖ-
НОСТИ СИСТЕМ И БЕЗО-
ПАСНОСТИ ПОЛЕТА ПРИ
ПРОЕКТИРОВАНИИ (М.Г.Ако-
пов, М.С.Неймарк, Л.Г.Цесарский) 697
ОГЛАВЛЕНИЕ
9
6.3.1.	Порядок выполнения работ 697
6.3.2.	Составление перечня потен-
циально возможных функцио-
нальных отказов...............697
б.З'.З	. Определение последствий и
степени опасности функцио-
нальных отказов систем само-
лета .........................701
6.3.4.	Определение множеств ка-
тастрофических событий, ожи-
даемых условий эксплуатации,
ошибочных действий экипажа
и вероятностей событий их
составляющих..................703
6.3.5.	Определение допустимых мето-
дов эксплуатации систем и аг-
регатов самолета..............704
Глава 6.4. ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖНО-
СТИ И БЕЗОПАСНОСТИ
СИСТЕМ В ЭКСПЛУА-
ТАЦИИ (М.Г.Акопов, М.С.Ней-
марк, Л.Г.Цесарский).......704
6.4.1. Принципы проведения дора-
боток и мероприятий по со-
вершенствованию техничес-
кого обслуживания................704
6.4.2. Критерии совершенствования
режима технической эксплуа-
тации ...........................705
Глава 6.5. МЕТОДЫ РАСЧЕТА ПОКА-
ЗАТЕЛЕЙ НАДЕЖНОСТИ
СИСТЕМ (М. Г. Акопов,
М.С.Неймарк, Л.Г.Цесарский) 707
6.5.1.	Терминология и основные по-
ложения .........................707
6.5.2.	Использование булевой модели
надежности.......................711
6.5.3.	Системы с разнотипными отка-
зами элементов...................714
6.5.4.	Учет очередности отказов эле-
ментов ..........................715
6.5.5.	Параллельные системы .... 715
6.5.6.	Метод статистических испыта-
ний .........................717
6.5.7.	Использование физических мо-
делей систем.................717
6.5.8.	Восстанавливаемые авиацион-
ные системы..................717
6.5.9.	Интервальная оценка вероят-
ности безотказной работы
системы..................... 719
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ................ 721
Раздел 7. СЕРТИФИКАЦИЯ АВИА-
ЦИОННОЙ ТЕХНИКИ
ГРАЖДАНСКОГО НАЗНА-
ЧЕНИЯ ............................723
Глава 7.1. ПРАВОВЫЕ ОСНОВЫ СЕР-
ТИФИКАЦИИ (А. Г Круглов,
А.П.Мишин)........................723
Глава 7.2. АВИАЦИОННЫЕ ПРАВИЛА,
ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ ПРИ
СЕРТИФИКАЦИИ АТ
(И.К.Мулкиджанов).......724
Глава 7.3. СЕРТИФИКАЦИЯ ТИПА
АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ
(А.Н.Красоткин).........731
7.3.1. Этапы сертификации типа
авиационной техники .... 732
7.3.2. Особенности сертификации
некоторых видов авиационной
техники.................736
Глава 7.4. СЕРТИФИКАЦИЯ ПРОИЗ-
ВОДСТВА АВИАЦИОННОЙ
ТЕХНИКИ (И.Л.Виноградов) 738
7.4.1. Основные документы, регла-
ментирующие сертификацию
производства............738
7.4.2. Этапы сертификации произ-
водства .................. .	. 739
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ................741
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ.............742
СПИСОК СОКРАЩЕНИИ
АНЗ -
АОН -
АП
АРЗ -
АРМ -
АРУ -
АСНИ -
AC PC -
АСТПП
АСУ
АФОС-
ВВС
БИНС 
БКДУ
ВМС
БПЛА
БРС
БРУУС
БРЭО
БСУ
БУК
ВВТ
ВО
ВОГ
ВПП
ВПУ
впх
ВРД
ВС
ВСП
ВСУ
вех
ВТГ
аэронавигационный запас топлива;
авиация общего назначения;
авиационные правила;
автомат регулирования загрузки;
автоматизированное рабочее место;
автомат регулирования управления;
автоматизированная система науч-
ных исследований;
аварийно-спасательная радиостан-
ция;
-	автоматизированная система тех-
нологической подготовки производ-
ства;
автоматизированная система управ-
ления;
автоматизированное формирование
облика самолета;
бортовая вычислительная система;
бесплатформенная инерциальная на-
вигационная система;
бортовая кислорододобывающая уста-
новка;
	ближнемагистральный самолет;
	беспилотный летательный аппарат;
	бортовая радиостанция;
•	блок продольной устойчивости и
управляемости (расчетный);
	блок радиоэлектронного оборудова-
ния;
	блок силовой установки (расчетный);
	блок управления и контроля;
	воздухо-воздушный теплообменник;
-	вертикальное оперение;
-	волоконно-оптический гироскоп;
-	взлетно-посадочная полоса;
-	взлетно-посадочные устройства;
-	взлетно-посадочные характеристики;
-	воздушно-реактивный двигатель;
-	воздушное судно;
-	высотно-скоростные параметры;
-	вспомогательная силовая установка;
-	высотно-скоростная характеристика;
-	волновой твердотельный гироскоп;
ВУ — выходное устройство;
ГКС — главные касательные силы;
ГО — горизонтальное оперение;
ГСН — головка самонаведения;
ГСП — гиростабилизированная платформа;
ГТД — газотурбинный двигатель;
ДМС — дальнемагистральный самолет.
ДНА — диаграмма направленности антенн;
ДНГ — динамически настраиваемый гиро-
скоп;
ДПИ — датчик первичной информации;
ДПС - дозвуковой пассажирский самолет;
ДРЛО - дальнее радиолокационное обнару-
жение;
ДУС — датчик угловых скоростей;
ЖРД - жидкостно-реактивный двигатель;
ИВСП - индикаторы высотно-скоростных па-
раметров;
ИИБ - инерциальный измерительный блок;
ИИС - информационно-измерительная си-
стема;
ИКВ — инерциальная курсовертикаль;
ИКВСП — информационный комплекс высот-
но-скоростных параметров;
ИНП — индикаторы навигационно-плановые;
ИНС — инерциальная навигационная система;
ИПНС — информационная пилотажно-нави-
гационная система;
ИУП — информационно-управляющее поле;
КБО — комплекс бортового оборудования;
КБТИ — комплекс бортовых траекторных из-
мерений;
ККС — контрольно-корректиругощая стан-
ция;
КО КГ - кольцевой оптический квантовый ге-
нератор;
КОЛС — квантовая оптико-локационная стан-
ция;
КСС — конструктивно-силовая схема;
КСЦПНО — комплекс стандартного цифро-
вого пилотажно-навигационного обо-
рудования;
КУР — курсовой угол радиостанции;
СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ
11
КЭМ — конечно-элементная модель;
КЭНС - корреляционно-экстремальная нави-
гационная система;
ЛА - летательный аппарат;
ЛГ - лазерный гироскоп;
ЛИДБ - летно-испытательная доводочная база
ЛКИ - летно-конструкторские испытания;
ЛПИ - летные прочностные испытания;
ЛТХ - летно-технические характеристики;
ЛФИ - летные флатерные испытания;
МВЛ - местная воздушная линия;
МГВ - малогабаритная вертикаль;
МКЭ - метод конечных элементов;
МСУ - механическая дистанционная систе-
ма управления;
НАЗ - носимый аварийный запас;
НАР - неуправляемая авиационная ракета;
НБУ — необратимое бустерное управление;
НВ - несущий винт;
НИСЗ — навигационный искусственный спут-
ник Земли;
НЛГ - нормы летной годности;
НРМД - нелокализованный разлет масс двига-
теля;
НС — навигационная система;
НСП - несущие и стабилизирующие поверх-
ности;
НУРС - неуправляемый ракетный снаряд
НЧФ - носовая часть фюзеляжа;
ОСС - обзорно-сравнительные системы;
ОТТ	- общие технические требования;
ОШ	— общий шаг;
ОЭС - оптико-электронная система прице-
ливания и поиска цели;
ПВД - приемник воздушного давления;
ПВРД - прямоточный воздушно-реактивный
двигатель;
ПД — поршневой двигатель;
ПКА - подсистема космических аппаратов;
ПКУ - подсистема контроля и управления;
ПНК — пилотажно-навигационный комп-
лекс;
ПНО — пилотажно-навигационное оборудо-
вание;
ПОС - противообледенительная система;
ППЧВ — привод постоянной частоты враще-
ния;
ПуВРД- пульсирующий воздушно-реактив-
ный двигатель;
ПЭР - прямые эксплуатационные расходы;
РВ - рулевой винт;
РГАБ - радиогидроакустический буй;
РЛС — радиолокационная система;
РНТ - радионавигационные точки;
РП - рулевой привод;
РСБН — радиосистема ближней навигации;
РСДН - радиосистема дальней навигации;
РСП - радиосистема посадки;
РТО - радиотехническое оборудование;
РТУ - радиотехническое устройство;
РУ - рычаги управления;
РЭП - радиоэлектронное противодействие;
САПР - система автоматизированного проек-
тирования;
САУ - система автоматического управления;
САХ. - средняя аэродинамическая хорда;
СБИ - система бортовых измерений;
СВВП - самолет вертикального взлета и по-
садки;
СВС - система воздушных сигналов;
СГАС - самолетная гидроакустическая станция;
СГФ — строительная горизонталь фюзеляжа;
СДУ - система дистанционного управления;
СК.ВП — самолет с коротким взлетом и посад-
кой;
СК.0 - среднее квадратическое отклонение;
СМС - среднемагистральный самолет;
СПС - спутниковая навигационная система;
СРО - самолетный радиолокационный от-
ветчик;
ССП - система счисления пути;
СУБД - система управления базой данных;
СУВ	- система управления вооружением;
СУУ - система улучшения устойчивости и
управляемости;
СШУ - система штурвального управления;
СЭС - система электроснабжения;
ТВВД - турбовинтовентиляторный двигатель;
ТВД	-	турбовинтовой двигатель;
ТЗ	-	техническое задание;
ТО	-	техническое обслуживание;
ТРД	-	турбореактивный двигатель;
ТРДД - двухконтурный турбореактивный
двигатель;
ТРДДФ - то же, с форсажной камерой;
ТРДФ -турбореактивный двигатель с фор-
сажной камерой;
ТТТ - тактико-технические требования;
ТХ - турбохолодильник;
УВД - управление воздушным движением;
УЗ - устройства загрузки;
УР - управляемая ракета;
ФАР - фазированная антенная решетка;
ХЧФ - хвостовая часть фюзеляжа;
ЦГВ - центральная гировертикаль;
ЦШ - циклический шаг;
ЭГУ - электрогидравлический усилитель;
ЭДСУ - электродистанционная система уп-
равления;
ЭОП - эффективно отражающая поверх-
ность;
ЭСК - элемент связи каналов
ПРЕДИСЛОВИЕ
Самолеты, появившиеся в начале XX
века, очень быстро превратились в незамени-
мый скоростной вид транспорта, а также в
весьма эффективное средство для решения
военных и ряда других задач, связанных с
функционированием государств. Вертолеты,
хотя и появились примерно на 40 лет позже
самолетов, сегодня также играют значитель-
ную роль в экономике и обеспечении оборо-
носпособности государств.
Самолеты и вертолеты — самые распро-
страненные виды летательных аппаратов (ЛА),
обладающие существенным потенциалом раз-
вития. Это объясняется тем, что освоенная
область скоростей и высот полета, в которой
возможна реализация аэродинамического
принципа полета, очень мала, а потребности
человека в таких аппаратах постоянно воз-
растают.
Современный самолет или вертолет —
это сложный технический комплекс. Помимо
планера и силовой установки, в наибольшей
степени характеризующих их как ЛА, в него
входят ряд функциональных элементов и сис-
тем: управления, связи и навигации по про-
филю полета, жизнеобеспечения и спасения,
энергопитания, а также различное оборудова-
ние и снаряжение, предназначенные для вы-
полнения целевых функций.
Характерной особенностью такого ЛА
является высокая степень интеграции его
структурных и функциональных элементов, а
также автоматизации процессов управления
режимами работы подсистем и конфигура-
цией функциональных элементов.
Особенно высокий уровень насыщенно-
сти авионикой и вычислительными машина-
ми характерен для некоторых видов боевых и
информационных авиационных комплексов.
Авиастроение —- высокотехнологическая,
наукоемкая отрасль промышленности, полно-
ценное функционирование и развитие кото-
рой под силу лишь мощным высокоразвитым
индустриальным странам и их объединениям.
Конкурентная борьба за рынки сбыта
авиационной техники стимулирует ее посто-
янное совершенствование на основе научно-
технического прогресса. В свою очередь, пот-
ребности развития авиации оказывают стиму-
лирующее влияние на развитие материалове-
дения, микроэлектроники, двигателестроения,
вычислительной техники и других отраслей
науки и техники, в значительной мере опре-
деляющих уровень развития государств.
Россия унаследовала от СССР статус ве-
ликой авиационной державы. Сохранение
его — это не только важнейшая экономичес-
кая, но и политическая задача, решение кото-
рой будет способствовать сохранению высо-
кого авторитета России в мировом сообществе.
В энциклопедии рассмотрены важней-
шие фазы жизненного цикла ЛА, включая
проектирование и разработку его конструкции,
наземные и летные испытания, а также серти-
фикацию.
В первом разделе приведена классифи-
кация ЛА, рассматриваются роль и место
авиации в современном мире, а также пер-
спективы ее развития. На примере характер-
ных типов самолетов и вертолетов показана
динамика развития их конструкций, систем и
характеристик.
Во втором и третьем разделах рассмот-
рены теоретические основы и методы реали-
зации процессов общего проектирования
соответственно самолетов и вертолетов и кон-
струирования их агрегатов.
Четвертый раздел книги посвящен опи-
санию бортовых систем и оборудования само-
летов и вертолетов. Проблемы наземных и
летных испытаний ЛА, обеспечения надежно-
сти и безопасности полета, а также сертифика-
ции воздушных судов излагаются в пятом,
шестом и седьмом разделах соответственно.
Энциклопедия, написанная ведущими
специалистами, в известной мере отражает
современный уровень и некоторые основные
тенденции развития теории и практики авиа-
строения, рассчитана на широкий круг спе-
циалистов, занимающихся разработкой и экс-
плуатацией авиационной техники, на налажи-
вание взаимопонимания специалистов раз-
личного профиля при решении комплексных
проблем авиастроения.
РАЗДЕЛ 1
СТАНОВЛЕНИЕ И РАЗВИТИЕ АВИАЦИИ
Глава 1.1
САМОЛЕТЫ И ВЕРТОЛЕТЫ
В СОВРЕМЕННОМ МИРЕ
1.1.1. НАЧАЛЬНЫЙ ПЕРИОД
РАЗВИТИЯ АВИАЦИИ
Мечта осуществить полет с давних пор
владела человеком: предпринимались много-
численные попытки подняться в воздух, под-
ражая полету птиц, однако они не имели ус-
пеха. Изучением полета птиц занимались
выдающиеся ученые, среди которых был
Леонардо да Винчи, рассматривавший еще в
XV веке схемы ЛА с машущим крылом, при-
водимым мускульной энергией, и винтокры-
лого аппарата, поднимающегося с помощью
“архимедова винта”. Идея винтокрылого ап-
парата была разработана и научно обоснована
М.В.Ломоносовым, представившим в 1754 г.
модель “аэродромической машины”, предназ-
наченной для подъема метеорологических
приборов.
Самолеты. В конце XVIII — начале XIX ве-
ков разрабатывалась концепция аэроплана (са-
молета), поддерживаемого в воздухе несущей
поверхностью в виде крыла, создающего
подъемную силу; движение его должен обеспе-
чивать автономный источник мощности, по-
зволяющий преодолевать сопротивление воз-
душной среды. В качестве источника мощ-
ности предполагалось использовать паровые
двигатели. Разработанный ряд оригинальных
проектов самолетов в принципе не мог быть
реализован из-за малой мощности и большой
массы паровых двигателей. Построенный
в 1883 г. самолет А.Ф.Можайского (рис. 1.1.1),
в котором были предвосхищены многие ос-
новные элементы конструкции будущих само-
летов, также не мог подняться в воздух из-за
недостаточной мощности двигателей, хотя и
специально созданных для этого.
Первые полеты были выполнены на аэро-
статах — летательных аппаратах, использующих
аэростатическую подъемную силу и не нуждаю-
щихся в источниках мощности. Развитием
аэростатов стали дирижабли — управляемые
аэростаты, оснащенные паровыми двигателя-
ми. Первый дирижабль, разработанный и
построенный в 1852 г. А.Жиффаром (Франция),
однако не мог летать против ветра. Первые ди-
рижабли, способные летать против ветра, были
созданы позже во Франции и Германии, а также
в Австрии и России.
Созданию самолетов предшествовала раз-
работка и создание планеров — летательных
аппаратов без двигателя, поддерживаемых в воз-
духе несущей поверхностью-крылом, и способ-
ных парить или набирать высоту, используя
энергию восходящих потоков воздуха. Первые
полеты на змеях-планерах осуществили во
Франции Ж.М.Лебри (1857—1868 гг.), в России
А.Ф.Можайский (1876 г.), в Германии О.Лили-
енталь (1891—1896 гг.), разработавший и пост-
роивший ряд планеров балансирного типа.
Созданию первых летающих самолетов
способствовало появление автомобилей с бен-
зиновыми поршневыми двигателями. Авиакон-
структоры братья Райт (США) после постройки
и испытаний различных планеров разработали
и построили самолет-биплан “Флайер”! с бен-
зиновым поршневым двигателем мощностью
8,8 кВт, приводящим два толкающих воздуш-
Рис. 1.1.1. Самолет А.Ф.Можайского
14
Глава 1.1. САМОЛЕТЫ И ВЕРТОЛЕТЫ В СОВРЕМЕННОМ МИРЕ
Рис. 1.1.2. Самолет-биплан “Флайер”1 братьев Райт
ных винта (рис. 1.1.2). На этом самолете с
взлетной массой 355 кг, разгонявшимся по
направляющим, 17 декабря 1903 г. они выпол-
нили четыре полета максимальной протяжен-
ностью 260 м, что положило начало освоению
воздушного пространства самолетами.
Усовершенствованная модель самолета
братьев Райт была передана для серийного
производства вооруженным силам США,
организовавшим летные школы. На этих са-
молетах в 1908—1909 гг. были проведены
демонстрационные полеты в Германии и
Франции. В этих странах А.Фоккер, Г.Юнкерс,
Л.Блерио, Г.Вуазен, Э.Ньюпор и А.Фарман на-
чали разработку и производство своих самоле-
тов. Одновременно в Великобритании конст-
рукторы А.Ро, Дж.Де Хевилленд и Ф.Хендли
Пейдж также начали разработку и производ-
ство самолетов.
Первые показательные полеты в России
состоялись в 1909 г. на французских самолетах,
но уже в 1910 г. появились и начали летать пер-
вые отечественные самолеты Я.М.Гаккеля,
А.С.Кудашева и И.И.Сикорского, а затем са-
молеты Д.П.Григоровича, С.В.Гризодубова,
В.А.Слесарева, И.И.Стеглау и В.Н.Хиони.
Возрастающие возможности самолетов по
дальности, продолжительности и скорости по-
лета демонстрировались в специальных пере-
летах: А.Фарман в 1908 г. на самолете “Вуа-
зен” покрыл расстояние 27 км за 20 мин, а
Л.Блерио в 1909 г. на самолете “Блерио” XI
(рис. 1.1.3) пролетел 38 км за 37 мин. В 1910 г.
был выполнен групповой перелет восьми
самолетов “Блерио” XI на 910 км за 12 ч со
скоростью 68 км/ч, а в 1913 г. осуществлен
первый беспосадочный перелет через Среди-
земное море.
Первые перелеты в России были выполне-
ны в 1910 г. на самолетах “Фарман” и “Бле-
рио” XI летчиками С.И.Уточкиным, Е.В.Руд-
невым, С.Плотниковым и А.А.Васильевым.
В 1914 г. были выполнены перелеты на оте-
чественных четырехдвигательных самолетах
“Илья Муромец” (рис. 1.1.4), разработанных и
пилотируемых И.И.Сикорским, с двумя и
тремя пассажирами на расстояние 785 км за 9 ч
30 мин, на расстояние 1 280 км за 12 ч 30 мин,
продемонстрировавшие возможности исполь-
зования самолетов для пассажирских перево-
зок. Результаты этих полетов были заре-
гистрированы в качестве мировых рекордов
дальности.
Наряду с самолетами наземного базирова-
ния велись активные работы по созданию гид-
росамолетов.
28 марта 1910 г. первый полет на гидроса-
молете собственной конструкции совершил
француз Анри Фабр. Самолет-моноплан с рас-
чалками имел три стойки, опирающиеся на
широкие плоскодонные прямоугольные по-
плавки. Конструкция и обводы поплавков поз-
воляли производить взлет только со спокойной
поверхности.
Первыми опытами взлета с воды в России
начали заниматься в 1911 г. Одним из пионе-
ров и инициаторов создания гидросамолетов
явился Я.М.Гаккель. По предложению Русско-
Балтийского завода он занялся разработкой
двухместного самолета-амфибии с двигателем
водяного охлаждения мощностью 50 л.с. и тол-
кающим винтом. Самолет “Гаккель” V пред-
ставлял собой двухпоплавковый моноплан с
колесным шасси на поплавках. Он стал пер-
вым в мире самолетом-амфибией, был пост-
роен в 1911 г. в двух экземплярах, но не испы-
тывался.
В октябре 1911 г. в Америке оторвался от
воды поплавковый самолет “Кертисс”. В том
же году были совершены полеты с воды в Анг-
лии на самолете “Авро” и в Италии.
Рис. 1.1.3. Самолет-моноплаи “Блерио” XI
Рис. 1.1.4. Четырехдвигательный самолет
“Илья Муромец”
НАЧАЛЬНЫЙ ПЕРИОД РАЗВИТИЯ АВИАЦИИ
15
После гидросамолета Я.М.Гаккеля в
1912 г. поплавковые самолеты создает И.И.Си-
корский, аналогичные работы проводит
О.С.Костович. Интересно отметить, что
О.С.Костовичу принадлежит приоритет в раз-
работке в 1911 г. проекта летающей лодки,
который закреплен русской привилегией, вы-
данной в 1913 г. До конца 1912 г. русское мор-
ское ведомство не уделяло должного внимания
развитию отечественной гидроавиации. Замет-
ное оживление в проектировании и строитель-
стве отечественных гидросамолетов намети-
лось начиная с 1913 г. Заслуга в этом
принадлежит конструкторам Д.П.Григоровичу,
М.М.Шишмареву, А.П.Седельникову, Е.Р.Эн-
гельсу, А.Я.Виллиш, Г.А.Фриде.
В первую мировую войну воюющие
страны вступили, имея уже 800 самолетов,
причем у России их было 263. За это время
было произведено 213 тыс. военных самолетов:
во Франции 68 тыс., в Великобритании 55 тыс.,
в Германии 48,5 тыс., в США около 17 тыс. и в
России около 5 тыс. Кроме того, было постро-
ено 500 дирижаблей, широкое применение по-
лучили привязные аэростаты для наблюдения.
Военные самолеты использовались перво-
начально для разведки и связи, затем для бом-
бовых ударов с воздуха, а в дальнейшем — для
ведения воздушных боев с самолетами против-
ника и для борьбы с аэростатами и дири-
жаблями. В соответствии с этим стали созда-
ваться специализированные типы военных
самолетов: разведчики, истребители и бомбар-
дировщики, гидросамолеты и самолеты
корабельного базирования.
Значительно улучшились летно-техничес-
кие характеристики: максимальная скорость
разведчиков и истребителей возросла от
100... 120 до 200...220 км/ч, а боевая нагрузка
бомбардировщиков — до 2...3,5 т. Наибольшее
применение получила схема фюзеляжного
биплана с тянущими винтами, обеспечивающая
не только высокую маневренность для легких
самолетов типа истребителей, но и максималь-
ную грузоподъемность для бомбардировщиков.
После окончания первой мировой войны
участвовавшие в ней страны располагали боль-
шим парком военной авиации, потребность в
которой резко уменьшилась. Поэтому имевши-
еся военные самолеты переоборудовались для
перевозки пассажиров, грузов и почты, а для
их эксплуатации стали создаваться авиатранс-
портные компании.
Позже стали разрабатываться специализи-
рованные гражданские самолеты, обладавшие
более высокими летными характеристиками и
повышенной надежностью. В 1919 г. были
совершены первые трансатлантические, а в
1924 г. — первый кругосветный перелет. В 1926 г.
был выполнен ряд дальних перелетов к Се-
верному полюсу, а в 1929 г. — к Южному. В
1927 г. американским летчиком Ч.Линдбергом
был осуществлен первый трансатлантический
перелет в одиночку, в котором был установлен
мировой рекорд дальности по прямой: 5 809 км
за 33 ч 30 мин.
Вертолеты. Начало практического вертоле-
тостроения относится к сороковым годам и
связано с именами выдающихся россиян
Б.Н.Юрьева и И.И.Сикорского. Развитие вер-
толетостроения в нашей стране отличается ин-
тенсивными темпами. В 1940 г. при Москов-
ском авиационном институте (МАИ) было
образовано ОКБ И.П.Братухина, которое раз-
работало двухдвигательные вертолеты двух-
винтовой поперечной схемы “Омега”, Г-3,
Г-4, Б-5, Б-9, Б-10 и Б-11 и построило один-
надцать опытных и девять серийных вертоле-
тов. Из вертолетов Г-3 в 1947 г. была сформи-
рована первая вертолетная учебная эскадрилья
военно-воздушных сил (ВВС).
В 1947 г. ЦАГИ разработал проект вер-
толета ГМ-1 одновинтовой схемы с рулевым
винтом. В этом же году было образовано ОКБ
М.Л.Миля, а в 1948 г. — ОКБ Н.И.Камова,
разрабатывающее двухвинтовые вертолеты
соосной схемы. Созданный в 1948 г. трехмест-
ный вертолет Ми-1 производился большой
серией (было построено около 2 700 вертоле-
тов), хорошо зарекомендовал себя в эксплуата-
ции, о чем свидетельствуют установленные на
нем 27 мировых рекордов скорости, дальности
и высоты полета.
В США в 1939 г. И.И.Сикорским был соз-
дан первый экспериментальный вертолет
одновинтовой схемы VS-300. Во время второй
мировой войны началось серийное произ-
водство его легких вертолетов S-47 и S-49,
использовавшихся для наблюдения и связи
(построено 470 вертолетов). К 1947 г. в США
определились еще четыре фирмы, занимающи-
еся разработкой и производством вертолетов:
фирма Белл, создавшая легкий одновинтовой
вертолет Белл-47 (Н-13), производившийся
большой серией для вооруженных сил и граж-
данского применения (было построено более
5000 вертолетов), фирма Хиллер, создавшая
подобный легкий вертолет 12Е (Н-23), пос-
троено примерно 2400 вертолетов, фирма
Пясецкий, разработавшая вертолеты двухвин-
товой продольной схемы, и фирма Каман, раз-
работавшая вертолеты двухвинтовой схемы с
16
Глава 1.1. САМОЛЕТЫ И ВЕРТОЛЕТЫ В СОВРЕМЕННОМ МИРЕ
пересекающимися несущими винтами, а также
одновинтовые.
Ниже приведены классификация ЛА, поз-
воляющая определенным образом системати-
зировать все многообразие типов, появившихся
в процессе развития авиации, а также сведения
о современном состоянии и перспективах раз-
вития этого вида техники.
Эволюция самолетов и вертолетов различ-
ного назначения рассмотрена в последующих
главах данного раздела.
1.1.2. КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ И
ВЕРТОЛЕТОВ
С развитием авиации и появлением новых
типов ЛА неоднократно составлялась и уточня-
лась их классификация. Наиболее общей, отра-
жающей все многообразие существующих ти-
пов ЛА, является действующая в настоящее
время утвержденная Международной авиаци-
онной федерацией (ФАИ) классификация,
предназначенная для регистрации мировых ре-
кордов. В соответствии с этой классификацией
все ЛА делятся на следующие классы:
А — свободные аэростаты; делятся на под-
классы в зависимости от объема и исполь-
зуемого для наполнения газа или теплого
воздуха;
В — дирижабли всех типов, не делятся на
подклассы;
С — наиболее обширный, включает три
подкласса самолетов: С-1 — самолеты на-
земного базирования, С-2 — гидросамолеты и
С-3 — самолеты-амфибии, каждый из которых
делится на несколько подклассов в зависимос-
ти от взлетной массы, а каждый подкласс — на
четыре группы по типу используемой силовой
установки: I — поршневые двигатели; II — тур-
бовинтовые двигатели; III — турбореактивные
двигатели; IV — ракетные двигатели;
D — планеры и планеры с двигателем:
D-1 — одноместные, D-2 — двухместные;
Е — винтокрылые летательные аппараты,
делятся на три подкласса: Е-1 — вертолеты,
Е-2 — конвертопланы и Е-3 — автожиры, каж-
дый из них подразделяется на несколько под-
классов в зависимости от взлетной массы.
В дополнение к основным классам, клас-
сификация ФАИ предусматривает еще не-
сколько классов специализированных ЛА:
Н — реактивные самолеты с вертикальным
взлетом и посадкой (СВВП), использующие
реактивные подъемные двигатели;
М — СВВП с поворотным крылом или с
поворотными движителями (реактивными дви-
гателями или воздушными винтами);
N — самолеты с коротким взлетом и
посадкой (СК.ВП);
О — дельтапланы;
R — сверхлегкие самолеты и вертолеты,
масса пустого не более 150 кг;
I — летательные аппараты с мускульным
приводом, включает подклассы самолетов и
вертолетов;
Р — воздушно-космические самолеты.
Широкое распространение получила клас-
сификация ЛА по назначению, в соответствии
с которой они в первую очередь делятся на
гражданские и военные, а затем на множество
различных типов, число которых увеличивает-
ся по мере развития авиации и появления все
новых типов специализированных самолетов и
вертолетов.
Пассажирские самолеты гражданской
авиации классифицируют в зависимости от
дальности полета и числа мест. Различают
дальнемагистральные (ДМС), среднемагист-
ральные (СМС) и ближнемагистральные само-
леты (ВМС), самолеты региональные и для
местных воздушных линий (МВЛ), а также
самолеты авиации общего назначения (АОН).
В гражданской авиации широко используются
грузовые, сельскохозяйственные, поисково-
спасательные и другие специализированные
самолеты, в частности, учебно-тренировочные.
Военная авиация отличается большим мно-
гообразием типов самолетов, из которых самы-
ми распространенными являются истребители
(фронтовые, перехватчики, многоцелевые,
многофункциональные и истребители-бомбар-
дировщики), штурмовики, учебно-боевые и
учебно-тренировочные самолеты. Эти само-
леты могут быть наземного или корабельного
(палубного) базирования. Бомбардировщики
аналогично подразделяются на стратегические
и тактические, фронтовые наземного базиро-
вания или палубные. Самолеты-разведчики и
военно-транспортные самолеты подразделя-
ются также на стратегические и тактические.
В дополнение к этим основным типам во-
енных самолетов имеется большое число типов
специализированных военных самолетов, к ко-
торым относятся противолодочные самолеты
наземного базирования и палубные, а также
гидросамолеты, самолеты-топливозаправщи-
ки, самолеты дальнего радиолокационного
обнаружения, наземного базирования и палуб-
ные, самолеты радиоэлектронной разведки и
радиоэлектронного противодействия, а также
СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ АВИАЦИИ
17
самолеты радиоэлектронной разведки и целе-
указания.
Вертолеты, как правило, имеют двойное
назначение, применяются для военных и граж-
данских целей, как легкие многоцелевые, сред-
ние и тяжелые транспортные аппараты и летаю-
щие краны. Пассажирские вертолеты получили
ограниченное применение. Зато широко ис-
пользуются специализированные военные вер-
толеты, среди которых боевые и транспортно-
боевые, противолодочные, поисково-спаса-
тельные, вертолеты ДРЛО, разведывательные и
связные вертолеты. В свою очередь военные и
гражданские вертолеты делятся на вертолеты
наземного и корабельного базирования.
Классификация ЛА может быть продолже-
на по различным конструктивным признакам,
например, по типу несущей системы (крыльев
у самолетов и несущих винтов у вертолетов)
или по типу конструкции фюзеляжа и взлетно-
посадочных устройств и т.д.
1.1.3. СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ
РАЗВИТИЯ АВИАЦИИ
Авиация играет важную роль как в эконо-
мике и обороне отдельных государств, так и в
мировом экономическом сообществе в целом.
Гражданская авиация является составной час-
тью единой транспортной системы, обеспечивая
пассажирские и грузовые воздушные перевозки,
а также проведение сельскохозяйственных ра-
бот, разведку полезных ископаемых, аэрофо-
тосъемку, метеорологический и экологический
мониторинг, санитарные перевозки, проведение
поисково-спасательных и других работ. Граж-
данская авиация СССР была интегрирована в
мировую систему гражданской авиации и разви-
валась вместе с ней. С 1970 г. наша страна явля-
ется членом Международной организации граж-
данской авиации ИКАО, участвуя в подготовке
международных правовых норм, регламентиру-
ющих применение гражданской авиации.
В конце 80-х годов гражданской авиацией
СССР, объединенной в “Аэрофлот”, пере-
возилось ежегодно до 132 млн. пассажиров и
более 3,3 млн. т грузов и почты, причем
воздушные пассажирские перевозки составля-
ли -20% общих пассажирских перевозок, а на
дальних маршрутах (более 4000 км) более 80%.
Самолеты гражданской авиации выполняли
регулярные полеты в 4000 городов и поселков
страны и в 100 аэропортов зарубежных стран, а
общая протяженность воздушных трасс превы-
сила 1 млн. км. Парк гражданской авиации пре-
вышал 10 000 самолетов и вертолетов.
Распад СССР и переход России на рельсы
рыночной экономики привели к реструктури-
зации авиационной промышленности и задер-
жке разработки и производства авиационной
техники, а снижение уровня жизни населения
вызвало значительное уменьшение объема
ежегодных воздушных перевозок, сокра-
тившихся до 20 млн. пассажиров. Раздробление
единого “Аэрофлота” на 300 авиакомпаний,
большинство которых были мелкими и нерен-
табельными, привело к снижению уровня об-
служивания авиационной техники. Только в
1999 г. объем воздушных перевозок впервые за
10 лет увеличился, составив 21,4 млн. пассажи-
ров и 490 тыс. т грузов и почты.
В настоящее время парк гражданской
авиации России составляют 7400 самолетов и
вертолетов, в том числе 1700 магистральных
самолетов, 2600 региональных самолетов и
самолетов местных воздушных линий, 700 гру-
зовых самолетов и 2400 вертолетов, причем
70% самолетов и вертолетов находятся на
заключительной стадии эксплуатации и нужда-
ются в замене.
Федеральная целевая программа “Разви-
тие гражданской авиационной техники России
на 2002—2010 гг. и на период до 2015 года”
должна поддержать развитие научно-техничес-
кого и производственного потенциала отечест-
венной авиационной промышленности и обес-
печить переоснащение парка воздушных судов
конкурентоспособной отечественной граждан-
ской авиационной техникой.
По прогнозу Минтранспорта России авиа-
компаниям России до 2015 г. потребуется 1400
гражданских самолетов и 1150 вертолетов и
предполагается поставить 2800 самолетов и
2200 вертолетов нового поколения, т.е. ежегод-
но авиационная промышленность будет постав-
лять в среднем 830 гражданских самолетов и
вертолетов, что соответствует уровню произ-
водства авиационной промышленности 1983 г.
(в конце 80-х годов объем производства снизился
примерно до 600 гражданских самолетов и верто-
летов, а в 1999 г. он составил всего около 52).
В конце XX века (по данным ИКАО) миро-
вой парк пассажирских магистральных само-
летов зарубежного производства, эксплуатиро-
вавшихся в 270 авиакомпаниях, приблизился
к 20 700, из них около 13 800 самолетов с ТРД
и ТРДД и примерно 6900 с ТВД, общей стои-
мостью 350 млрд, долларов. Причем большую
часть парка составили самолеты, срок службы
которых превысил 15 лет, из них примерно
18
Глава 1.1. САМОЛЕТЫ И ВЕРТОЛЕТЫ В СОВРЕМЕННОМ МИРЕ
7050 реактивных с ТРД и ТРДД и 4375 турбо-
винтовых. Мировой парк пассажирских само-
летов зарубежного производства дополняют
более 6000 самолетов российского и укра-
инского производства.
Учитывая необходимость замены устарева-
ющих самолетов, а также увеличение предпо-
лагаемого объема перевозок в среднем на 5%,
ведущие авиастроительные фирмы Запада
составили прогноз развития мирового авиаци-
онного рынка магистральных самолетов. В со-
ответствии с ним в течение предстоящих 20 лет
прогнозируются поставки более 16 000 пасса-
жирских самолетов с ТРДД и 680 грузовых об-
щей стоимостью 1280 млрд, долларов, т.е. еже-
годно будет поставляться около 840 самолетов
стоимостью примерно 64 млрд, долларов. Прог-
нозируется, что к 2017 г. мировой парк магист-
ральных самолетов возрастет до 19800 самоле-
тов, а их общая вместимость, составляющая
примерно 1,7 млн. пассажиров, увеличится в
2017 г. до 4 млн. пассажиров, причем доля в ней
самолетов большой пассажировместимости с
числом мест более 400, составляющая сейчас
только 1%, возрастет до 21%.
На зарубежных авиалиниях используется
также примерно 5200 региональных самолетов,
парк которых в 2017 г. увеличится до 9000 са-
молетов. Прогнозируется, что в течение 20 лет
будет поставлено более 8000 региональных са-
молетов с ТРДД и ТВД общей стоимостью по-
чти 130 млрд, долларов, из них большая часть
с ТРДД (-5700) и с ТВД (-2300), а ежегодно
будет поставляться 400 региональных самоле-
тов стоимостью около 6,5 млрд, долларов.
Мировой парк административных самоле-
тов к концу XX века превысил 18 600 самоле-
тов, из них 9500 с ТРД и ТРДД и 9100 с ТВД.
Большая часть административных самолетов
(около 12 200) используется в США, и только
2000 самолетов — в европейских странах. В
прогнозе Национальной ассоциации админис-
тративной авиации США указывается, что в
1999 — 2008 гг. может быть поставлено почти
6500 административных реактивных самолетов
общей стоимостью 78 млрд, долларов и 170
административных самолетов, являющихся ва-
риантами магистральных самолетов, стоимос-
тью 8 млрд, долларов. Таким образом, ежегод-
но будет поставляться 660 различных адми-
нистративных самолетов стоимостью при-
мерно 8,5 млрд, долларов.
Авиация общего назначения (АОН) распола-
гает самым большим парком ЛА: в 1998 г. в экс-
плуатации наход ились 188 000 ЛА, большую часть
которых составляли легкие многоцелевые само-
леты с одним или двумя ПД, почти 5300 самоле-
тов с ТВД, 4300 самолетов с ТРДД и 6400 вертоле-
тов. По прогнозу Федерального агентства авиа-
ции (FAA) в 2009 г. парк авиации общего
назначения увеличится до 213 000 ЛА; предпо-
лагается, что ежегодно будет поставляться около
4000 ЛА и сниматься с эксплуатации при-
мерно 2000; предполагается некоторое увеличе-
ние парка самолетов с ТВД и ТРДД и вертолетов.
Наряду с количественным ростом и рас-
ширением сфер применения перед авиацион-
ной промышленностью стоят задачи значи-
тельного улучшения технико-экономических
характеристик ЛА. Важнейшими из них явля-
ются перечисленные ниже.
Уменьшение стоимости полета на 25% в те-
чение ближайших 10 лет и на 50% в течение
20 лет. Это может быть достигнуто благодаря
сокращению времени и затрат на разработку,
производство и сертификацию самолетов, что
позволит уменьшить цену самолета и снизить
эксплуатационные расходы. Для этого необхо-
димо повысить уровень разработок в области
материалов, конструкции, аэродинамики и
прочности, силовых установок и оборудования,
усовершенствовать методы расчета с использо-
ванием новейших вычислительных средств.
Снижение аварийности в 5 раз в течение
ближайших 10 лет и в 10 раз в течение 20 лет
является необходимым условием для обеспече-
ния прогнозируемого трехкратного увеличе-
ния объема воздушных перевозок. Помимо ис-
пользования традиционных способов повыше-
ния прочности конструкции и ее безопасной
повреждаемости необходимо внедрение борто-
вых систем диагностики для предсказания, об-
наружения и устранения потенциальных отка-
зов, а также внедрение технологий, обеспечи-
вающих целостность стареющего самолета.
Важная роль отводится глобальной систе-
ме управления воздушным движением с ис-
пользованием спутниковой навигации для
предотвращения столкновения с другим само-
летом или препятствием и датчиков для обна-
ружения метеорологической опасности.
Увеличение в 3 раза пропускной способнос-
ти авиационной системы при любых метео-
рологических условиях в течение ближайших
10 лет при сохранении уровня безопасности.
Предполагается создание неограниченной сис-
темы полетов (концепция “свободного по-
лета”), которая позволит самолетам безопасно
перемещаться в воздушном пространстве в не-
благоприятных погодных условиях и повысит
доступность взлета и посадки даже в самых заг-
руженных аэропортах.
СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ АВИАЦИИ
19
Снижение уровня эмиссии самолетов в 3
раза в течение ближайших 10 лет и в 5 раз в
течение 20 лет должно обеспечить защиту окру-
жающей среды и соответствие ужесточающим-
ся экологическим требованиям, предотвращая
при увеличении воздушных перевозок разру-
шение озонового слоя и не оказывая влияния
на глобальное потепление.
Снижение уровня шума у самолетов и вер-
толетов в 2 раза по сравнению с уровнем шума
современных ЛА в течение ближайших 10 лет и
в 4 раза в течение 20 лет должно обеспечить
соответствие экологическим требованиям и
связано с созданием малошумных двигателей и
шумопоглощающих материалов, а также с со-
вершенствованием компоновок планера для
уменьшения уровня шума.
Наряду с совершенствованием техничес-
ких и эксплуатационных характеристик само-
летов и вертолетов предусматривается разра-
ботка и внедрение в эксплуатацию новых
летательных аппаратов, к которым относятся:
сверхзвуковые пассажирские самолеты
(СПС) второго поколения, которые будут обла-
дать в 2 раза большей пассажировместимостью
и экономичностью по сравнению с эксплуати-
руемыми “Конкордами”. Использование СПС
второго поколения должно обеспечить уменьше-
ние в 2 раза времени полета на дальних маршру-
тах при стоимости билета такой же, как для совре-
менного дозвукового самолета. Создание СПС
второго поколения требует разработки новых
двигателей, уровень эмиссии которых должен
быть на 75% меньше, чем у двигателей современ-
ных самолетов, а уровень шума отвечать нормам
ИКАО, усовершенствованных конструкций и
создания дешевых жаропрочных материалов;
гиперзвуковые самолеты, которые смогут
летать со скоростью, соответствующей числу
М = 8...12, и использоваться для гражданского
и военного применения, как перспективные
гиперзвуковые разведчики. Сложной пробле-
мой является создание усовершенствованных
воздушно-реактивных двигателей для таких
самолетов и новых материалов;
воздушно-космические самолеты много-
разового применения, которые через 20 лет
смогут уменьшить в 10 раз стоимость вывода
нагрузки на низкую околоземную орбиту;
самолеты вертикального взлета с поворот-
ными несуще-тянущими винтами для военного
и гражданского применения, которые смогут ис-
пользоваться для междугороднего сообщения;
ЛА новых компоновочных схем в виде ле-
тающего крыла или с сочлененным крылом, с
несущим корпусом, гибридные ЛА, сочетаю-
щие свойства самолета и дирижабля, летающие
автомобили и другие, способные расширить
области применения авиации.
Роль авиации в вооруженных силах непре-
рывно расширяется. Для периода после второй
мировой войны характерны локальные военные
конфликты, в которых использовалась военная
авиация. Война в Корее привела к резкому уве-
личению производства военных самолетов в
США и СССР и стимулировала разработку и
производство военных вертолетов. Война во
Вьетнаме несмотря на ее локальный характер
отличалась еще большими масштабами приме-
нения военной авиации: достаточно отметить,
что самолетами США произведено боевых вы-
летов и сброшено бомб больше, чем во время
второй мировой войны. Численность военной
авиации США, превышавшая в конце второй
мировой войны 50 000 самолетов, сократилась
до 30 000 в 1950 г., но во время войны в Корее
возросла до 40 000, затем снова снизилась.
Война во Вьетнаме показала важную роль
военных вертолетов, которые совершили в
10 раз больше вылетов, чем самолеты. После
этой войны число военных вертолетов в воору-
женных силах США стало сопоставимо с чис-
лом военных самолетов, а их общая числен-
ность в 1975 г. составила приблизительно
20 000 самолетов и вертолетов. В последующие
годы численность парка военной авиации во-
оруженных сил США постепенно уменьшалась
(в 1997 г. составила 8 850 самолетов и 5650 вер-
толетов, которые дополнились примерно 3500
военными вертолетами резерва американской
авиации и национальной гвардии США).
Во время 38-дневной войны в Ираке (1991 г.)
использовано более 2000 самолетов НАТО (в ос-
новном США) и совершено в отдельные дни до
2000 боевых вылетов, выпущено 300 крылатых
ракет воздушного и морского базирования. По-
добными масштабами отличалось применение
авиации во время войны в Югославии (1999 г.).
Авиация США, составлявшая большую часть
авиации НАТО, состоящей из 1000 боевых са-
молетов, использовала самые совершенные
истребители последних модификаций и даже
стратегические бомбардировщики В-2, совер-
шавшие для бомбардировок полеты с террито-
рии США со многими заправками топливом в
воздухе, а также новое высокоточное оружие.
Военная авиация СССР после второй миро-
вой войны на протяжении десятилетий обеспе-
чивала устойчивый паритет в стратегических на-
ступательных вооружениях, закрепленный дого-
вором ОСВ-2, и по численности и составу парка
была сопоставима с военной авиацией США,
20
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
а по летно-техническим характеристикам не
только не уступала, но и превосходила ее. После
распада СССР, когда часть военной авиации
отошла к странам СНГ, численность ее парка
значительно сократилась. Этому способствова-
ло резкое уменьшение финансирования воору-
женных сил и военной авиации, что привело к
сокращению расходов на поддержание ее бое-
готовности и снижению закупок новой техники.
Перспективы развития военной авиации
связываются с переходом на новое поколение
боевых самолетов, превосходящих существую-
щие по следующим показателям:
уменьшению радиолокационной заметнос-
ти на 40%, тепловой заметности на 45%, а также
визуальной заметности;
увеличению аэродинамического качества
на 25%;
увеличению на 20% разгонных характери-
стик и маневренности;
увеличению на 30% боевого радиуса дейст-
вия и боевой нагрузки;
увеличению на 10% боевой живучести;
уменьшению на 20% эксплуатационных
расходов.
Достижение этих показателей связано с
разработкой новых концепций, апробируемых
на экспериментальных и демонстрационных
ЛА, и дальнейшим совершенствованием аэро-
динамики, конструкции, прочности, силовых
установок, оборудования и вооружения для во-
енных самолетов и вертолетов.
Предполагается сокращение числа типов
военных самолетов и вертолетов за счет унифи-
кации планера, силовой установки и систем
оборудования и вооружения, но в то же время
предполагается разработка их новых типов, из
которых наиболее приоритетным считается
гиперзвуковой разведывательный самолет для
сил быстрого реагирования, который сможет
обеспечить сокращение времени реакции в
кризисных ситуациях. Предполагается, что
первоначально может быть создан гиперзвуко-
вой самолет со скоростью, соответствующей
числу М = 8, на углеводородном топливе с
двухрежимным ПВРД/ГПВРД, а в дальней-
шем — со скоростью, соответствующей числу
М = 12, и высотой полета 25...40 км на водород-
ном топливе. Возможно создание такого само-
лета в беспилотном варианте, что позволит су-
щественно снизить его стоимость и улучшить
летно-технические характеристики.
Важным направлением развития военной
авиации, интенсивно развиваемой в последнее
время, стала разработка беспилотных ЛА
(БПЛА), которые смогли бы использоваться как
разведчики, штурмовики, фронтовые и страте-
гические бомбардировщики и истребители.
Беспилотные ЛА, не имеющие кабины экипажа
с выступающим фонарем, будут обладать мень-
шей заметностью; отсутствие экипажа позволит
маневрировать с высокими перегрузками, что
будет способствовать повышению боевой живу-
чести, позволяя уклоняться от наземного огня и
высокоманевренных скоростных ракет.
Такие БПЛА смогут использоваться для
выполнения боевых заданий в условиях интен-
сивного наземного огня и мощной зенитной
обороны, исключающей возможность приме-
нения пилотируемых самолетов. Предполагает-
ся максимальная интеграция планера БПЛА и
размещаемой боевой нагрузки, что позволит
уменьшить их взлетную массу и габаритные
размеры. Особое внимание уделяется созданию
миниатюрных БПЛА, которые могут использо-
ваться как разведывательные и даже боевые.
Для вооруженных сил требуется также
сверхтяжелый военно-транспортный самолет
(ВТС) со взлетной массой 460...500 т и дальнос-
тью 20 000 км, обладающий на 50% большей
экономичностью, чем существующий ВТС, ко-
торый сможет использоваться для парашютного
десантирования грузов с высоты 9 км на необо-
рудованные площадки с точностью до 10 м, что
позволит упростить снабжение войск на уда-
ленных театрах военных действий (большие ус-
пехи в создании сверхтяжелых ВТС и парашют-
ных систем десантирования достигнуты в
нашей стране). Сверхтяжелый ВТС сможет ис-
пользоваться для размещения на нем боевых и
разведывательных БПЛА и доставки их к райо-
нам боевых действий, а также как летающая
платформа для размещения на нем раз-
рабатываемого лазерного оружия.
Глава 1.2
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ
САМОЛЕТЫ
Пассажирские самолеты. Пассажирские
самолеты гражданской авиации предназначе-
ны для перевозки пассажиров, багажа, почты и
грузов. Основными требованиями, предъявля-
емыми к пассажирским самолетам, являются:
обеспечение надежности и безопасности поле-
тов; высокий уровень комфорта; экономич-
ность в эксплуатации; экологические характе-
ристики (нормируемые уровни шума в пасса-
жирских салонах и на местности, а также
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
21
вредных выбросов в атмосферу), в мини-
мальной степени влияющие на окружающую
среду.
По назначению магистральные пассажир-
ские самолеты в настоящее время подразделя-
ются на следующие основные классы:
местных воздушных линий с диапазоном
практической дальности полета 250...1500 км;
ближние магистральные с диапа-
зоном практической дальности полета
1500...2500 км;
средние магистральные с диапазоном
практической дальности полета 2500...5500 км;
дальние магистральные с практической
дальностью полета более 5500 км;
административно-служебные, в качестве
которых используются как специально соз-
данные самолеты, так и магистральные всех
классов с пассажирскими салонами в вариан-
те VIP-класса.
Для оценки уровня совершенства магист-
ральных пассажирских самолетов используют
несколько критериев. Среди них основными
являются экономические и, прежде всего, по-
казатель себестоимости пассажирских перево-
зок, стремление снизить который определяет
основные направления развития и совершенст-
вования пассажирских самолетов:
А
(1.2.1)
где а — себестоимость перевозок,
руб./(Т'Км); А — удельный расход на эксплуата-
цию самолета, руб./ч; Л"кн — коэффициент
коммерческой нагрузки (коэффициент загруз-
ки самолета, учитывающий загрузку самолета
в зависимости от времени года и маршрута);
GK н — масса коммерческой нагрузки самоле-
та, т; Vp — рейсовая скорость полета самолета
(средняя скорость полета с момента старта на
взлетно-посадочной полосе аэропорта вылета
и до конца пробега по взлетно-посадочной по-
лосе аэропорта назначения), км/ч.
Каждая составляющая зависимости (1.2.1)
определяет пути развития гражданского само-
летостроения и воздушного транспорта, как
одной из отраслей народного хозяйства. К ним
относятся прежде всего два показателя: 1) мас-
са коммерческой нагрузки; 2) рейсовая ско-
рость. Первый показатель определяет развитие
гражданских самолетов в направлении посто-
янного увеличения их пассажировместимости
и грузоподъемности (в настоящее время при
относительно небольшом увеличении крейсер-
ской скорости полета).
Это направление развития гражданских са-
молетов является приоритетным и характери-
зуется, например, переходом от узкофюзеляж-
ных пассажирских самолетов (Ту-104, Ил-18,
Ту-154, Ил-62, Ту-204 на 100—200 мест) к ши-
рокофюзеляжным: сначала однопалубным
(Ил-86, Ил-96 на 300-350 мест), а затем двух-
палубным пассажирским машинам (Эрбас Ин-
дастри А-380 на 550—600 мест).
Стремление повысить рейсовую скорость
пассажирских и грузовых самолетов вплоть до
больших дозвуковых чисел М и за счет этого
снизить себестоимость воздушных перевозок
прослеживается на всех этапах развития граж-
данской авиации: постоянно растет мощность
силовых установок, совершенствуется аэроди-
намика. В конце 1960 г. повышение экономичес-
кой эффективности пассажирских самолетов
выразилось в создании сверхзвуковых пасса-
жирских самолетов Ту-144 и “Конкорд”. Одна-
ко опыт эксплуатации небольшого парка сверх-
звуковых пассажирских самолетов показал, что
на данном этапе они еще не обеспечивают за-
метного снижения себестоимости перевозок
вследствие значительного увеличения расходов на
их эксплуатацию. Значительной проблемой, огра-
ничивающей широкое распространение сверх-
звуковых пассажирских самолетов, являются их
экологические характеристики (уровень шума на
местности, сверхзвуковой удар, воздействие на
озоновую составляющую земной атмосферы),
заметно влияющие на окружающую среду.
Показатель, связанный с уменьшением
расходов на эксплуатацию самолета, во многом
определяется стоимостью самолета и затратами
на инфраструктуру его эксплуатации: на сис-
тему его технического обслуживания, на сто-
имость топлива и расходуемых в процессе вы-
полнения полета материалов, на содержание
летного, технического и обслуживающего пер-
сонала. Увеличение коэффициента загрузки
также зависит от многих факторов: от уровня
комфорта и обслуживания, предоставляемых
пассажирам в полете; от стоимости билета; от
выдерживания расписания движения самоле-
тов в любых метеорологических условиях; от
организации рекламы с целью привлечения
пассажиров. Степень организационного совер-
шенства инфраструктуры эксплуатации пасса-
жирского и грузового самолета оказывает зна-
чительной влияние на снижение показателя
себестоимости воздушных перевозок, и это
подтверждается опытом работы различных
транспортных авиакомпаний.
22
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
Другим важным показателем, определяю-
щим уровень технического совершенства, в
настоящее время является коэффициент топ-
ливной эффективности самолета, который оп-
ределяется следующим соотношением:
К —
-**Т Ч ~~	-г ’
/Ик.нД.
(1.2.2)
где — коэффициент топливной эф-
фективности, г/(т-км); GT — масса топлива для
выполнения полета, т; mKiH — масса коммерче-
ской нагрузки, т или г/км (в большинстве слу-
чаев этот показатель заменяют на число пасса-
жиров /;„); Д. — техническая дальность полета,
получаемая при полном выгорании топлива,
взятом для выполнения полета, км; кроме тех-
нической дальности существует также понятие
“практическая дальность полета”, т.е. даль-
ность полета без выработки аэронавигацион-
ного запаса топлива, масса которого зависит от
расположения запасных аэродромов на конк-
ретном маршруте и является переменной вели-
чиной.
В большинстве случаев для пассажирских
самолетов ткм заменяют на число пассажи-
ров пп и тогда этот показатель измеряется
в г/пасс.км.
Коэффициент топливной эффективности
является интегральным показателем уровня
технического совершенства пассажирского
или грузового самолета, и его влияние на вы-
бор параметров этих машин стало наиболее
значительным с начала 70-х годов, в условиях
разразившегося тогда мирового энергети-
ческого кризиса и последовавшего за ним
роста цен на топливо. За последние 30 лет
расход топлива пассажирских самолетов
(20...40% стоимости в прямых эксплуатацион-
ных расходах) снизился в 2 раза (в среднем
с 40 до 20 г/пасс.км). Это было достигнуто в
основном благодаря внедрению реактивных
двигателей с большой степенью двухконтур-
ности, увеличению пассажировместимости и
повышению аэродинамического качества за
счет применения сверхкритических крыльев
большого удлинения, снижения массы конст-
рукции из-за применения новых высокопроч-
ных материалов и более совершенного обору-
дования. В связи с ограниченными мировыми
ресурсами топлива влияние этого показателя
на уровень технического совершенства перс-
пективных самолетов, естественно, возрас-
тает. В итоге этот показатель может опре-
делить необходимость использования при
создании перспективных пассажирских само-
летов новых аэродинамических схем, напри-
мер, схемы “летающее крыло”, а также при-
менения альтернативных (криогенных) видов
топлива.
Необходимо отметить, что значительное
влияние на развитие современных пассажирс-
ких и грузовых самолетов оказывают пробле-
мы, связанные с обеспечением высокого уров-
ня безопасности полетов, а также их регуляр-
ности в любых метеорологических условиях.
В связи с этим в настоящее время большое
внимание уделяется развитию систем, обеспе-
чивающих высокий уровень автоматизации
полета на всех его этапах, начиная со взлета и
кончая посадкой. Внедрение этих систем при
высоком уровне их надежности позволяет
обеспечить высокий уровень безопасности
полетов за счет как улучшения характеристик
устойчивости и управляемости самолета, пре-
дотвращения его выхода на опасные режима
полета, так и безопасного выполнения полета
в условиях перегруженного воздушного про-
странства и в сложных метеорологических ус-
ловиях. Внедрение автоматических систем
улучшает также экономические показатели
пассажирских и грузовых самолетов благода-
ря оптимизации параметров полета и сниже-
нию массы самолетов, например, в результате
применения системы демпфирования колеба-
ний крыла на самолете Ил-9б-300.
Таким образом, экономические факторы
и необходимость повышения уровня надеж-
ности и безопасности полетов, а также удов-
летворение все возрастающих экологических
требований во многом определяют основные
направления развития пассажирских и гру-
зовых самолетов. Естественно, что дальнейшее
совершенствование авиационной техники тре-
бует проведения большого объема научно-ис-
следовательских и опытно-конструкторских
работ и, соответственно, все больших капита-
ловложений. Это определяет два основных
направления развития современного граждан-
ского самолетостроения: модернизация суще-
ствующих самолетов при относительно не-
больших финансовых затратах; создание но-
вого самолета, отвечающего современным тре-
бованиям. Затраты на финансирование второ-
го направления определяются в зависимости
от класса этого самолета, как правило, в сот-
ни миллионов, или в несколько миллиардов
долларов.
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
23
Основные этапы развития пассажирских
самолетов. В истории развития мировой авиа-
ционной техники гражданской авиации про-
слеживаются четыре основных этапа.
/этап (1912-1938 гг.). Это период форми-
рования облика пассажирских самолетов. Уве-
личивались пассажировместимость, мощность
силовой установки, скорость и дальность по-
лета, улучшались комфортные условия. Одно-
временно с этим усовершенствовалась конст-
рукция планера: осуществлен постепенный
переход от смешанной конструкции к цельно-
металлической, сначала с гофрированной, а
затем и с гладкой монококовой работающей
обшивкой фюзеляжа и крыла. Постепенно
совершенст вуется пилотажно-навигационное
оборудование самолетов этого этапа: они ос-
нащаются автопилотами и радионавигаци-
онными средствами самолетовождения. Общая
черта самолетов этого этапа — относитель-
но небольшая высота крейсерского полета
(2500...3500 м) и наличие негерметизированных
пассажирских кабин.
С начала своего появления авиационная
техника стала рассматриваться не только как
новый вид оружия, но и как транспортное
средство для быстрой переброски пассажиров
и срочных грузов. С 1911 г. самолеты использу-
ются для перевозки почты. В 1912 г. фирма
Авро (Англия) выпустила самолет “Лимузин” G,
на котором с относительным комфортом мож-
но было перевозить одного—двух пассажиров.
Начало созданию пассажирских самолетов
в их современном понимании положили ра-
боты И.И.Сикорского, под руководством кото-
рого в начале 1913 г. был построен самолет
“Русский Витязь”. От самолетов того времени
он отличался своей большой грузоподъемнос-
тью и наличием в фюзеляже кабин закрытого
типа, защищавших экипаж и пассажиров от на-
бегающего потока воздуха в полете.
Самолет “Русский Витязь” в его оконча-
тельном виде (с четырьмя двигателями, уста-
новленными по размаху крыла), мог обеспе-
чить регулярную перевозку семи — десяти
пассажиров на воздушных линиях протяжен-
ностью около 150 км в условиях ясной погоды
с достаточно высоким для того времени уров-
нем безопасности и комфорта. В средней части
фюзеляжа самолета “Русский Витязь” имелась
застекленная закрытая кабина, предназначен-
ная для двух пилотов, бортмеханика и пасса-
жиров (рис. 1.2.1), причем кабина экипажа от-
делена от пассажирского помещения (каюты)
двухстворчатой дверью. В каюте боковые стен-
ки с 1/2 их высоты и до потолка представляли
собой сплошные зеркальные окна, здесь уста-
навливались десять легких плетеных стульев
для пассажиров, и во время полета пассажи-
рам разрешалось ходить и наблюдать за ви-
дами, открывавшимися из окон.
В 1913 г. самолет “Русский Витязь” совер-
шил рекордный для своего времени полет с
семью пассажирами на борту по маршруту
Корпусной аэродром Петербурга — Гатчина и
обратно со скоростью от 70...90 км/ч и продол-
жительностью 1 ч 54 мин.
На смену “Русскому Витязю” пришел че-
тырехдвигательный самолет “Илья Муромец”,
первый полет которого под управлением
И.И.Сикорского состоялся тоже в 1913 г. От
своего предшественника новая машина отли-
чалась более совершенной аэродинамикой и
конструкцией фюзеляжа, в котором были обо-
рудованы пилотская кабина, пассажирский са-
лон и спальная каюта. На этом самолете был
сделан еще один шаг вперед в направлении по-
вышения уровня комфорта для пассажиров в
полете — все кабины “Ильи Муромца” имели
электрическое освещение и отопление отрабо-
танными газами двигателей, а в самом конце
кабины имелось изолированное помещение с
умывальником и туалетом. Для облегчения по-
садки пассажиров на левом борту фюзеляжа
имелась сдвижная входная дверь и опуска-
Рис. 1.2.1. Эскизы интерьера салопов первых пасса-
жирских самолетов И.И.Сикорского:
а — “Русский Витязь”; б — “Илья Муромец”
24
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
ющийся до земли трап. Более высокими оказа-
лись и летно-технические данные “Ильи Му-
ромца” по сравнению с предшественником.
Для своего времени самолеты "Русский
Витязь” и “Илья Муромец” являлись миро-
выми достижениями. И.И.Сикорскому при-
надлежит бесспорный приоритет в создании
пассажирского самолета, способного перево-
зить достаточно большое количество пассажи-
ров на значительное расстояние, причем кон-
струкция этих самолетов обеспечивала как
высокий уровень безопасности полетов, так и
комфортабельные условия для пассажиров во
время их пребывания на борту.
После окончания первой мировой войны
в Великобритании, Франции и США в пасса-
жирские самолеты переоборудовались боевые
машины — разведчики и бомбардировщики.
На воздушных линиях этих стран широко ис-
пользовались пассажирские варианты таких
известных военных самолетов, как разведчи-
ков Де-Хевилленд DH-4 и DH-9, бомбарди-
ровщиков Фарман “Голиаф”, Виккерс “Вими”
и др.
Развитие пассажирских самолетов в нашей
стране в 20-е годы XX века повторяет общеми-
ровую тенденцию. Сначала были попытки при-
способить для пассажирских перевозок бом-
бардировщики “Илья Муромец”, бывшие
разведчики, например, самолет “Синяя птица”
для двух пассажиров, созданный на базе тро-
фейного разведчика “Шнейдер” (рис. 1.2.2).
Эксплуатация переоборудованных воен-
ных машин очень быстро показала, что путь
переоборудования военных самолетов в пасса-
жирские обречен на неудачу. Переоборудован-
ные из военных самолетов гражданские маши-
ны оказались крайне нерентабельными из-за
повышенной мощности силовой установки, ее
малого ресурса и большого расхода топлива, а
также из-за значительной относительной мас-
сы конструкции планера, рассчитанной на
большие нагрузки при маневрировании само-
лета в воздушном бою. Оказался очень малым
и диапазон эксплуатационных центровок та-
ких самолетов: обеспечивая размещение ком-
пактного бомбового груза, он оказывался, как
правило, недостаточным при устройстве в фю-
зеляже пассажирской кабины.
Был сделан вывод, что требования к пас-
сажирскому самолету должны значительно
отличаться от требований к военному самоле-
ту и быть направленными на обеспечение,
прежде всего, безопасности полетов, рента-
бельности в эксплуатации и высокого уровня
комфорта для пассажиров. Этим требованиям
с самого начала, хотя и вынужденно, соответ-
ствовало направление, принятое в Германии.
В Германии самолетостроительные фирмы в
начале 20-х годов приступили к проектирова-
нию пассажирских самолетов, полностью от-
вечающих специфике их эксплуатации в граж-
данской авиации. Созданные в соответствии с
таким подходом пассажирские самолеты
Г.Юнкерса, К.Дорнье и А.Фоккера оказались
очень удачными и довольно широко исполь-
зовались в различных европейских странах, в
том числе и в СССР, причем однодви-
гательный свободнонесущий цельнометалли-
ческий моноплан, рассчитанный на четырех
пассажиров и двух членов экипажа, самолет
Юнкере Ю-13 (G-13) с крейсерской скоростью
полета 125...130 км/ч, прототип которого под-
нялся в воздух еще летом 1919 г., был признан
классическим образцом пассажирского само-
лета тех лет.
После внедрения на ряде отечественных
воздушных линий пассажирских самолетов
Юнкере Ю-13, Дорнье “Комета II и Ш”
советские конструкторы выпустили ряд пас-
сажирских самолетов, которые как по аэро-
динамической схеме и конструктивному
исполнению (цельнометаллический АНТ-2,
цельнодеревянные АК-1 и ПМ-2; К-1 сме-
шанной конструкции с использованием фер-
менного фюзеляжа и крыла, сваренных из
стальных труб), так и по летно-техническим
характеристикам соответствовали уровню
Рис. 1.2.2. Пассажирский самолет “Синяя птица” на основе конструкции военного самолета-разведчика
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
25
Рис. 1.2.3. Первые пассажирские самолеты 20-х годов XX века:
а — двухместный АК-1 конструкции В.Л. Александрова н В.В.Калинина; б — двухместный АНТ-2 конструкции
А.Н. Туполева; в — трехместный СУВП конструкции Д.П.Григоровича; г — четырехместный Юнкере Ю-13
конструкции Г.Юнкерса (Германия); д — пятиместный ПМ-2 конструкции Н.Н.Поликарпова; е — четырех-
местный К-1 конструкции К.А.Калинина
своего времени (рис. 1.2.3). Все эти машины
имели двигатели, изготовленные за рубежом,
и их пассажировместимость определялась мощ-
ностью конкретного двигателя, имевшегося в
распоряжении конструкторов (100...260 л.с.).
Отсутствие двигателей не позволило развернуть
серийное производство первых отечественных
пассажирских самолетов, и налаживание серий-
ного производства авиационных двигателей в
то время было одной из приоритетных задач
развития отечественной авиационной промыш-
ленности.
К началу 30-х годов в развитии мирового
гражданского самолетостроения начинают фор-
мироваться два основных направления: 1) соз-
дание пассажирских самолетов средней и боль-
шой (естественно, по понятиям того времени)
пассажировместимости с относительно неболь-
шой скоростью крейсерского полета; 2) соз-
дание “скоростных” пассажирских машин,
рассчитанных на размещение сравнительно не-
большого числа пассажиров. Особенно ярко
эти направления проявились в Германии, где
под руководством Г.Юнкерса на основе посте-
пенно совершенствовавшейся схемы свободно-
несущего цельнометаллического трехдвига-
тельного моноплана было создано семейство
пассажирских самолетов средней пассажиро-
вместимости (на 8-15 мест) G-23, G-24 и G-3I,
а затем Юнкерса Ju-52-3m на 15 пассажиров,
получившего мировую известность (рис. 1.2.4).
Самолетом “большой” пассажировместимости
стал Юнкере G-38 на 34 пассажирских места,
построенный в 1930 г. всего лишь в двухэкземп-
лярах. Крейсерская скорость этих самолетов не
превышала 250 км/ч.
Наибольшее распространение на авиа-
линиях Западной Европы и Северной Аме-
рики получили трехдвигательные самолеты на
8—15 пассажирских мест: фирмы Юнкере,
фирмы Фоккер (Голландия) — подкосной
высокоплан Фоккер F-VIIb-3ni и его модифи-
кации, Форд 5-АТ (США), выполненные по
схеме самолетов Фоккер F-VIIb-Зт, трехдви-
гательные бипланы фирмы Боинг (Boeing 80).
Представителями “скоростных” пасса-
жирских самолетов того времени стали одно-
двигательный шестиместный Локхид “Орион”
с убирающимся шасси (1931 г.) и очень похо-
Рнс. 1.2.4. Пассажирский самолет Юнкере Ju-52-Зш
26
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
жие на него Юнкере Ju-60 (1933 г.) и Хейнкель
Не-70 “Блитц”(1934 г.). Их крейсерская ско-
рость достигала 300...350 км/ч.
Аналогичное направление развития и у
отечественных пассажирских самолетов, од-
нако они имели свои особенности, связанные
со значительной отсталостью отечественной
авиационной промышленности, особенно в
двигателестроении и пилотажно-навигацион-
ном оборудовании. В 1929 г. были построены
два опытных самолета АНТ-9 (ПС-9) и К-5,
отражавшие два основных подхода к созданию
отечественных пассажирских самолетов.
Первое направление, возглавляемое А.Н.Ту-
полевым, — создание пассажирского самолета
на базе военных самолетов, хорошо зареко-
мендовавших себя в эксплуатации. Такой под-
ход был вынужденным и определялся, глав-
ным образом, как крайне сжатыми сроками,
отводившимися на создание новых пассажир-
ских машин, так и недостаточной мощностью
отечественной авиационной промышленности
того времени. Итогом явился двухдвигатель-
ный цельнометаллический девятиместный
пассажирский самолет ПС-9 (АНТ-9), в конст-
рукции которого были использованы агрегаты
(отъемные части крыла, оперение и силовая
установка) серийного многоцелевого военного
самолета Р-б. Всего было построено 75 самоле-
тов ПС-9 (рис. 1.2.5), и эти машины успешно
использовались на отечественных воздушных
линиях небольшой протяженности. Особенно
широко они применялись в жарких и высоко-
горных районах страны, где эти самолеты име-
ли заметное преимущество перед другими оте-
чественными машинами благодаря большой
Рис. 1.2.5. Пассажирские самолеты АНТ:
а — ПС-9 (АНТ-9) на девять пассажирских мест;
б — АНТ-14 на 36 пассажирских мест; в — ПС-124
(АНТ-20 бис) на 64 пассажирских места
относительной мощности силовой установки,
взятой у военной машины.
Второму направлению в разработке пасса-
жирских самолетов, которое предусматривало
создание специализированного пассажирского
самолета, геометрические параметры и силовая
установка которого выбирались из условия его
эксплуатации только в гражданском воздушном
флоте, соответствовал восьмиместный одно-
двигательный самолет К-5 смешанной конст-
рукции, созданный в 1929 г. под руководством
К.А.Калинина. Эта машина оказалась наиболее
удачной, полностью соответствующей требова-
ниям, предъявляемым в то время к пассажирс-
ким самолетам. Было построено 283 самолета
К-5 с различными двигателями, и до 1939 г.
они были основными пассажирскими самоле-
тами отечественного гражданского воздушного
флота (рис. 1.2.6).
Создание отечественных самолетов боль-
шой пассажировместимости в те годы также
производилось с использованием агрегатов во-
енных машин. В 1931 г. на летные испытания
поступил пятидвигательный цельнометалличес-
кий Зб-местный пассажирский самолет АНТ-14
(см. рис. 1.2.5, б), в конструкции которого ис-
пользовались агрегаты тяжелого бомбардиров-
щика ТБ-3. По пассажировместимости и гео-
метрическим размерам АНТ-14 — один из
крупнейших пассажирских самолетов своего
времени имел летно-технические характе-
ристики примерно такие же, как Юнкере G-38.
Но по своей аэродинамической компоновке,
размещению пассажиров, конструктивно-си-
ловой схеме АНТ-14 без сомнения был более
совершенным. Летчики оценивали АНТ-14 как
устойчивый, простой и легкий в управлении
самолет, но серийно он не строился. Сказалось
отсутствие необходимых двигателей и недоста-
точные производственные мощности молодой
отечественной авиационной промышленнос-
ти, тяжелое экономическое положение страны
и относительно небольшой объем воздушных
перевозок в те годы.
Рис. 1.2.6. Пассажирский самолет К-5 иа восемь пас-
сажирских мест с двигателем М-17ф жидкостного
охлаждения
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
27
Развитие пассажирских самолетов боль-
шой пассажировместимости продолжалось в
нашей стране вплоть до начала Великой Оте-
чественной войны. Для эксплуатации на
наиболее напряженной воздушной трассе
Москва — Минеральные воды с большим пасса-
жиропотоком в ОКБ им. А.Н. Туполева в 1939 г.
на базе конструкции тяжелого бомбардиров-
щика ТБ-4 и агитационного самолета АНТ-20
“Максим Горький” (самого большого в те
годы самолета в мире) был создан шести-
двигательный на 64 пассажирских места само-
лет ПС-124 (АНТ-20 бис). В 1939-1940 гг. эта
машина выполняла регулярные авиарейсы с
пассажирами на борту (см. рис. 1.2.5, в).
Характерная особенность отечественных
пассажирских самолетов ПС-9, АНТ-14 и
ПС-124, созданных в 30-е годы, — постоянное
возрастание их геометрических размеров и пас-
сажировместимости при почти неизменной
крейсерской скорости полета 200...235 км/ч.
Небольшая крейсерская скорость полета яви-
лась следствием применения на самолетах
крыла со сравнительно небольшой нагрузкой
на площадь (73...95 кг/м2) гофрированной об-
шивки, неубирающегося шасси.
Одновременно с созданием таких отно-
сительно тихоходных пассажирских самолетов
велись работы и над скоростными машинами.
Еще в октябре 1932 г. совершил первый полет
отечественный скоростной пассажирский само-
лет с убирающимся шасси ХАИ-1, созданный
под руководством И.Г.Немана. Эта цельнодере-
вянная шестиместная машина с гладкой обшив-
кой планера и хорошо закапотированным дви-
гателем воздушного охлаждения, развивающая
максимальную скорость 324 км/ч, строилась
серийно (рис. 1.2.7).
Создание самолета ХАИ-1 оказало заметное
влияние на дальнейшее совершенствование оте-
чественных пассажирских самолетов для граж-
данского воздушного флота, развитие и все воз-
растающие масштабы которого в первой поло-
вине 30-х годов потребовали наличия в нем
самолетного парка, состоящего из более эконо-
мичных и скоростных самолетов, чем находив-
шиеся в эксплуатации самолеты К-5, ПС-9 и др.
Рас. 1.2.7. Скоростной пассажирский самолет ХАИ-1
на шесть пассажирских мест
В нашей стране развернулись опытно-кон-
структорские работы по созданию нового по-
коления пассажирских самолетов: двухдви-
гательных на 10—12 пассажирских мест и
меньших по размерам однодвигательных с
меньшей в 2 раза пассажировместимостью.
В 1935—1936 гг. были созданы опытные самоле-
ты ЗиГ-1 А.В.Кулева, “Сталь-7” Р.Л.Бартини и
АНТ-35 А.Н.Туполева (рис. 1.2.8). Выбор пара-
метров определялся прежде всего условиями
обеспечения заданной, весьма высокой по
тому времени максимальной скорости полета
400 км/ч, которая при имевшихся тогда двига-
телях могла быть достигнута только за счет
значительного ухудшения уровня комфорта
пассажирских салонов. Все новые машины
имели минимальную предельно обжатую пло-
щадь поперечного сечения фюзеляжа с малой
(ниже среднего роста человека) высотой пасса-
жирской кабины. Экономичность новых ма-
шин из-за относительно малой массы коммер-
ческой нагрузки оставляла желать лучшего.
Выпущенный в середине 30-х годов фир-
мой Хейнкель (Германия) десятиместный пас-
сажирский самолет Не-111 имел очень тонкий
фюзеляж и был рассчитан на достижение мак-
симальной скорости полета. Однако очень низ-
кий уровень комфорта для пассажиров и низ-
кая экономичность в эксплуатации привели к
отказу от использования этой машины в граж-
данской авиации. Значительно более эф-
фективным в этом отношении оказался уста-
ревший Юнкере Ju-52-Зт, который и явился
основным пассажирским самолетом Германии
Рис. 1.2.8. Отечественные “скоростные” пассажир-
ские самолеты 30-х годов XX века:
а — ЗиГ-1; б-ПС-35 (АНТ-35); в - “Сталь-7”
28
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
и ряда других стран того времени. Однако пара-
метры и летно-технические характеристики са-
молета Хейнкель Не-111 оказались подходя-
щими для эффективного использования его в
качестве бомбардировщика. Такая же история
произошла с отечественным пассажирским са-
молетом “Сталь-7”, на основе конструкции ко-
торого был создан дальний бомбардировщик
ДБ-240 (Ер-2).
В 1933 г. самолетостроительные фирмы
Дуглас и Боинг (США) выпустили опытные
пассажирские самолеты: 12-местный Дуглас
DC-1 и 10-местный Боинг-247. Обе машины
имели хорошие аэродинамические формы,
убирающиеся шасси, но скоростные характе-
ристики DC-1 оказались немного выше, чем у
Боинга-247. Дальнейшее совершенствование
удачной схемы DC-1 привело к появлению са-
молета DC-3, составившего целую эпоху в ис-
тории мирового самолетостроения (рис. 1.2.9).
Геометрические и весовые параметры
DC-3, мощность его силовой установки опреде-
лились не сразу. Они постепенно уточнялись в
процессе создания, испытания и эксплуатации
его предшественников — пассажирских самоле-
тов Дуглас DC-1 и DC-2. По сравнению с пред-
шественниками на DC-3 увеличили площадь
крыла, почти в 2 раза пассажировместимость са-
молета, установив в комфортабельной пассажир-
ской кабине, в которой человек мог передвигать-
ся в полный рост, 21 кресло. При этом снизилась
крейсерская скорость полета до 270...290 км/ч.
В итоге параметры самолета DC-3 были опреде-
лены на основе экономического критерия.
Главной задачей проектирования этого самоле-
та считалось достижение минимальной себесто-
имости пассажирских перевозок с обеспечени-
ем максимально возможной для того уровня
развития авиационной техники безопасности
полета и комфорта для пассажиров в полете.
При той же мощности двигателей, что у отече-
ственного “скоростного” пассажирского само-
лета ПС-35, самолет DC-3 перевозил, хотя и с
меньшей скоростью, в 2 раза большую коммер-
ческую нагрузку.
Эффективность новой машины оказалась
настолько высокой, что она за два года завое-
вала мир. Уже в 1938 г. самолеты DC-3 выпол-
няли 95% всех коммерческих перевозок в
США. Они эксплуатировались в 30 зарубежных
авиакомпаниях.
Успеху DC-3 способствовали не только его
оптимальные параметры и простота техники
пилотирования, но и целый ряд технических
новшеств в его конструкции, системах и обору-
довании. Самолет оснащался наиболее совер-
шенным в то время комплексом пилотажно-на-
вигационного и радиосвязного оборудования,
автопилотом, системой автоматического регу-
лирования шага воздушного винта в зависимос-
ти от режима полета, что позволяло наивыгод-
нейшим образом использовать мощность дви-
гателей. Он имел гидравлическую систему
подъема и выпуска шасси и закрылков, его про-
сторная пассажирская кабина оборудовалась
комфортабельными креслами, системой ото-
пления и вентиляции. Конструкция планера са-
молета характеризовалась широким применени-
ем прессованных профилей, литья, штамповки.
Она была полностью приспособлена к условиям
крупносерийного производства на основе плазо-
во-шаблонного метода. Технические решения,
впервые внедренные в практику гражданского
самолетостроения при создании самолета DC-3,
в значительной степени были использованы и
развиты многими самолетостроительными фир-
мами в конструкции пассажирских самолетов с
порш невыми двигателями.
Эти самолеты строились серийно в нашей
стране сначала как ПС-84, а затем как Ли-2,
прослужили на отечественных воздушных
линиях вплоть до конца 60-х годов.
Внедрение в эксплуатацию надежных и
комфортабельных пассажирских самолетов
DC-3 определило увеличение объема дальних
пассажирских перевозок в мире. Особенно
возрос спрос на воздушные перевозки через Ат-
лантику, которые в то время выполнялись на
многоместных гидросамолетах — летающих лод-
ках типа Боинг-314, а также из Европы в Африку
и на Ближний Восток. Совершенствование авиа-
ционной техники, рост мощности двигателей
способствовали появлению в конце 30-х годов
эффективных многоместных сухопутных пасса-
жирских самолетов большой дальности полета.
В 1937 г. фирма Фокке-Вульф (Германия)
начала летные испытания четырехдвига-
тельного 25-местного пассажирского самолета
FW-200 Кондор, способного совершать транс-
атлантические полеты. В начале 1938 г. в
воздух поднимается четырехдвигательный
Рис. 1.2.9. Пассажирский самолет Дуглас DC-3
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
29
Юнкере Ju-90, рассчитанный на размещение
38—40 пассажиров, который предполагалось
использовать на авиалиниях, соединяющих
Европу с Южной Африкой. Оба самолета име-
ли традиционные конструктивные решения,
характерные для самолетов этого времени.
II этап (1939—1955 гг.). Это период внед-
рения на воздушных линиях самолетов с пор-
шневыми двигателями, имеющими турбонаг-
нетатели, приводимые энергией выхлопных
газов двигателей, и с герметическими пасса-
жирскими кабинами увеличенной пассажи-
ровместимостью, что позволило им летать на
высотах более 6000 м и с большими крейсерс-
кими скоростями при меньших расходах топ-
лива по сравнению с самолетами прежнего по-
коления и значительно улучшить экономичес-
кую эффективность самолетов этого этапа.
Начинает формироваться специализация
пассажирских самолетов в зависимости от
условий эксплуатации (прежде всего, от даль-
ности полета). Появляются пассажирские
самолеты для местных воздушных линий, ма-
гистральные пассажирские самолеты для авиа-
линий средней и большой протяженности.
Значительно более передовые конструк-
тивные решения имел созданный в 1939 г. че-
тырехдвигательный дальний пассажирский
самолет Боинг-307 “Стратолайнер”, рассчи-
танный на перевозку (в зависимости от даль-
ности полета) 16—33 пассажиров (рис. 1.2.10).
Особенностью этой машины являлось то, что с
целью обеспечения высокой крейсерской
скорости полета и экономичности в эксплуата-
ции, повышения уровня комфорта для пасса-
жиров она рассчитывалась на крейсерский ре-
жим полета на высоте до 6000 м, и это
определило размещение экипажа и пассажиров
на Боинге-307 в герметичном фюзеляже с сис-
темой кондиционирования воздуха. Внедрение
самолета Боинг-307 “Стратолайнер” в эксплу-
атацию открыло эру высотных скоростных пас-
сажирских самолетов.
В период второй мировой войны авиаци-
онные фирмы США, удаленные от театров бо-
евых действий, имеющие огромные заказы на
военную авиационную технику, могли прово-
дить значительные опытно-конструкторские
работы в области гражданского самолетострое-
ния, прежде всего, в направлении создания
мощных высотных силовых установок с порш-
невыми двигателями, более совершенного
пилотажно-навигационного оборудования.
В 1942 г. фирма Дуглас выпускает четырех-
двигательный сорокаместный DC-4 и работает
над его дальнейшим развитием — дальними
трансатлантическими самолетами DC-6
(рис. 1.2.11) и DC-7 иа 60—95 мест. В 1943 г.
появился 68-местный лайнер “Констелейшен”
фирмы Локхид, продолжением которого в
1946—1951 гг. были самолеты Локхид L-049
и L-1049A “Супер констелейшен” на 94 пасса-
Рнс. 1.2.10. Высотный пассажирский самолет Боинг 307
Рнс. 1.2.11. Пассажирский самолет Дуглас DC-6
30
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
Рис. 1.2.12. Пассажирский самолет L-1049A
жирских места (рис. 1.2.12). Особенностью
последних модификаций этих машин являлись
наличие гермокабин для размещения экипажа
и пассажиров, трансатлантическая дальность
полета и крейсерская скорость 550...580 км/ч.
Самолеты этого типа составляли основу даль-
них пассажирских самолетов авиатранспорт-
ных компаний многих стран мира вплоть до
начала 60-х годов.
В создании отечественных пассажирских
самолетов после второй мировой войны снова
прослеживаются два основных направления:
создание пассажирских самолетов на базе
военных машин и специализированных пасса-
жирских самолетов, отвечающих требованиям
их эксплуатации в гражданском воздушном
флоте. Представители первого направления —
пассажирские самолеты, созданные на базе
бомбардировщиков Пе-8, Ер-2 и Ту-4. Наибо-
лее удачным из этих самолетов оказался само-
лет Ту-70 на 72 пассажирских места, проекти-
рование которого велось параллельно с пост-
ройкой первых бомбардировщиков Ту-4.
Направление создания специализирован-
ных пассажирских самолетов с параметрами и
конструкцией, оптимизированными для выпол-
нения определенной транспортной работы, раз-
вивало ОКБ им. С.В.Илыошина. Комплексный
подход к формированию парка пассажирских
самолетов нашел свое отражение в двух опыт-
ных самолетах: в двухдвигательном самолете
Ил-12 на 27 пассажирских мест, предназначен-
ном для эксплуатации на авиалиниях средней
протяженности (рис. 1.2.13) и четырехдви-
гательном дальнем самолете Ил-18 (первый под
этим обозначением) на 66 пассажирских мест в
гермокабине (рис. 1.2.14). Первый полет само-
лета Ил-12 в варианте с экономичными дизель-
Рис. 1.2.13. Пассажирский самолет Ил-12
Рис. 1.2.14. Пассажирский самолет Ил-18 с поршневыми двигателями
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
31
ними двигателями состоялся в 1945 г., а в 1946 г.
начались летные испытания самолета Ил-18 с
четырьмя поршневыми двигателями АШ-73.
Сравнение самолетов Ту-70 и Ил-18 пока-
зало значительно лучшую весовую отдачу
Ил-18 по сравнению с Ту-70, что являлось
следствием оптимизации его конструкции под
условия эксплуатации гражданских самолетов.
Самолеты Ил-18 и Ту-70 серийно не стро-
ились, в основном из-за отсутствия двигате-
лей АШ-73ТК с турбокомпрессорами, которые
поступали на оснащение бомбардировщиков
Ту-4, а также из-за сравнительно небольшого
объема воздушных перевозок в то время, кото-
рому в значительно большей степени соот-
ветствовали пассажирские самолеты Ли-2 и
Ил-12.
Самолеты Ил-12 широко использовались
на воздушных линиях до середины 50-х годов,
что определялось высокой крейсерской скоро-
стью, которая почти на 100 км/ч превышала
крейсерскую скорость Ли-2, большей коммер-
ческой нагрузкой и дальностью полета по срав-
нению с Ли-2. Всего было выпущено 663 само-
лета Ил-12 в различных модификациях.
В процессе эксплуатации и серийного
производства в конструкцию Ил-12 постоянно
вносились различные изменения, повышающие
уровень надежности и безопасности полетов,
реализация которых в полном объеме привела к
появлению качественно новой машины —
самолета Ил-14 (рис. 1.2.15). Самолет Ил-14
в отличие от Ил-12 мог выполнять продолжен-
ный взлет с одним отказавшим двигателем и
при полной полетной массе — длительный по-
лет на одном работающем двигателе. Воздуш-
но-тепловая противообледенительная система
и установка нового пилотажно-навигаци-
онного комплекса, в том числе и система
слепой посадки, обеспечивали безопасность
и регулярность полета Ил-14 днем и ночью,
в простых и сложных метеоусловиях. Все это
способствовало широкому распространению
самолета Ил-14 как в нашей стране, так и в
авиакомпаниях ряда зарубежных стран.
Самолеты Ил-12 и Ил-14 составили целую
эпоху в развитии отечественного гражданского
воздушного флота. В течение первого после-
военного десятилетия в основном на их тех-
нической основе обеспечивалось увеличение
протяженности сначала магистральных внут-
ренних и международных авиатрасс, а в после-
дующем — местных воздушных линий. Рост
парка самолетов Ил-12 и Ил-14, интен-
сивности их движения на авиалиниях обеспе-
чили значительное увеличение объема пасса-
жирских авиаперевозок в стране. Этому спо-
собствовал и более высокий по сравнению с
Ли-2 уровень регулярности полетов самолетов
Ил-12 и Ил-14, более совершенная радионави-
гационная аппаратура, которая вместе с ком-
плексом наземных радиотехнических средств
позволила летчикам быстро освоить регу-
лярные полеты с пассажирами в сложных
метеорологических условиях и ночью с выпол-
нением захода на посадку по приборам. Внед-
рение в эксплуатацию самолетов Ил-12 и
Ил-14 в значительной степени определило
техническую оснащенность аэропортов, потре-
бовало создания системы профилактического
обслуживания самолетов по заранее разрабо-
танным документам, организационного совер-
шенствования службы ремонта.
Все это способствовало созданию реальной
основы для перехода советской гражданской
авиации на качественно более высокий уровень
развития, превращения ее в один из основных
видов пассажирского транспорта, что и было
достигнуто после внедрения в регулярную
массовую эксплуатацию парка самолетов с
газотурбинными двигателями. На разработку
технических требований к этим новым совет-
ским самолетам огромное влияние оказал опыт
эксплуатации самолетов Ил-12 и Ил-14.
III этап (1952—1970 гг.). Это период вне-
дрения в гражданскую авиацию силовых уста-
новок с газотурбинными двигателями, которые
обеспечили резкое увеличение скорости и
дальности полета пассажирских самолетов,
улучшение их экономической эффективности.
Значительное внимание уделяется увеличению
надежности и безопасности пассажирских са-
молетов, их пассажировместимости. Внедряют-
ся необратимые бустерные системы управле-
ния самолетом, совместно с вычислительными
устройствами открывающие возможность
автоматизации системы управления пассажир-
скими самолетами на всех этапах полета,
совершенствуются радионавигационные сред-
ства самолетовождения.
Рис. 1.2.15. Пассажирский самолет Ил-14
32
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
В эксплуатацию внедряются специализи-
рованные административно-служебные пасса-
жирские самолеты различных классов.
В первые послевоенные годы резко возрос
спрос на пассажирские авиаперевозки, осо-
бенно на трансатлантических и тихоокеанских
маршрутах. В этих условиях самолетострои-
тельные и двигателестроительные фирмы Ве-
ликобритании сосредоточили свои усилия на
создании гражданских самолетов с новыми ти-
пами двигателей - с реактивными и турбо-
винтовыми. Одной из первых к решению этой
задачи приступила фирма Де-Хевилленд, кото-
рая летом 1946 г. разработала проект четырех-
двигательного реактивного почтово-пассажир-
ского самолета DH-106 “Комета” на 36 пас-
сажирских мест, способного летать со ско-
ростями и на высотах, ранее не доступных пас-
сажирским самолетам (рис. 1.2.16).
Фирма Де-Хевилленд уделила большое
внимание не только аэродинамической компо-
новке стреловидного крыла и самолета в целом,
но и прочности конструкции планера, особен-
но фюзеляжа, избыточное давление в котором
на расчетной крейсерской высоте полета сос-
тавляло 0,61 кг/см2 и примерно в 2 раза пре-
вышало этот показатель на высотных поршне-
вых самолетах того времени. Кроме наличия
крыла умеренной стреловидности в 20° и реак-
тивных двигателей с центробежными компрес-
сорами, расположенными попарно в корневой
части крыла DH-106 внешне мало чем отли-
чался от поршневых двигателей. Самолет
пользовался успехом у пассажиров благодаря
своей большой крейсерской скорости полета
700 км/ч, высокому уровню комфортабель-
ности. Средняя пассажирозагрузка самолета в
эксплуатации достигала 88%. Однако эксплуа-
тационные расходы почти в 3 раза превышали
расходы самолета Дуглас DC-6.
Меньшие эксплуатационные расходы имели
модификации самолета DH-106 “Комета” 1А
и “Комета” 2 с увеличенным до 44 количе-
ством пассажирских мест.
Одновременно фирма Де-Хевилленд прис-
тупила к разработке вариантов самолета с бо-
лее мощными и экономичными двигателями и
пассажировместимостью, увеличенной до
60—100 мест. Успешное начало эксплуатации
самолетов DH-106 “Комета” было прервано в
начале 1954 г., когда два самолета этого типа
потерпели катастрофы при схожих обстоятель-
ствах: после набора крейсерской высоты один
самолет упал в Средиземное море у острова
Эльба, а второй — вблизи Неаполя. Причина
катастроф — усталостное разрушение фюзе-
ляжа в районе одного из вырезов.
К середине 50-х годов развитие граждан-
ской авиации в нашей стране потребовало
создания и внедрения в эксплуатацию новых
более производительных и эффективных чем
Ил-12 и Ил-14 пассажирских самолетов, летно-
технические качества которых наиболее полно
удовлетворяли бы все возрастающим пассажир-
ским и грузовым воздушным перевозкам на
внутренних и международных авиалиниях.
В связи с этим, а также с учетом тех ка-
чественных изменений, которые принесли в
авиацию газотурбинные двигатели, были при-
няты важные правительственные решения о
создании и внедрении в эксплуатацию новых
турбореактивных и турбовинтовых самолетов.
В соответствии с этими решениями коллекти-
вы А.Н.Туполева и 0.К.Антонова приступили к
созданию реактивного Ту-104 и турбовинто-
вого Ан-10. С инициативным предложением о
создании турбовинтового пассажирского само-
лета Ил-18 выступил С.В.Ильюшин.
Первый отечественный реактивный пасса-
жирский самолетТу-104 (рис. 1.2.17) создавал-
ся на основе двухдвигательного реактивного
бомбардировщика Ту-16, который к этому
времени строился серийно. Ту-104 предназна-
чался для перевозки сначала 50 (Ту-104),
а затем 70 (Ту-104А) и 100 (Ту-104Б) пассажи-
ров на авиалиниях средней протяженности. На
нем использовались крыло, шасси и силовая
установка, значительная часть систем и борто-
вого оборудования бомбардировщика Ту-16.
Фюзеляж, системы и оборудование, обеспечи-
вавшие размещение и жизнедеятельность пас-
сажиров в полете, были созданы заново.
Рис. 1.2.16. Реактивный пассажирский самолет
Де-Хевиллеид DH-106 “Комета”
Рис. 1.2,17. Реактивный пассажирский самолет Ту-104
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
33
При создании Ту-104 учитывался печаль-
ный опыт фирмы Де-Хевилленд: впервые в
отечественной практике планер самолета был
подвергнут циклическим испытаниям в гидро-
бассейне ЦАГИ. Такой подход позволил в
очень короткий срок решить проблему созда-
ния современного для тех лет многоместного
скоростного пассажирского самолета. В 1956 г.
Ту-104 совершил свой первый регулярный
рейс с пассажирами. Его успешной эксплуата-
ции на внутренних и международных воздуш-
ных линиях во многом способствовал высокий
уровень надежности двигателей РД-ЗМ, со-
зданных под руководством А.А.Микулина.
Принятая для Ту-104 схема магистраль-
ного пассажирского самолета с применением
двухдвигательной силовой установки с высо-
ким уровнем надежности двигателей была
передовой не только для своего времени, но и
для последующих реактивных пассажирских
самолетов этого класса. Эта концепция,
однако, получила свое наиболее полное воп-
лощение только в середине второй половины
XX века в серии самолетов различной
пассажировместимости, созданных консор-
циумом Эрбас Индастри (А-300, А-310, А-320,
А-330) и фирмой Боинг (Боинг-737, 777).
Принцип использования отработанных
агрегатов и систем военного самолета был по-
ложен и в основу проектирования дальнего
пассажирского самолета Ту-114 (рис. 1.2,18).
Эта машина создавалась на базе дальнего стра-
тегического бомбардировщика Ту-95. В ее кон-
струкции также использовались крыло, шасси,
силовая установка, системы и бортовое обору-
дование этого бомбардировщика. Благодаря
наличию самых мощных в то время экономич-
ных и надежных турбовинтовых двигателей
НК-12 самолет Ту-114 имел достаточно высо-
кую крейсерскую скорость 780...800 км/ч и
практическую дальность полета до 8000 км с
коммерческой нагрузкой 14,4 т. Его первый
полет состоялся в 1957 г. Это был единствен-
ный в мире дальний пассажирский турбовин-
товой самолет, рассчитанный на перевозку
170...200 пассажиров, летно-технические ха-
рактеристики которого не намного уступали
соответствующим характеристикам “чисто”
реактивных самолетов. Хорошие летные дан-
ные и топливная экономичность, несмотря на
большую массу конструкции самолета, делали
Ту-114 в те годы значительным техническим
достижением. Во время эксплуатации, продол-
жавшейся до осени 1976 г., самолеты Ту-114
зарекомендовали себя высоконадежными ма-
шинами, обеспечивающими наивысший уро-
вень безопасности полетов при выполнении
регулярных пассажирских перевозок.
При проектировании турбовинтового Ан-10
на 75 пассажирских мест ставилась задача со-
здания самолета для эксплуатации на коротких
(протяженностью 500...2500 км) воздушных ли-
ниях при базировании на аэродромах с грунто-
вым покрытием. Как и в случае с самолетами
Ту-104 и Ту-114, самолет Ан-10 был пассажир-
ским вариантом военно-транспортного само-
лета Ан-12. Он имел одинаковые с ним носо-
вую и среднюю часть фюзеляжа, крыло, шасси,
силовую установку и отличался от Ан-12 толь-
ко хвостовой частью фюзеляжа и оборудовани-
ем в герметичном фюзеляже пассажирской ка-
бины с обычным, не усиленным полом.
Сравнительно большие размеры фюзеляжа
диаметром 4,1 м самолета Ан-10 привели к
уменьшению его аэродинамического качества,
снижению весовой отдачи. Однако его боль-
шим преимуществом, очень важным в усло-
виях того уровня развития гражданской авиа-
ции и во многом компенсировавшим недостат-
ки Ан-10, являлись его хорошие взлетно-поса-
дочные данные, “унаследованные” им огАн-12.
Особенно ценной была возможность использо-
вания Ан-10 с грунтовых аэродромов, что поз-
воляло связать воздушным сообщением боль-
шое число крупных населенных пунктов и про-
мышленных центров страны, еще не имевших
Рис. 1.2.18. Турбовинтовой дальний пассажирский
самолет Ту-114
2 - 9874
34
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
в то время хорошо оборудованных аэропортов
(в 1959 г. даже главный аэропорт г. Киева “Бо-
рисполь” еще не имел бетонированной ВПП).
По сравнению с Ан-10 иные требования
предъявлялись к турбовинтовому самолету Ил-18
также на 75 пассажирских мест (рис. 1.2.19),
который должен был стать магистральным
пассажирским самолетом для эксплуатации на
воздушных линиях средней протяженности,
конкурентоспособным по основным парамет-
рам (экономичности, комфорту, летно-техни-
ческим данным) на мировом рынке.
Оба самолета и Ан-10, и Ил-18 соверши-
ли первые полеты в 1957 г., а с 1959 г. нача-
лась их массовая эксплуатация, причем Ил-18
оказался поистине "рабочей лошадкой вос-
точно-европейских аэродромов”. Именно на
самолеты Ил-18, главным образом иа его
100-местные модификации Ил-18В и Ил-18Д,
легла основная тяжесть пассажирских авиапе-
ревозок 60—70-х годов на внутренних и меж-
дународных воздушных авиалиниях нашей
страны, именно Ил-18 впервые нашел широ-
кий спрос со стороны различных зарубежных
авиакомпаний как высокоэкономичный и
эффективный пассажирский самолет. Он от-
личался высоким уровнем надежности и безо-
пасности, комфортом, эксплуатационной тех-
нологичностью и экономической эффектив-
ностью. Это один из наиболее удачных
пассажирских самолетов своего времени.
Рис. 1.2.19. Пассажирский самолет Ил-18 с турбо-
винтовыми двигателями
Всего было выпущено 564 самолета различных
модификаций. Значительное количество этих
машин было поставлено авиакомпаниям зару-
бежных стран. Даже в конце 90-х годов само-
леты Ил-18 авиакомпании “Домодедовские
авиалинии” успешно конкурировали с реак-
тивными самолетами типа Ту-154 и Боинг-737
благодаря тому, что экономичность и топлив-
ная эффективность самолетов Ил-18 позволя-
ли снизить цены на билеты и тем самым при-
влечь пассажиров на рейс Москва—Баку,
обеспечив 100%-ную занятость кресел.
Ретроспективно оценивая программу созда-
ния советских пассажирских самолетов 1955—
1957 гг., следует признать, что в развитии отече-
ственного гражданского воздушного флота она
являлась своего рода революционным скачком
от относительно тихоходных поршневых само-
летов Ли-2, Ил-12, Ил-14 малой пассажировме-
стимости к значительно более вместительным
дальним скоростным пассажирским самолетам
с газотурбинными двигателями.
Однако этот революционный скачок в
пассажировместимости, летно-технических и
эксплуатационных данных как бы отодвинул
на второй план качественную сторону ряда эк-
сплуатационных показателей первых отечест-
венных пассажирских самолетов с газотурбин-
ными двигателями (большие вес, расход топ-
лива и уровень шума). Во многом это являлось
следствием как предельно малых сроков, отпу-
щенных на создание самолетов, так и исполь-
зования в качестве основы их конструкции во-
енных машин. Тем не менее, эта программа
сыграла положительную роль в истории разви-
тия гражданской авиации. Ее реализация поз-
волила, с одной стороны, преодолеть то значи-
тельное отставание от Запада, которое суще-
ствовало в те годы в техническом оснащении
нашей страны, а с другой стороны, внедрение
этих самолетов в эксплуатацию позволило в
очень короткие сроки сделать воздушный
транспорт действительно массовым средством
передвижения, доступным широкому кругу
населения страны.
Успешное начало регулярной эксплуата-
ции пассажирских самолетов с турбореактив-
ными двигателями DH-106 “Комета” и Ту-104
определило ускорение работ над созданием ре-
активных пассажирских самолетов в США,
проводившихся широким фронтом на фирмах
Боинг, Дуглас, Конвэр. Первой приступила к
созданию реактивного пассажирского само-
лета фирма Боинг, имеющая задел по созда-
нию военного самолета — топливозаправщи-
ка Боинг-367-80 (строившегося серийно под
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
35
обозначением КС-135), над которым она ра-
ботала с начала 50-х годов. Этот самолет
(дальнейшее развитие схемы реактивных бом-
бардировщиков фирмы Боинг-В-47 и В-52)
имел отличительную особенность: гибкое
стреловидное крыло, по размаху которого иа
пилонах устанавливались четыре турбореак-
тивных двигателя, далеко вынесенные вперед
относительно передней кромки крыла (как это
было сделано еще в 1947 г. на отечественном
бомбардировщике Ил-22). Такое крыло обес-
печивало самолету получение крейсерской
скорости около 900 км/ч на высоте до 11 тыс. м.
Опытный самолет Боинг-707 был поднят в
воздух в 1954 г.
По результатам испытаний было принято
решение о создании пассажирского варианта
этой машины с новым фюзеляжем — самолета
Боинг-707-120 на 124...179 пассажирских мест,
первый полет которого состоялся в 1957 г. Зна-
чительный объем отработок, проведенный на
самолете, позволил быстро внедрить самолет
Боинг-707-120 в эксплуатацию. Значительно
большая пассажировместимость этой машины
и, как следствие, ее лучшая экономическая эф-
фективность по сравнению с самолетами типа
DH-Юб “Комета”4 определили переориента-
цию основных западных авиатранспортных
компаний на заказ самолетов фирмы Боинг. Из
различных модификаций этого самолета наибо-
лее широкое применение нашел Боинг-707-320
на 131... 189 пассажирских мест с практической
дальностью полета 7500 км и крейсерской ско-
ростью 875 км/ч.
Основным конкурентом самолета Боинг-707
стал выпущенный годом позже Дуглас DC-8,
геометрические параметры, аэродинамическая
схема и пассажировместимость которого близ-
ки к самолету фирмы Боинг. Практически не
отличался от первых двух машин и третий кон-
курент — реактивный пассажирский самолет
Конвэр CV-880, выпущенный через два года
после появления самолета Боинг-707.
Одновременно с созданием дальних реак-
тивных пассажирских самолетов шло внедре-
ние таких машин и на авиалиниях средней
протяженности. Вслед за Ту-104 на авиалинии
средней протяженности вышел 56-местный
пассажирский самолет SE-210 “Каравелла”,
созданный фирмой Сюд-Авиасьон (Франция)
под руководством П.Сатра. От своих предшест-
венников эта машина отличалась оригиналь-
ной аэродинамической схемой — размещени-
ем двигателей на хвостовой части фюзеляжа,
что позволило получить аэродинамически
“чистое” крыло с высокими несущими свойст-
вами и повысить уровень комфорта в пасса-
жирских салонах (рис. 1.2.20). Коммерческая
эксплуатация этой машины была начата в 1959
г. на авиалиниях, соединяющих Европу со
странами Ближнего Востока.
Достоинства проектно-конструкторских
решений, принятых для самолета SE-210
“Каравелла”, явились своего рода революцион-
ным скачком в схемной концепции реактивно-
го пассажирского самолета. Они определили
широкое применение схемы с расположением
двигателей на хвостовой части фюзеляжа на
многих последующих реактивных пассажирс-
ких самолетах различных классов. Выявились и
недостатки аэродинамической схемы, связан-
ные, прежде всего, с явлением так называемого
“суперсрыва” — резкого снижения эффектив-
ности Т-образного горизонтального оперения
самолета на больших углах атаки из-за попада-
ния в зону скоса потока от крыла и двигателей
на хвостовой части фюзеляжа.
Устранение этого недостатка приводило
как к необходимости увеличения площади
горизонтального оперения, так и к усложне-
нию бустерной системы управления самолетом
с использованием “толкателей” штурвала. Эти
“толкатели” не позволяли летчикам выводить
самолет на углы атаки, при которых происхо-
дило явление “суперсрыва”. Другим основным
недостатком самолетов этой схемы считалось
утяжеление их конструкции по сравнению с
самолетами, имеющими двигатели, установ-
ленные под крылом. Однако, как показала
эксплуатация реактивных пассажирских само-
летов с различными вариантами расположения
двигателей, в то время пассажиры предпочита-
ли летать на самолетах с двигателями на хвос-
товой части фюзеляжа из-за более высокого
уровня комфорта в пассажирских салонах,
уровень шума в которых был значительно
ниже, чем в других турбореактивных и турбо-
винтовых самолетах того времени. На основе
схемы с двигателями на хвостовой части фюзе-
ляжа было создано значительное количество
пассажирских самолетов разных типов.
Рис. 1.2.20. Пассажирский самолет SE-210
“Каравелла”
2*
36
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
В начале 60-х годов по этой схеме были
построены и дальние самолеты — четырехдви-
гательные Виккерс VC-10 (Великобритания)
и отечественный Ил-62 на 168...186 пассажир-
ских мест с дальностью полета 8000 км. Несмо-
тря на внешнее сходство Ил-62 имел ряд суще-
ственных отличий от VC-10 (рис. 1.2.21). Для
снижения весовых потерь на Ил-62 все энерго-
потребляющее бортовое оборудование устанав-
ливалось в хвостовой части фюзеляжа рядом с
двигателями, а шасси самолета располагалось
за центром тяжести загруженного, но впереди
центра тяжести пустого самолета. Однако та-
кая схема установки основньгх опор шасси оп-
ределила необходимость использования убира-
ющейся хвостовой опоры при рулении и на
стоянке пустой машины.
Такое решение и стремление С.В.Илью-
шина создать тяжелый реактивный пассажир-
ский самолет без использования малонадеж-
ных в то время гидравлических бустеров для
привода рулевых поверхностей определили
применение на Ил-62 небольшого горизон-
тального оперения с площадью в 1,5 раза
меньшей, чем на VC-10.
Кроме того, на Ил-62 применялось крыло,
имевшее специальную аэродинамическую про-
филировку с наплывом ступенчатой формы в
виде “клюва” на передней кромке. Наличие
этого “клюва”, создававшего по мере увеличе-
ния угла атаки мощный пикирующий момент,
в сочетании с оперением малой площади и
ручной безбустерной системой управления ис-
ключали попадание самолета в режим “супер-
срыва”, обеспечивали достаточные запасы
продольной устойчивости самолета, а также
его управляемость во всем диапазоне углов
атаки. На VC-10 для исключения попадания в
этот режим полета в очень сложной бустерной
(с 17 бустерами) системе управления уста-
навливался “толкатель” штурвала, отношение
к которому в то время среди летного состава
было неоднозначным.
Высокий уровень комфорта, надежность и
безопасность полета, простота конструкции и
технического обслуживания самолета Ил-62
обеспечили ему длительную эксплуатацию на
авиалиниях большой протяженности. Его
серийное производство было прекращено
только в 1996 г. За это время было выпущено
в общей сложности 290 самолетов Ил-62
и Ил-62М, из которых 81 самолет был пос-
тавлен авиакомпаниям девяти зарубежных
стран.
Дальнейшее совершенствование реактив-
ных пассажирских самолетов шло в направ-
лении повышения их экономической эффек-
тивности в эксплуатации и уровня комфорта
в пассажирских салонах, улучшения экологи-
ческих характеристик, особенно по сниже-
нию уровня шума на местности. Повышение
экономической эффективности достигалось
как совершенствованием аэродинамических
характеристик планера самолета, снижением
относительной массы конструкции, силовой
установки и оборудования, так и установкой
на самолетах все более совершенных двигате-
лей с большой степенью двухконтурности,
улучшенными показателями расхода топлива
и с уменьшенным уровнем шума.
Однако основными направлениями про-
ектно-конструкторских работ по повышению
экономической эффективности пассажирских
самолетов в середине 60-х годов стали два:
создание сверхзвуковых пассажирских само-
летов умеренной пассажировместимости на
100...150 мест и создание самолетов с увели-
ченной до 300...400 мест пассажировместимос-
тью, но с дозвуковой крейсерской скоростью
полета.
Работы в направлении повышения эконо-
мической эффективности за счет увеличения
крейсерской скорости полета привели к соз-
данию в 1968—1969 гг. первых сверхзвуковых
самолетов — отечественного Ту-144 (рис. 1.2.22)
Рис. 1.2.21. Пассажирский самолет Ил-62
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
37
Рис. 1.2.22. Сверхзвуковой пассажирский самолет Ту-144
и франко-английского Конкорда с крейсерс-
кой скоростью полета, соответствующей числу
М = 2,0...2,2. Однако снижение себестоимости
перевозок за счет увеличения крейсерской ско-
рости полета не смогло компенсировать высо-
кие эксплуатационные расходы этих машин,
связанные с их техническим обслуживанием и
большим расходом топлива, вследствие чего, а
также из-за экологических проблем, сверхзву-
ковые пассажирские самолеты не нашли ши-
рокого применения.
IV этап (с 1970 г. — по настоящее время).
Характерной особенностью развития граждан-
ской авиации в 60-х годах являлся быстрый
рост объема пассажирских перевозок, который
неразрывно связан с общим совершенствова-
нием гражданской авиации, ее служб, и в пер-
вую очередь ее самолетного парка: с увеличе-
нием рейсовой скорости, пассажировмести-
мости, снижением расхода топлива за счет
применения двигателей с высокой степенью
двухконтурности, регулярности отправки в
рейс и, как следствие, с повышением произ-
водительности и экономичности в эксплуата-
ции пассажирских самолетов, снижением цен
на авиабилеты. Из-за большого количества са-
молетов многие воздушные линии и аэропор-
ты, особенно на североатлантических марш-
рутах, оказались перегруженными. Решение
этих проблем авиационные конструкторы ви-
дели, прежде всего, в увеличении пассажиро-
вместимости существующих самолетов, что
привело к появлению удлиненных вариантов,
например, дальних самолетов Дуглас DC-8-61
и DC-8-63 на 250 пассажирских мест (рис. 1.2.23)
и Дуглас DC-9-80 на 172 пассажирских места
для авиалиний средней протяженности. Удли-
ненные варианты существовавших в то время
пассажирских самолетов с “узкими” фюзеля-
жами не позволяли решить многие проблемы,
связанные с их эксплуатацией в переполнен-
ных аэропортах. Кроме того, снижался и уро-
вень комфортабельности для пассажиров
вследствие “эффекта туннельности”, услож-
нялась работа обслуживающего персонала на
борту таких самолетов.
Проектные разработки конструкторских
организаций показали, что эти проблемы мо-
гут быть решены за счет применения “широ-
ких” фюзеляжей с размещением более шести
пассажирских кресел экономического класса в
поперечном сечении фюзеляжа и наличием
двух продольных проходов между рядами пас-
сажирских кресел по всей длине пассажирских
салонов.
В 1969 г. совершил первый полет четы-
рехдвигательный трансконтинентальный само-
лет Боинг-747 (рис. 1.2.24), рассчитанный на
перевозку до 550 пассажиров. Рождение этой
машины в значительной степени обусловлено
наличием воздушной трассы США — Европа
через Атлантический океан, имеющей кругло-
годичную большую постоянную загрузку. Со-
здание и внедрение в эксплуатацию самолета
Боинг-747 ознаменовало начало нового этапа
в развитии мировой гражданской авиации,
связанного с внедрением в эксплуатацию вы-
сокоэффективных “широкофюзеляжных” са-
молетов большой пассажировместимости, ос-
нащенных мощными высокоэкономичными
Рис. 1.2.23. Пассажирский самолет Дуглас DC-8-61
Рис. 1.2.24. Пассажирский самолет Боииг-747
38
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
двигателями с большой степенью двухконтур-
ности и малым уровнем шума.
Многие проектно-конструкторские решения,
впервые примененные на самолете Боинг-747,
стали своего рода эталонами при создании по-
следующих типов широкофюзеляжных пасса-
жирских самолетов. В частности, компоновка
пассажирских салонов этого самолета опреде-
лила своего рода стандарт кабины широко-
фюзеляжного самолета. Особое внимание при
создании Боинга-747 уделялось возможности
изменения пассажировместимости самолета в
очень широких пределах в соответствии с тре-
бованиями авиакомпаний (250...550 пассажир-
ских мест) и порогом рентабельности, без осо-
бых переделок конструкции при условии
сохранения для всех вариантов компоновок
уровня безопасности при аварийном поки-
дании, определяемого национальными нор-
мами летной годности. Большинство находив-
шихся в эксплуатации самолетов Боинг-747 не
использовали полную возможную пассажиров-
местимость этого самолета, что позволяло
авиатранспортным компаниям привлекать пас-
сажиров созданием на борту самолета высо-
кого уровня комфорта и обслуживания в пасса-
жирских салонах.
В 1970 г. в дополнение к дальнему Боингу-747
фирмы Дуглас и Локхид создают трехдвига-
тельные широкофюзеляжные самолеты DC-10
и L-1011 (рис. 1.2.25) на 350 пассажирских
мест, предназначенные для эксплуатации на
авиалиниях средней протяженности. При
проектировании этих машин их дальность по-
лета с полной пассажирозагрузкой определя-
лась расстоянием между крупными городами
Восточного и Западного побережья США, ко-
торое несколько превышало 4000 км. Аэро-
динамические схемы и компоновка пассажир-
ских кабин этих двух самолетов имели много
общего, однако имелись и отличия, например,
в установке хвостового двигателя, в решении
частных вопросов интерьера пассажирских
салонов и их оборудования.
Только уменьшенным до двух числом
двигателей отличался от рассмотренных само-
летов европейский широкофюзеляжный само-
лет А-300В4, созданный в 1974 г. европейским
международным консорциумом Эрбас Индас-
три. Применение двувдвигательной схемы поз-
волило значительно сократить прямые эксплу-
атационные расходы самолета А-300В4 по
сравнению с трехдвигательными самолетами
DC-10 и L-1011, что во многом определило
коммерческий успех самолета А-300В4 и его
последующих вариантов.
Несколько иной подход к созданию ши-
рокофюзеляжных пассажирских самолетов для
авиалиний средней протяженности просле-
живается в отечественном самолете Ил-86 на
350 пассажирских мест. Прежде всего, к само-
лету Ил-86 (рис. 1.2.26) были предъявлены
требования, учитывающие имевшееся в то вре-
мя состояние наземной материально-техниче-
ской базы, взлетно-посадочных полос и аэро-
портов, где предполагалось использовать этот
самолет. Необходимость выполнения требо-
ваний заказчика и соответствия ожидаемым
условиям эксплуатации определили компоно-
вочные и конструктивные особенности само-
лета Ил-86, первый полет которого состоялся
в 1976 г. К ним относятся:
система “багаж при себе и контейнеры” с
багажными помещениями на нижней палубе,
соединенными с верхними пассажирскими
салонами лестницами;
три бортовых, встроенных в конструкцию
самолета, входных трапа;
шасси, позволяющее эксплуатировать са-
молет с коротких взлетно-посадочных полос,
имеющих относительно слабое покрытие.
Особенность системы “багаж при себе и
контейнеры” состоит в том, что пассажиры
входят в самолет по трем встроенным трапам и
оставляют свой багаж в соответствующих
багажных помещениях, а затем по внутренним
лестницам поднимаются в пассажирские сало-
ны. По прибытии в пункт назначения пасса-
жиры спускаются в багажные помещения,
забирают свой багаж и покидают самолет.
Применение системы “багаж при себе и кон-
тейнеры” позволило значительно сэкономить
Рис. 1.2.25. Пассажирский самолет Дуглас DC-10
Рис. 1.2.26. Пассажирский самолет Ил-86
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
39
время, затрачиваемое на оформление, погрузку
и разгрузку багажа. Сократилось время обора-
чиваемости самолета, непосредственно влияю-
щее на экономическую эффективность его
эксплуатации. Внедрение самолета Ил-86 не
потребовало реконструкции зданий аэровокза-
лов и взлетно-посадочных полос аэропортов,
что значительно расширило географию воз-
душных трасс, на которых эксплуатировались
эти машины. Более чем двадцатилетняя экс-
плуатация этого самолета на внутренних и
международных авиалиниях показала целесо-
образность принятых проектно-конструктор-
ских решений, хотя они и были связаны с
определенными весовыми издержками.
Дальнейшее развитие реактивных пасса-
жирских самолетов шло по двум основным на-
правлениям. Одно из них — совершенствова-
ние уже созданных ранее машин путем
создания целого “семейства” самолетов раз-
личной пассажировместимости и дальности
полета на базе схемы и конструкции таких
удачных машин, как Боинг-707, Боинг-727,
Боинг-737, Боинг-747, Дуглас DC-8, DC-9,
DC-10. Другое направление — создание новых,
более совершенных машин как с использо-
ванием размеров поперечного сечения фюзе-
ляжа ранее созданных самолетов (Ил-96-300,
Ил-96М, Эрбас Индастри А-330 и А-340), так и
с новыми размерами сечения, обеспечива-
ющими или более высокий уровень комфорта
(Боинг-757, -767 и -777), или большую пас-
сажировместимость самолета.
В первом случае каждый последующий са-
молет “семейства” имел различные улучше-
ния, связанные с совершенствованием его
аэродинамики, силовой установки, бортового
оборудования, увеличением числа перевози-
мых пассажиров и дальности полета, повыше-
нием взлетной массы самолета, сокращением
числа членов летного экипажа. Все эти, порой
достаточно “мелкие” улучшения приводили в
итоге к появлению качественно нового по по-
казателям эффективности пассажирского са-
молета. В этом отношении особенно нагляд-
ной является история совершенствования са-
молета Боинг-737, созданного еще в 1967 г.,
последние модификации которого и в настоя-
щее время за счет постоянно вносимых улуч-
шений являются наиболее широко эксплуати-
руемыми самолетами в мире.
Что касается самолетов второго направле-
ния, то эти машины создавались с учетом всех
тех новых достижений в авиационной науке и
технике, которые могли быть реализованы не
только на момент создания этих самолетов, но
и в ближайшем и даже в отдаленном будущем.
Среди отечественных машин представителями
этого направления стали дальний магистраль-
ный пассажирский самолет Ил-96-ЗОО на 300
пассажирских мест, магистральный пассажир-
ский самолет средней дальности полета Ту-204
на 214 пассажирских мест и ближний магист-
ральный самолет Ту-334 на НО пассажирских
мест. Эти машины разрабатывались по техни-
ческим требованиям, которые отражали перс-
пективу развития гражданской авиации в усло-
виях, когда объем пассажирских перевозок про-
гнозировался в 120...130 млн. пассажиров в год.
Дальний магистральный пассажирский само-
лет Ил-96-300. Эта машина на 300 пассажирских
мест (рис. 1.2.27) является ярким примером реа-
лизации новых достижений своего времени, и с
самого начала она рассматривалась как базовый
самолет большого “семейства” различных само-
летов.
Первый полет дальнего широкофюзеляжного
пассажирского самолета Ил-96-300 состоялся в
1988 г. Он был сертифицирован по нормам лет-
ной годности гражданских самолетов и строится
серийно на Воронежском авиационном самолето-
строительном объединении (ВАСО). С 1993 г. са-
молеты этого типа находятся в эксплуатации, со-
вершая регулярные полеты с пассажирами по
наиболее протяженным внутренним и междуна-
родным трассам.
При создании Ил-96-300 ставились задачи
обеспечения его высокой экономической эффек-
тивности, надежности и безопасности в эксплуа-
тации, предоставления пассажирам высокого
уровня комфорта в полете.
Рис, 1.2.27, Пассажирский самолет Ил-96-300
40
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
Эффективность современного пассажирского
самолета, его надежность и безопасность в эксплу-
атации зависят от уровня его технического совер-
шенства и определяются комплексом тех научно-
технических и конструктивных решений, которые
были использованы при его разработке. При созда-
нии самолета Ил-96-300 использовались новейшие
достижения в области теоретических и экспери-
ментальных аэродинамических исследований, раз-
работки новых двигателей, бортового оборудова-
ния и систем, в том числе автоматического
управления самолетом с широким использованием
бортовых цифровых ЭВМ па новой элементной
базе. Конструкция планера самолета Ил-96-300
разрабатывалась на основе новейших методов про-
ектирования с использованием конечно-элемент-
ных математических моделей с широким использо-
ванием металлических сплавов и неметаллических
материалов с более высокими физико-механичес-
кими свойствами и наиболее прогрессивных техно-
логических процессов. Все это позволило реали-
зовать показатели эффективности Ил-96-300 не
только не уступающие зарубежным аналогам, но и
в некоторых случаях превосходящие их.
Обобщающим показателем технической эф-
фективности и совершенства современных пасса-
жирских самолетов является топливная эффектив-
ность, которая интегрирует все достижения в
области аэродинамики, газодинамики двигателей,
весового совершенства конструкции планера и
систем, а также показатели пассажировмести-
мости и дальности полета. По каждой из составля-
ющих топливной эффективности при создании
самолета Ил-96-300 были реализованы решения,
обеспечившие достижение на этом самолете уров-
ня топливной эффективности, соответствующего
зарубежным аналогам.
Аэродинамическое совершенство Ил-96-300 ба-
зируется на новейших научно-технических и экс-
периментальных исследованиях ЦАГИ и ОКБ с
использованием методов расчета характеристик
па основе теории пространственного трансзвуко-
вого обтекания. Достижения ЦАГИ и ОКБ в об-
ласти разработки “суперкритических” профилей,
вертикальных законцовок, взлетно-посадочной
механизации позволили спроектировать и реали-
зовать на Ил-96-300:
уникальное скоростное с уменьшенной стре-
ловидностью крыло большого удлинения с супер-
критическими профилями и вертикальными за-
концовками;
оптимальную форму фюзеляжа самолета с
минимальным относительным лобовым сопро-
тивлением;
оригинальную аэродинамическую компонов-
ку гондол двигателей под крылом, обеспечившую
как минимальное аэродинамическое и интерфе-
ренционное сопротивление гондол, так и такие
жесткостные характеристики крыла, которые оп-
ределяют безопасность полета на всех скоростных
режимах без возникновения явлений флаттера и
дивергенции;
высокоэффективную взлетно-посадочную
механизацию крыла, обеспечившую достижение
высоких значений коэффициента подъемной
силы при минимальном лобовом сопротивлении
механизации в выпущенном положении.
Аэродинамическое и конструктивное совер-
шенство крыла позволило получить максимальное
аэродинамическое качество, которое на момент
создания самолета превышало мировой уровень,
что обеспечило самолету Ил-96-300 выдающиеся
характеристики дальности полета с высокой ком-
мерческой нагрузкой. При реализации конструк-
ции крыла впервые в отечественной практике при
производстве пассажирских самолетов исполь-
зована “стапельная крутка” крыла. Она позволи-
ла обеспечить работу сечений крыла в полете на
наиболее оптимальных углах атаки и, благодаря
этому, достичь проектного максимального аэроди-
намического качества.
Конструкция планера самолета Ил-96-300 раз-
рабатывалась на основе всестороннего исследова-
ния и анализа действующих нагрузок, напряжен-
но-деформированного состояния самолета с
помощью моделирования конструкции методом
конечных элементов. Это позволило точно спрог-
нозировать напряжения и деформации во всех эле-
ментах планера самолета и на их основе создать
конструкцию минимального веса с выполнением
всех требований по прочности и ресурсу. В конст-
рукции планера Ил-96-300 применены новые
решения, обеспечившие его безопасность при
повреждении, уменьшающие скорость роста тре-
щин, обеспечивающие заданный ресурс, снижение
массы, улучшающие качество внешней поверх-
ности и технологичности конструкции при изго-
товлении в производстве.
Силовая установка самолета состоит из четы-
рех турбореактивных двигателей ПС-90А, разра-
ботанных ОАО “Авиадвигатель” и серийно строя-
щихся предприятием “Пермский моторный завод”.
ПС-90А представляет собой турбореактивный
двухконтурный двухвальный двигатель со смеше-
нием потоков воздуха наружного контура и газов
внутреннего контура в общем реактивном сопле.
Взлетная сила тяги двигателя 160 МН. Двигатель
характеризуется высокими параметрами термодина-
мического цикла (суммарной степенью сжатия 38,4,
температурой газов турбины 1640 К), что обеспечи-
вает удельный расход топлива на крейсерском ре-
жиме полета 0,595 кг топлива на 10 Н тяги в 1 ч.
При создании двигателя ПС-90А была науч-
но разработана структура системы математичес-
ких моделей физических процессов в турбине и
компрессоре двигателя, обеспечившая внедрение
в практику численного проектирования турбома-
шин, а также стратегия управления ресурсом вы-
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
41
сокотемпературного двигателя для магистральных
пассажирских самолетов без опережающей стен-
довой отработки. При эксплуатации на самолетах
Ил-96-300 двигатель ПС-90А продемонстрировал
устойчивую тенденцию роста эксплуатационных
показателей.
По состоянию иа 1999 г. наработка на трех
лидерных двигателях ПС-90А превысила 9000 ч с
начала эксплуатации. Самолет Ил-96-300 с двига-
телями ПС-90А соответствует самым жестким
требованиям по экологии, установленным ИКАО,
как по выбросам вредных веществ в атмосферу,
так и по уровню шума на местности, что позволяет
эксплуатировать Ил-96-300 во всех странах мира
без ограничений. ПС-90А пока единственный вы-
пускающийся в России двигатель, который позво-
ляет выполнить эти экологические требования.
При создании бортовых систем самолета
Ил-96-300 были разработаны и реализованы ком-
поновочные, эргономические, информационные и
управляющие системы с отражением полетной и
навигационной информации, а также информа-
ции о работе бортовых систем для экипажа из трех
человек с обеспечением заданного уровня надеж-
ности и безопасности полета.
Впервые были проведены расчетные, экспе-
риментальные и летные исследования по разра-
ботке и внедрению в эксплуатацию на пассажир-
ском самолете такого класса как Ил-96-300
электродистанционной системы управления само-
летом “по усилиям” с дублирующей механической
связью. Впервые в мировой практике создания
пассажирских самолетов на Ил-96-300 применена
система активного демпфирования упругих коле-
баний крыла и снижения действующих на крыло
нагрузок. Наличие этой системы позволяет умень-
шить нагрузки на конструкцию планера, а, следо-
вательно, его массу, повысить долговечность кон-
струкции крыла, предоставить пассажирам более
высокий уровень комфорта при полете в турбу-
лентной атмосфере при наличии сильных
вертикальных порывов, а также обеспечить даль-
нейшее развитие самолета. Система активного
демпфирования снижает изгибающий момент
крыла примерно на 30% и увеличивает долговеч-
ность конструкции крыла также на 30%.
На Ил-96-300 впервые разработаны, испыта-
ны и сертифицированы автоматические системы
предупреждения и обеспечения безопасности по-
летов при непреднамеренном выходе самолета на
критические режимы полета. Эти системы значи-
тельно повышают уровень безопасности полетов.
Этому же способствует и разработанная в Авиа-
ционном комплексе имени С.В.Ильюшина элек-
троимпульсная противообледенительная система,
которая является первой в мире противообледе-
нительной системой такого типа. Ее идеология и
конструкция защищены рядом авторских свиде-
тельств и патентами. Значителен вклад новых
конструктивных решений и в конструкцию других
систем. В общей сложности на самолете Ил-96-
300 внедрены научно-технические решения, за-
щищенные 14 патентами Российской Федерации,
29 иностранными патентами (в том числе патен-
тами США, Великобритании, Германии, Фран-
ции, Японии), 167 авторскими свидетельствами.
На Ил-96-300 установлен комплекс стан-
дартного цифрового пилотажно-навигационного
оборудования (КСЦПНО), разработанный отече-
ственными предприятиями на базе новейших до-
стижений цифровой вычислительной техники.
КСЦПНО обеспечивает автоматизированное са-
молетовождение по запрограммированным траек-
ториям с высокой точностью выдерживания норм
заданного эшелонирования, автоматический за-
ход на посадку и приземление по нормам 1ПА
ИКАО. Комплекс обеспечивает автоматизацию
работ, необходимых для пилотирования самолета,
выдает экипажу полную информацию о текущей
обстановке и положении самолета, работе борто-
вых систем на экранах электронных индикаторов.
Установленное на Ил-96-300 пилотажно-
навигационное оборудование не уступает по сво-
им возможностям современному аналогичному
оборудованию западного производства. Высокий
уровень автоматизации позволил сократить число
членов экипажа самолета Ил-96-300 до трех чело-
век (двух пилотов и бортинженера). Последующее
наращивание возможностей комплекса позволит
уменьшить состав экипажа до двух пилотов.
Важным критерием оценки уровня техничес-
кого совершенства пассажирского самолета яв-
ляется комфортность пассажирских салонов. На
Ил-96-300 каждому пассажиру предоставляется уро-
вень комфорта значительно больший, чем на других
аналогичных самолетах отечественного и зару-
бежного производства. Это связано прежде всего
с большим диаметром фюзеляжа самолета (6,08 м)
и с наличием салонов с двумя продольными про-
ходами между блоками кресел, создающими ощу-
щение свободы и простора. Этому способствует
также применение новых решений в разработке
эстетики интерьера, багажных полок, эргономики
пассажирских кресел, электроосвещения, системы
кондиционирования, обеспечивающей подачу боль-
шого количества свежего воздуха в кабины. От-
делка интерьера, соответствующая современным
эстетическим требованиям, выполнена с приме-
нением новых видов декоративно-отделочных
материалов и способствует улучшению эмоцио-
нального настроения человека в длительном по-
лете, которое поддерживается также применени-
ем на самолете аудио- и видеосистем развлечения
пассажиров в полете.
Система технического обслуживания (ТО)
Ил-96-300 обеспечивает поддержание необходимо-
го уровня летной годности самолета при минималь-
ных финансовых затратах. Система ТО обеспечи-
42
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
вает достижение на каждом самолете Ил-96-300 го-
дового налета 4500 летных часов и по своему уров-
ню соответствует системам, внедренным в настоя-
щее время ведущими авиационными фирмами и
авиатранспортными компаниями. Такой высокий
годовой налет реализуется за счет эксплуатации
Ил-96-300 “по техническому состоянию” без пла-
новых ремонтов, минимизации объема и увеличе-
ния периодичности технического обслуживания,
высокой эксплуатационной технологичности и
контролепригодности конструкции.
Высокие технические достоинства Ил-96-300
были продемонстрированы при его летных и экс-
плуатационных испытаниях и в процессе эксплу-
атации. Летные характеристики самолета, его ус-
тойчивость и управляемость получили высокую
оценку летчиков отечественных авиакомпаний и
Федерального авиационного регистра США. В про-
цессе испытаний самолет совершал уникальные
беспосадочные полеты на расстояние 14 840 км
продолжительностью 16...18 ч. Работоспособ-
ность машины, ее систем и оборудования прове-
рялась при -50 °C в Якутске и при +40 °C в Таш-
кенте. Испытания выявили и отличную топлив-
ную эффективность самолета. В длительных
полетах, выполнявшихся в режиме для дости-
жения максимальной дальности, среднечасовой
расход топлива на Ил-96-300 составил 6,2 т.
Среднесуточный налет самолета Ил-96-300
составил в 1997 г. 12,5 ч, а в 1998 г. 11,48 ч. Само-
леты Боинг-767-300 имели среднесуточный налет
соответственно 13,3 и 12,9 ч. Несколько больший
среднесуточный налет Боинга-767 вызван тем, что
он значительно чаще используется на рейсах боль-
шой протяженности, что является весьма сущест-
венным фактором среднесуточного показателя на-
лета.
Регулярность рейсов Ил-96-300 из аэропорта
“Шереметьево” составляет 98%, из аэропорта
Домодедово 99%; средняя загрузка Ил-96-300
в авиакомпании “Аэрофлот” составила 60,2%
(Боинга-767 — 50,8%), а в авиакомпании “Домо-
дедовские авиалинии” 65%.
Однако несмотря на высокую экономичес-
кую эффективность самолета Ил-96-300, в оте-
чественных авиакомпаниях они эксплуатируются
в относительно небольшом количестве. Распад
“Аэрофлота” на сотни авиакомпаний привел к
тому, что даже крупнейшие российские авиа-
транспортные компании не располагают необхо-
димыми средствами на покупку новых самолетов.
В то же время зарубежные производители авиа-
техники, используя механизмы лизинга и поль-
зуясь значительными таможенными льготами, ус-
тановленными правительством России, предо-
ставляют своим авиатранспортным компаниям
значительно более выгодные условия при приоб-
ретении своей продукции.
Представленные проектно-конструктив-
ные особенности самолета Ил-96-300 и его
эксплуатационно-экономические показатели
являются характерными для пассажирских са-
молетов конца XX века: они реализованы в
конструкции пассажирских самолетов других
самолетостроительных организаций, естест-
венно, с учетом особенностей тех ожидаемых
условий их эксплуатации, для которых они
предназначены.
Высокий уровень технического совершен-
ства самолета Ил-9б-300, его эксплуатацион-
ная эффективность позволяют создать на его
базе семейство высокоэффективных пассажир-
ских широкофюзеляжных самолетов, объеди-
ненных общностью основной конструкции
планера и бортовых систем, но различающих-
ся коммерческой нагрузкой, дальностью бес-
посадочного полета, типом и числом устанав-
ливаемых двигателей.
Пассажирский самолет средней дальности по-
лета Tv-204 (рис. 1.2.28). Как и в случае с Ил-96-ЗОО
самолет Ту-204, рассчитанный на 212...214 пасса-
жирских мест при дальности полета до 3500 км,
рассматривался как базовый самолет большого
“семейства” пассажирских и грузовых самолетов,
а в его конструкцию и бортовые системы внедря-
лись новейшие научно-технические достижения
своего времени. Самолеты Ил-96-300 и Ту-204
создавались практически одновременно, и оба са-
молета объединяла высокая степень унификации
по типу примененного двигателя ПС-90, борто-
вым системам, пилотажно-навигационному и ин-
формационному комплексу, радиосвязному обо-
рудованию. Однако заданная для Ту-204 пас-
Рис. 1.2.28. Пассажирский самолет Ту-204
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
43
сажировместимость определила выбор для него
однопроходного фюзеляжа диаметром 4 м и с раз-
мещением шести пассажирских кресел в попереч-
ном ряду по схеме 3+3.
С целью обеспечения заданного показателя
топливной эффективности для Ту-204 выбрана
двухдвигательная схема с крылом большого уд-
линения и умеренной стреловидности, набран-
ного из суперкритических профилей, обеспечив-
шая получение максимального аэродинамичес-
кого качества Хтах = 18 на крейсерских режимах
полета.
Для снижения потерь аэродинамического
качества на балансировку и массы планера, полет
самолета на крейсерских режимах должен вы-
полняться при малых запасах устойчивости, а зад-
няя центровка самолета обеспечиваться системой
перекачки топлива из крыльевых баков в килевой
бак. При снижении с эшелона и до входа в зону
аэродрома посадки происходит обратная пере-
качка топлива из килевого в крыльевые баки.
Система перекачки топлива обеспечивает изме-
нение полетной центровки самолета в пределах
до 10% САХ.
Для обеспечения эксплуатации самолета на аэ-
родромах с длиной ВПП не превышающей 2500 м
крыло Ту-204 оборудовано предкрылками по все-
му его размаху и двухщелевыми закрылками с
большими откатами вдоль хорды крыла с после-
дующим отклонением их вниз. Предкрылки и за-
крылки приводятся в действие от системы гидро-
механических приводов вращательного действия.
Принятая схема механизации крыла, а также углы
отклонения предкрылков и закрылков, обеспечи-
вают достижение больших коэффициентов подъ-
емной силы на режимах взлета и посадки при со-
хранении высокого аэродинамического качества
на этих режимах.
Как и па Ил-96-300, системы самолета Ту-204
спроектированы с широким применением цифро-
вой техники, с резервированием и встроенной
системой контроля. Комплекс пилотажно-навига-
ционного оборудования обеспечивает автоматизи-
рованное самолетовождение по оптимальным зап-
рограммированным траекториям на всех этапах
полета от взлета до посадки. Как и на Ил-96-300
электродистанционная система управления само-
летом Ту-204 обеспечивает оптимальные характе-
ристики устойчивости и управляемости самолета
на всех режимах полета, а также предотвращает
выход самолета за пределы эксплуатационных
ограничений.
В отличие от Ил-96-300 электродистанцион-
ная система управления самолетом на Ту-204
имеет три независимых цифровых электродистан-
циопных капала управления с трехканальным
аналоговым резервированием. Вместо традици-
онных штурвальных колонок, примененных на
Ил-96-300, на Ту-204 в кабине экипажа установ-
лены центральные Y-образные ручки управления
с малыми ходами, при отклонении которых элек-
трические сигналы приводят в действие следящие
необратимые гидравлические приводы, отклоня-
ющие рулевые поверхности самолета. Эргономи-
ческие особенности кабины экипажа самолета
Ту-204 обеспечивают снижение психофизических
нагрузок на экипаж из двух человек и способству-
ют его высокой работоспособности на всех режи-
мах полета.
Расход топлива составил 19 г/пасс.км. Дина-
мика снижения расхода топлива при создании
отечественных реактивных пассажирских самоле-
тов средней дальности полета приведена ниже.
Самолет......... Ту-104 Ту-154 Ту-204
Год создания ...	1955	1968	1989
Расход топлива,
г/пасс.км.......	70	35	19
Снижение стоимости летного часа и повы-
шение экономической эффективности самолета
Ту-204 обеспечивается как встроенным автомати-
зированным контролем всех бортовых систем, так
и принятой системой технического обслуживания,
основополагающим принципом которой, как и на
Ил-96-300, стала стратегия технического обслужи-
вания по состоянию.
Первый полет Ту-204 состоялся 2 января 1989 г.,
а в декабре 1994 г. самолет завершил программу
сертификационных и эксплуатационных испы-
таний и получил сертификат летной годности
МАК. Серийное производство самолетов Ту-204
освоено на Ульяновском и Казанском авиацион-
ных заводах.
На основе базового варианта пассажирского
самолета разработаны многочисленные модифи-
кации Ту-204. Ульяновский авиационный завод
освоил серийное производство пассажирского
самолета Ту-204-100 па 210 мест с увеличенной
до 5000 км практической дальностью полета,
грузового самолета Ту-204-100С с массой ком-
мерческой нагрузки 25 т, пассажирского само-
лета Ту-204-120 с английскими двигателями
Роллс-Ройс RB.211-535E4. Практическая даль-
ность полета “укороченного” самолета Ту-234 на
160 пассажирских мест доведена до 7200 км, что
обеспечивает эксплуатацию этой машины на
авиалинии Москва — Хабаровск. Казанский
авиационный завод освоил производство
самолета Ту-214 с увеличенной до 6250 км прак-
тической дальностью полета. Однако несмотря
на значительные производственные мощности
этих заводов и большую потребность российских
авиакомпаний в самолетах Ту-204 для замены
вырабатывающих свой ресурс Ту-154, годовой
выпуск серийных самолетов Ту-204, как и даль-
них Ил-96-300 в течение последнего десятилетия
XX века измерялся единицами.
44
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
Магистральный пассажирский самолет Ту-334
для ближних авиалиний. Реализованные в кон-
струкции бортовых систем и оборудовании само-
летов Ту-204 новейшие научно-технические ре-
шения были применены и в конструкции
самолета Ту-334.
Эта стоместная машина с двумя двигателями
Д-436 в хвостовой части фюзеляжа предназначена
для эксплуатации на авиалиниях протяженностью
до 3000 км. Работы над ней начались в 1989 г.,
и она создавалась для замены хорошо зарекомен-
довавшего себя в эксплуатации самолета Ту-134,
уже вырабатывающего свой ресурс, и должна
была соответствовать новым требованиям по топ-
ливной экономичности, эксплуатационной техно-
логичности и уровню комфорта (рис. 1.2.29).
Особенностью самолета Ту-334 является его
значительная унификация с самолетом Ту-204,
например по диаметру фюзеляжа, что позволило
унифицировать кабины экипажа этих двух само-
летов, элементы интерьера, пассажирских сало-
нов, материалы. На Ту-334 целиком или частично
используются самолетные системы, оборудование
и комплектующие изделия, взаимозаменяемые с
Ту-204. Как и в случае с Ил-96-300 и Ту-204, само-
лет Ту-334 задуман как базовая машина “семей-
ства” пассажирских и грузовых самолетов, разли-
чающихся между собой пассажировместимостью,
дальностью полета, типом применяемых двигате-
лей и оборудования. Предусматриваются грузовые
модификации этого самолета. Однако несмотря
на большую потребность отечественных авиа-
компаний в таком самолете, Ту-334 также стал
заложником экономической ситуации, сложив-
шейся в стране.
Перспективы развития пассажирских само-
летов. Самолеты Ту-204 и Ту-334 отражают
уровень развития авиационной промышленно-
сти конца XX века. Предполагается, что
основными требованиями к перспективному
пассажирскому самолету начала XXI века
будут требования, связанные с уменьшением
расхода топлива и влияния на окружающую
среду.
Эти требования в определенной мере реа-
лизуются в проекте двухпалубного широко-
фюзеляжного самолета Эрбас Индастри А-380
(рис. 1,2.30). Его основной вариант рассчитан
на перевозку 550 пассажиров в трехклассной
компоновке пассажирских салонов и более чем
600 пассажиров в экономическом варианте
компоновки салонов. Фюзеляж самолета имеет
поперечное сечение, которое представляет
собой два полукруга, разделенных балкой пола
верхнего пассажирского салона. Практическая
дальность полета самолета до 15 000 км при
крейсерской скорости, эквивалентной числу
М = 0,85.
Использование передовых научно-техни-
ческих достижений позволит снизить эксплуа-
тационные расходы самолета А-380 на 15...20%
по сравнению с самолетом Боинг-747-400,
который в настоящее время является самым
вместительным самолетом. Новые технологии,
реализованные в конструкции двигателей,
устанавливаемых на этом самолете, позволят
значительно снизить уровень шума на мест-
ности и выброс вредных продуктов сгорания в
атмосферу. По уровню шума на местности
самолет А-380 будет соответствовать новым
требованиям ИКАО, которые определяют
необходимость снижения шума магистральных
пассажирских самолетов на 10 дБ по срав-
нению с ныне действующими стандартами.
Программа разработки самолета А-380,
постройки опытных экземпляров, их испыта-
ний и сертификации оценивается в 12 млрд,
долларов.
Аналогичные проекты самолетов сверх-
большой пассажировместимости Ил-96-550
и Ил-196 разработаны в конце 80-х годов
XX века в ОКБ им. С.В.Ильюшина. Проект
самолета Ил-96-550 на 450...550 пассажирских
мест разрабатывался на базе новых научно-тех-
нических достижений с максимальным ис-
пользованием конструкции агрегатов, бортовых
систем и оборудования серийного самолета
Ил-96М. Это обеспечивало создание Ил-96-550
в короткие сроки с минимальными затратами
(рис. 1.2.31).
Рис. 1.2.29. Пассажирский самолет Ту-334
Рис. 1.2.30 Пассажирский самолет А-380
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
45
В проекте самолета Ил-196 на 650...800
пассажирских мест предусматривалась реали-
зация новейших научно-технических достиже-
ний в области аэродинамики, двигателестрое-
ния, материалов, бортового оборудования и
технологии, что требовало проведения большо-
го объема научно-исследовательских и опыт-
но-конструкторских работ, значительных фи-
нансовых затрат. К сожалению, экономическая
ситуация, сложившаяся в России в 90-х годах,
резкое падение объема пассажирских пере-
возок на отечественных авиалиниях привели к
тому, что проекты этих самолетов не были
реализованы.
Исследования показали, что дальнейшее
повышение экономической эффективности са-
молетов большой пассажировместимости и их
соответствие перспективным экологическим
требованиям (уменьшение шума и уровня
эмиссии углекислого газа и оксидов азота), как
предполагается, приведут к отказу от класси-
ческой схемы пассажирского самолета (фюзе-
ляж + крыло) в пользу схемы “летающее
крыло”. Это позволит решить проблемы как
снижения сопротивления самолета, повыше-
ния его аэродинамического качества, так и
уменьшения шума реактивных двигателей за
счет экранирования поверхностью самолета
излучения шума вентилятора и реактивной
струи, направленного к земле. В настоящее
время проводятся интенсивные исследования
особенностей таких самолетов в ЦАГИ, науч-
ных центрах США и Европы, конструкторских
бюро отечественных и зарубежных самолето-
строительных фирм (рис. 1.2.32).
Проблема стоимости и ожидаемого в буду-
щем дефицита авиационного керосина, а также
экологии определила начало работ по созда-
нию пассажирских самолетов на альтерна-
тивных видах топлива, в первую очередь на
сжиженном водороде и на природном газе, об-
ладающих более высокой теплотой сгорания, а
следовательно, меньшей массой по сравнению
с керосином. Кроме того, при сгорании этих
топлив значительно снижаются выбросы вред-
ных веществ в атмосферу, а двигатель, работа-
ющий на жидком водороде, выбрасывает в ат-
мосферу воду и незначительное количество
оксидов азота.
В нашей стране работы в этом направле-
нии начали проводиться с конца 70-х годов,
когда была разработана программа научно-ис-
следовательских и опытно-конструкторских
работ “Холод”. В 1988 г. на базе конструкции
пассажирского самолета Ту-154 был создан
опытный самолет-летающая лаборатория Ту-155,
Рис. 1.2.31. Компоновка салона пассажирского
самолета Ил-96-550
на котором решались проблемы использования
в качестве топлива жидкого водорода и сжи-
женного природного газа. Результаты иссле-
дований, проведенных на Ту-155, были поло-
жены в основу создания в ОКБ им. А.Н.Тупо-
лева проекта грузового самолета Ту-15б, а
также пассажирских самолетов Ту-204 СПГ и
Ту-334 СПГ с двигателями, работающими на
сжиженном природном газе и керосине.
В ОКБ им. С.В.Ильюшина также был разрабо-
тан проект самолета Ил-114 с использованием
в качестве топлива сжиженного природного
газа. К сожалению, эти работы были при-
остановлены в начале 90-х годов из-за отсутст-
вия финансирования.
Учитывая важность решения проблемы
использования в гражданской авиации аль-
тернативных видов топлива, Европейским
сообществом в 2001 г. принято решение о
выделении 4,5 млн. евро на проведение в тече-
ние двух лет исследований по проекту само-
лета “Криоплан” на альтернативных видах топ-
лива (рис. 1.2.33). Для снижения затрат
Рис. 1.2.32. Проект самолета “летающее крыло”
па 1000 пассажирских мест Аэроспасьяль Матра
46
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
предполагается, что он будет разрабатываться на
базе конструкции самолета Эрбас Индастри А-
300. Небольшая плотность жидкого водорода (в
4 раза меньшая, чем у керосина) и низкая
температура (-253 °C) требуют создания специ-
альных, хорошо изолированных топливных ба-
ков, в которых жидкий водород находится под
давлением. По предварительным проработкам
наиболее оптимальным расположение таких
топливных баков на самолете А-300 будет над
фюзеляжем.
Основной проблемой, затрудняющей вне-
дрение альтернативных видов топлива в авиа-
цию в настоящее время, является создание
наземной инфраструктуры, связанной с хране-
нием этих видов топлив из-за их низкой тем-
пературы и взрывоопасности при смешении с
воздухом, а также заправка ими самолетов.
Немаловажной является и проблема получения
жидкого водорода в больших количествах.
Продолжаются работы и над проектами
второго поколения сверхзвуковых пасса-
жирских самолетов, более полно отвечающих
современным требованиям в части эконо-
мической эффективности в эксплуатации,
соответствия современным экологическим
требованиям (рис. 1.2.34).
Решение всех этих проблем требует боль-
шого объема научных и опытно-конструктор-
ских работ, а следовательно, больших финан-
совых затрат.
Грузовые самолеты. Попытки перевозить
на самолетах грузы в виде небольших почтовых
отправлений были предприняты на самом
начальном этапе развития авиации, как только
самолеты обрели возможность совершать
полеты между разными городами. Уже в
начале 1911 г. в США самолет был впервые
использован для доставки почты. Однако пер-
вым грузовым самолетом в современном пони-
мании этого слова стал однодвигательный
Юнкере Ju-52/lm. Первый полет этого само-
лета состоялся 13 октября 1930 г. Самолет имел
грузовую кабину объемом 20 м3 с усиленным
Рис. 1.2.33. Проект пассажирского самолета
“Криоплаи” на базе самолета А-300
полом, которая позволяла размещать внутри
фюзеляжа крупногабаритные грузы. Погрузка
грузов в кабину производилась через двух-
створчатую (створки откидывались вверх и
вниз) грузовые двери на правом и левом бортах
фюзеляжа. Аналогичную конструкцию имели и
трехдвигательные грузовые варианты пасса-
жирского самолета Ju-52/Зт, выпускавшиеся
большими сериями, принимавшие активное
участие при перевозке грузов до 3000 кг во вто-
рой мировой войне.
Аналогичные грузовые варианты имели и
самолеты DC-3 грузоподъемностью 4500 кг.
Они имели усиленный грузовой пол и двух-
створчатую (створки открывались вбок) грузо-
вую дверь на левом борту фюзеляжа. Как и
Ju-52/Зт эти машины под обозначением С-47
использовались во второй мировой войне, а
после нее для грузовых авиаперевозок во мно-
гих странах мира, в том числе и в нашей стране,
где помимо этих машин широко эксплуатиро-
вались грузовые варианты пассажирских само-
летов Ил-12Т и Ил-14Т с большими грузовыми
дверями на левом борту фюзеляжа.
Опыт эксплуатации большого парка таких
самолетов определил их основной недостаток —
трудность загрузки и перемещения в грузовой
кабине крупногабаритных грузов и, особенно,
техники. Этот недостаток был устранен соз-
данием специальных транспортных самолетов,
имевших большие грузовые люки в хвостовой
части фюзеляжа. Наиболее характерными пред-
ставителями этого направления развития гру-
зовых самолетов стали турбовинтовые само-
леты Локхид С-130 и Ан-12, появившиеся во
второй половине 50-х годов, а затем турбореак-
тивные С-140, Ил-76, С-5А, Ан-124. Однако
эти машины, обладая уникальными транспорт-
ными возможностями, создавались в соответ-
ствии с требованиями ВВС своих стран и пред-
назначались в первую очередь для воздушных
Рис. 1.2.34. Проект сверхзвукового пассажирского
самолета второго поколения, исследуемый в центре
им. Леигли NASA
ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
47
транспортных перевозок в интересах вооружен-
ных сил. Их использование для перевозок
коммерческих грузов первоначально было
ограниченным, тем более, что основу коммерче-
ских грузовых авиаперевозок составляли такие
грузы, как одежда, предметы бытового обихода и
роскоши, продукты, цветы и тому подобные
объемные, но относительно нетяжелые грузы.
Для таких перевозок наиболее выгодным
оказалось использование морально устарев-
ших, но еще имевших значительный остаток
ресурса, пассажирских самолетов, переобору-
дованных в грузовые за счет снятия пассажир-
ского оборудования, установки грузовых лю-
ков на левом борту фюзеляжа и усиления пола
кабин. Так появились грузовые варианты
известных поршневых, турбовинтовых и реак-
тивных пассажирских самолетов Боинг-707Р,
DC-6F, DC-7F, DC-8F, DC-10F, Ил-18Гр
(сертифицирован в Германии), Ил-62Гр и др.
Несколько особняком стоит грузовой вариант
самолета Боинг-747Р, пассажирский вариант
которого первоначально проектировался как
грузовой самолет с откидывающейся вверх но-
совой частью фюзеляжа, которая должна была
обеспечивать быструю погрузку-выгрузку гру-
зов из огромной кабины этого самолета грузо-
подъемностью свыше 100 т.
К концу XX века в номенклатуре коммер-
ческих грузов значительную часть стали состав-
лять крупногабаритные грузы и техника, пере-
возка которых могла быть осуществлена только
на грузовых самолетах, имеющих носовой или
хвостовой грузовые люки и оборудование, поз-
воляющее перемещать эти грузы вдоль грузо-
вой кабины, т.е. такие машины, типичными
представителями которых в Российской Феде-
рации являются самолеты Ил-76 и Ан-124.
Самолет Ил-76 (рис. 1.2.35). Этот самолет
является первым в нашей стране реактивным
транспортным самолетом. Он создавался на осно-
ве анализа всего многообразия условий эксплуа-
тации транспортных самолетов. Анализ номенк-
латуры перевозимых грузов и ожидаемых условий
эксплуатации, проведенный в период проектиро-
вания самолета Ил-76, показал, что эта машина
должна базироваться на большинстве имеющихся
аэродромов, в том числе и на грунтовых, иметь
хорошие взлетно-посадочные характеристики и
полную автономность при эксплуатации на мало-
оборудованных аэродромах.
В соответствии с этими основными требо-
ваниями выбраны основные параметры и опре-
делены конструктивные особенности Ил-76.
Первый полет опытного самолета Ил-76 состо-
ялся 25 марта 1971 г. Летно-технические
характеристики и значительные транспортные
возможности Ил-76 в сочетании с простотой
технического обслуживания самолета в эксплуа-
тации определили его серийное производство в
течение более чем четверти века. За это время
было выпущено свыше 900 самолетов Ил-76 в
различных модификациях, и они нашли самое
широкое применение во многих странах мира.
Широкому распространению самолета Ил-76
способствует его большая грузоподъемность, рав-
ная 50 т, сочетающаяся с большой дальностью и
высокой скоростью полета, возможностью ба-
зирования на аэродромах ограниченных разме-
ров, как с грунтовым, так и с бетонированным
покрытием.
Вместительная грузовая кабина длиной 20 м,
шириной 3,45 м и высотой 3,4 м, а также приме-
ненный на самолете Ил-76 комплекс бортового
транспортного оборудования обеспечивают раз-
мещение и быструю погрузку — выгрузку грузов в
стандартной и нестандартной упаковке, колесной
и гусеничной техники без использования назем-
ных средств. Обеспечивается и воздушное десан-
тирование перевозимых грузов. Наличие встроен-
ных в конструкцию самолета средств погрузки-
выгрузки грузов, бортовой вспомогательной
силовой установки, простота технического обслу-
живания конструкции и систем обспечивагот са-
молетам Ил-76 автономность и быструю оборачи-
ваемость в эксплуатации.
Среди особенностей конструкции бортовых
систем самолета Ил-76 следует выделить систему
управления. Ее основной особенностью является
применение автономных рулевых машин, объе-
диняющих в одном агрегате бустер и гидравли-
ческую насосную станцию (с гидробаком и элек-
троприводом), что дало возможность повысить
надежность системы управления, благодаря от-
казу от широкоразветвленной централизованной
гидросистемы для питания бустеров, а также зна-
чительно упростить обслуживание и ремонтоспо-
собность системы в аэродромных условиях. Кро-
ме того, система управления самолетом Ил-76
спроектирована таким образом, что обеспечивает
переход с бустерного управления самолетом на
ручное. Это потребовало решения сложных
технических задач для самолета таких больших
Рис. 1.2.35. Транспортный самолет Ил-76
48
Глава 1.2. ПАССАЖИРСКИЕ И ГРУЗОВЫЕ САМОЛЕТЫ
геометрических размеров, обладающего к тому же
достаточно высокой скоростью полета. Многие,
реализованные на самолете Ил-76 конструктив-
ные особенности, в том числе и по системе уп-
равления, были использованы затем в конструк-
ции ряда зарубежных транспортных самолетов.
Авиационный комплекс им. С.В.Ильюши-
на постоянно совершенствовал самолеты Ил-
76 в процессе их серийного производства,
внедряя в эксплуатацию варианты самолета с
большей грузоподъемностью и дальностью по-
лета, с более совершенным бортовым оборудо-
ванием.
Самолета, подобного Ил-76, в настоящее
время в мире нет, и в ближайшее время появ-
ление такого самолета не предвидится. И в то
же время потенциал развития Ил-76 еще пол-
ностью не исчерпан.
Очередной модификацией Ил-76 стал са-
молет Ил-76ТФ с удлиненной на 6,6 м грузо-
вой кабиной (две цилиндрические вставки дли-
ной по 3,3 м перед и за крылом) и с четырьмя
пермскими двигателями ПС-90А, аналогичны-
ми устанавливаемым на серийных самолетах
Ил-96-300 и Ту-204.
Совершивший свой первый полет в Таш-
кенте в августе 1995 г. самолет к настоящему
времени полностью выполнил программу лет-
но-конструкторских испытаний.
По результатам испытаний максимальная
коммерческая нагрузка Ил-76ТФ увеличена
до 60 т (на самолетах Ил-76ТД, она составляет
48...50 т), и при взлетной массе 210 т практи-
ческая дальность полета модифицированного
самолета с коммерческой нагрузкой 20 т
составляет 8600 км. Это достигается благодаря
лучшей экономичности двигателей ПС-90А,
характеристики которых обеспечивают самоле-
ту соответствие современным, очень строгим
требованиям по уровню шума на местности и
эмиссии вредных веществ в атмосферу.
Кроме самолета Ил-76 в ОКБ Авиацион-
ного комплекса (АК) им. С,В.Ильюшина ве-
лись работы и в направлении создания грузо-
вого самолета Ил-96Т на базе конструкции
пассажирского самолета Ил-96-300.
Самолет Ил-96Т. В соответствии с потенци-
альными возможностями Ил-96-300 во второй
половине 80-х годов предпочтение отдавалось
проекту пассажирского Ил-96М с максимальной
пассажировместимостью 436 мест. Одновременно
прорабатывался грузовой вариант Ил-96Т.
Вариантами Ил-96М и Ил-96Т с американ-
скими двигателями фирмы Пратт Уитни PW-2337
с взлетной тягой по 170,30 МН и авионикой
фирмы Коллинз в конце 1989 г. заинтересовались
зарубежные фирмы, и постепенно программа со-
здания Ил-96М/Т приобрела статус международ-
ной. В короткие сроки на опытном производстве
АК им. С.В.Илыошина была произведена сборка
опытного ЙЛ-96МО, и в апреле 1993 г. летчики-
испытатели С.Г.Близнюк и А.Н.Кнышов подняли
его в воздух с Ходынского аэродрома в центре
Москвы. Одновременно коллектив Воронежского
авиационного самолетостроительного объединения
(ВАСО) начал серийное производство нового само-
лета.
Резкое падение объема пассажирских пере-
возок в России в начале 90-х годов и устойчивая
тенденция роста объема грузовых перевозок
привели к смене приоритетов. Основные усилия
АК им. С.В.Илыошина и ВАСО сосредоточились
на создании Ил-96Т. Коллектив ВАСО построил
первый серийный Ил-96Т, и 16 мая 1997 г. в
Воронеже состоялся его первый полет под
управлением летчиков-испытателей С.Г.Близню-
ка и А.Н.Кнышова.
От Ил-96-300 самолет Ил-96Т отличается
повышенной до 92 т максимальной коммерческой
нагрузкой и большей дальностью полета. Это
обеспечивается увеличением длины фюзеляжа на
9,35 м (цилиндрические вставки 6,05 м перед кры-
лом и 3,35 м за крылом), а также увеличенной мак-
симальной взлетной массой до 270 т.
На главной грузовой палубе Ил-96Т могут
быть установлены до 25 грузовых поддонов дли-
ной 3,175 м со стандартным поперечным се-
чением 2,44 x 2,44 м. Погрузка поддонов осуще-
ствляется через боковой грузовой люк шириной
4,85 м и высотой 2,875 м с левой стороны фюзе-
ляжа. Такие большие размеры грузового люка
выбраны из условия обеспечения возможности
погрузки в самолет поддонов с грузами длиной
6,8 м. В двух нижних грузоотсеках самолета раз-
мещены 32 стандартных контейнера типа LD-3
или грузовых поддона.
Установленные на Ил-96Т двигатели Пратт
Уитни PW 2337 и авионика фирмы Коллинз вы-
полнены на современной элементной базе. Они
отличаются высоким уровнем надежности, имеют
международные сертификаты летной годности,
глобальную сеть обслуживания и материально-
технического обеспечения во всех странах мира,
что очень важно для Ил-96Т, обладающего меж-
континентальной дальностью полета.
Новая авионика, обеспечившая высокий
уровень автоматизации полета с выводом всей по-
летной и навигационной информации, а также
информации о работе бортовых систем на экраны
многофункциональных индикаторов, позволяет
надежно осуществлять управление самолетом
экипажу из двух человек — командиру корабля и
второму пилоту. За их креслами предусмотрены
места для двух наблюдателей (проверяющих или
лоцманов).
КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ-ИСТРЕБИТЕЛЕЙ
49
Сразу же за задней перегородкой кабины
экипажа, в передней части грузовой кабины, на-
ходится помещение для лиц, сопровождающих
груз с необходимым бытовым и аварийно-спаса-
тельным оборудованием. От грузовой кабины это
помещение отделено мягкой противодымной пе-
регородкой и аварийной барьерной сетью, спо-
собной выдержать перегрузку, которую могут (хотя
это и маловероятно) создать сорвавшиеся с крепле-
ний грузы при аварийной посадке самолета.
Максимальная практическая дальность поле-
та Ил-9бТ более 14 000 км, крейсерская скорость
870 км/ч на высоте 12 000 м. Самолет может экс-
плуатироваться с существующих в большинстве
крупных городов взлетно-посадочных полос.
В 1998 г. самолет Ил-96Т получил базовый
российский сертификат МАК на соответствие
российским требованиям — авиационным прави-
лам АП-25. Самолет прошел дополнительные
сертификационные испытания на соответствие
требованиям Федеральной авиационной админи-
страции (FAA) США.
Дальнейшим развитием самолета Ил-96Т
стал грузовой самолет Ил-9б-400Т, отличавшийся
от своего прототипа только наличием отечествен-
ных двигателей ПС-90А и авионики отечествен-
ного производства.
Глава 1.3
ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
Маневренная боевая авиация — истре-
бители является одной из наибольших по чис-
ленности группировок современной авиации.
Маневренность этих самолетов связана с пара-
метрами, характеризующими их способность
быстро изменять свое пространственное и
угловое положение. К ним относятся; скоро-
подъемность, скорость угловых разворотов,
разгонные характеристики, характеристики
торможения, скорость изменения положения
связанных осей самолета, допустимые углы
атаки и скольжения. Эти параметры непосред-
ственно зависят от совершенства конструктив-
ных и аэродинамических характеристик, пара-
метров силовой установки и системы управле-
ния. Кроме того, на боевую эффективность
оказывают влияние характеристики воору-
жения, систем прицеливания, навигации, оп-
тимизация параметров боевых маневренных
самолетов является чрезвычайно сложной за-
дачей, решение которой часто оказывает влия-
ние на все развитие авиации.
1.3.1. КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ-
ИСТРЕБИТЕЛЕЙ
Нормами общих технических требований
(ОТТ), принятыми в нашей стране, установле-
на следующая классификация самолетов-ис-
требителей:
фронтовые;
перехватчики;
бомбардировщики, самолеты-штурмовики.
Ниже рассмотрена классификация в соот-
ветствии с основными условиями применения
в составе авиационных комплексов.
Истребители фронтовые. Эта группа нахо-
дится в составе истребительного авиационного
комплекса фронтовой авиации (ИАК ФА) и
имеет в своем составе;
фронтовой истребитель, назначение кото-
рого — уничтожение воздушных целей всех ти-
пов и сопровождение ударных самолетов, а
также действия по наземным объектам в опера-
тивной и технической глубине;
легкий фронтовой истребитель, назначение
которого — уничтожение воздушных целей
всех типов и сопровождение самолетов-штур-
мовиков в тактической глубине и над своей
территорией;
истребитель-перехватчик, входящий в сос-
тав авиационных комплексов ПВО (АК ПВО),
назначение которого — уничтожение самоле-
тов тактической авиации в ходе прикрытия
территории страны или отдельных объектов, а
также при завоевании господства в воздухе
совместно с ВВС и другими видами вооружен-
ных сил;
бомбардировщик, самолет-штурмовик, вхо-
дящие в ударный комплекс фронтовой авиа-
ции (УАК ФА) и предназначенные для унич-
тожения наземных (морских) объектов, в том
числе малоразмерных и подвижных, а также
воздушных целей в тактической и оператив-
ной глубине и ведения воздушной разведки
противника с использованием технических
средств разведки.
Самолет-штурмовик предназначен для
уничтожения малоразмерных и подвижных
наземных целей на поле боя и в тактической
глубине, а также для ведения воздушной раз-
ведки противника с использованием техниче-
ских средств.
Кроме приведенной выше классификации
самолетов-истребителей по их назначению в
ОТТ ВВС введена их классификация по основ-
ным признакам их конструкции:
по аэродинамической схеме — нормаль-
ная схема, бесхвостка ит.д.;
50
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
по форме и количеству крыльев — прямое,
стреловидное, треугольное крыло; моноплан;
биплан;
по маневренным свойствам — высокома-
невренные с > 9, маневренные 5<«}>э<7;
по максимальной скорости полета — дозву-
ковые, сверхзвуковые;
по условиям базирования — аэродромное,
корабельное базирование;
по условиям старта — обычного с разбе-
гом, ускоренного, вертикального;
по условиям посадки — обычная с пробе-
гом, укороченная с пробегом, вертикальная.
Исходя из этого формируются требования
к маневренным возможностям самолетов.
1,3.2, ХРОНОЛОГИЯ РАЗВИТИЯ
МАНЕВРЕННОЙ БОЕВОЙ АВИАЦИИ
Развитие маневренной авиации можно
хронологически разделить на несколько этапов
по общему уровню технических решений.
Первое поколение маневренных боевых са-
молетов (1918—1941 гг.), которые были приня-
ты в серийное производство и составили осно-
ву отечественных военно-воздушных сил, по
своему техническому уровню отличалось высо-
кой маневренностью и эксплуатационными пе-
регрузками. Все самолеты этого периода имели
винтомоторную силовую установку с поршне-
выми двигателями.
Энерговооруженность этих самолетов дос-
тигала 2,33...2,48 (отношение веса к мощности
двигателя). Предельные скорости полета для
этих самолетов составляли 360 км/ч для схемы
биплан и 440 км/ч для схемы моноплан. Пре-
дельные углы атаки самолетов, характерные
для прямых крыльев, составляли 14°.
Второе поколение маневренных боевых са-
молетов (1941—1945 гг.) имели винтомоторную
силовую установку и следующие отличия от
самолетов первого поколения:
более высокую энерговооруженность
(2,01...2,17);
более совершенную аэродинамику;
более мощное вооружение.
Все это привело к увеличению максималь-
ной скорости полета до 580...740 км/ч.
Третье поколение маневренных боевых само-
летов (1945—1970 гг.) относится к периоду науч-
ных достижений в развитии маневренной боевой
авиации, в результате которых был осуществлен
прорыв в сверхзвуковую зону скоростей полета.
К этим фундаментальным достижениям
относятся:
создание турбореактивных двигателей;
работы в области аэродинамики стрело-
видных, треугольных крыльев и крыльев уме-
ренного удлинения.
Силовая установка этих самолетов состоя-
ла из двигателей ТРД с температурой газов
Тг =1250 К, удельной тягой 90 (кгс тяги отне-
сенной к кг воздуха) и удельным весом 0,18
(вес, отнесенный к тяге двигателя). Основные
технические параметры самолета, определяю-
щие его маневренные характеристики, приве-
дены ниже.
Тяговооруженность.................0,8
Эксплуатационная перегрузка.....7...8
Допустимый угол атаки, °...........16
Увеличение скоростей полета привело к
необходимости создания необратимой бустер-
ной системы управления с элементами автома-
тизации и к разработке катапультной системы
спасения экипажа. В связи с ростом скорости
полета конструкция планера выполнялась из
легких алюминиевых сплавов. На этом же эта-
пе произошли большие изменения в области
систем вооружения, связанные с появлением
ракетного вооружения и систем радиолокации.
Продвижение в область повышенных ско-
ростей полета существенно усложнялось до-
звуковой аэродинамикой самолета, поэтому в
ЦАГИ была разработана теория стреловидного
крыла, которая позволила обеспечить сущест-
венное снижение волнового сопротивления
при сверхзвуковых скоростях.
Первым серийным сверхзвуковым самоле-
том отечественного производства стал самолет
МиГ-19. Полет этого самолета с достижением
числа М= 1,33 состоялся в 1954 г.
Четвертое поколение маневренных боевых
самолетов (1970—1990 гг.) — попытка создания
оптимального парка самолетов, обеспечиваю-
щих максимальную боевую эффективность
при минимальных затратах. Проведенные
исследования показали, что такой парк само-
летов должен состоять примерно из 70% истре-
бителей прикрытия и 30% истребителей, обес-
печивающих глубокое проникновение за ли-
нию фронта. Поэтому проектирование само-
летов четвертого поколения в нашей стране и
за рубежом проводилось в двух направлениях:
создание высокоманевренного самолета ма-
лой весовой размерности со сравнительно не-
большой дальностью полета и вооружением, при-
ХРОНОЛОГИЯ РАЗВИТИЯ МАНЕВРЕННОЙ БОЕВОЙ АВИАЦИИ
51
способленным к ведению боевых действий при
поддержке с земли (истребитель прикрытия);
создание истребителя увеличенной весо-
вой размерности и большой дальности полета,
способного вести автономные боевые действия
над территорией противника (истребитель
проникновения).
Однако в процессе проектирования к ос-
новному назначению самолетов, как истреби-
телей завоевания воздушного превосходства,
было добавлено применение их в ударном ва-
рианте по наземным целям. В связи с требова-
нием высокой маневренности были пересмот-
рены значения ряда основных параметров по
аэродинамике и силовой установке: бьш расши-
рен диапазон допустимых углов атаки, которые
для серийных самолетов доведены до 25...30°.
Такой диапазон углов атаки потребовал проведе-
ния фундаментальных исследований в области
отрывных и вихревых течений, в результате кото-
рых в аэродинамической компоновке появились
новые элементы: наплывы крыла, механизация
крыла на маневре, вихрегенераторы.
Увеличение тяговооруженности самолетов
до 1,1... 1,15 обусловило снижение потерь ско-
рости при торможении на больших углах атаки
из-за большого аэродинамического сопротив-
ления. Рост тяговооруженности самолетов чет-
вертого поколения произошел в связи со зна-
чительными изменениями в области силовых
установок: переходом на двухконтурные двига-
тели с повышенными температурами в камере
сгорания (1650 К). Такие изменения в области
газодинамики двигателей привели к снижению
их удельного веса до 0,125.
Высокая располагаемая тяговооружен-
ность и работы по совершенствованию аэро-
динамической компоновки на больших углах
атаки привели к существенному росту устано-
вившихся и максимальных перегрузок. Для ис-
пользования энергетических возможностей са-
молета, эксплуатационные перегрузки были
доведены до 9g на дозвуковых скоростях за
счет усиления конструкции самолета. Конст-
рукция планера этих самолетов была выпол-
нена из высокопрочных легких сплавов с
применением композитов.
Для уменьшения балансировочных по-
терь, снижения аэродинамических нагрузок и
улучшения устойчивости и управляемости по
всем каналам, были созданы дистанционные
системы управления. В этих системах управле-
ния широко использовались перекрестные
связи между каналами, обеспечивающие необ-
ходимую реакцию самолета на управляющие
действия летчика.
На самолетах четвертого поколения был
сделан существенный шаг в области систем уп-
равления вооружением. Были введены много-
канальные системы управления вооружением,
позволяющие проводить одновременные пус-
ки ракет по нескольким целям. При проекти-
ровании этих самолетов не выдвигались требо-
вания малой заметности, в настоящее время
проводятся мероприятия, обеспечивающие не-
которое снижение эффективной отражающей
поверхности за счет использования радиопог-
лощающих покрытий. Но даже применение
таких покрытий не позволяет довести замет-
ность самолетов до низкого уровня.
Пятое и шестое поколения боевых манев-
ренных самолетов (1985—2010 гг.) можно отли-
чить по аэродинамике и летно-техническим
характеристикам, по бортовому оборудованию
и вооружению, а также по заметности.
По аэродинамике и летно-техническим ха-
рактеристикам:
увеличение зоны допустимых углов атаки,
доступных для пилотирования строевыми лет-
чиками, до 120°, что позволяет существенно
ускорить процесс прицеливания на режимах
сверхманевренности и динамических забросов
по углу атаки (суперманевренность);
дальнейшее увеличение маневренности и
разгонных характеристик за счет роста тягово-
оруженности до 1,2...1,3;
введение режимов сверхзвукового крейсер-
ского полета для снижения потерь при преодо-
лении систем ПВО и увеличения оперативности
(для истребителей четвертого поколения харак-
терны кратковременные сверхзвуковые режи-
мы вследствие малой экономичности силовой
установки на сверхзвуковых скоростях и несо-
вершенства аэродинамической компоновки для
этого диапазона скоростей);
обеспечение базирования самолетов на
укороченной полосе за счет применения сис-
тем реверса тяги и поворота вектора тяги во
время взлета и посадки;
снижение удельного веса двигателя до 0,1,
повышение удельной тяги до 125...133 и темпе-
ратуры в камере сгорания до 1900...2000 К.
снижение веса, возможное благодаря
выполнению силовых элементов конструкции
планера из композиционных материалов.
По бортовому оборудованию и вооружению:
наличие на борту вычислительной среды,
обеспечивающей взаимосвязанную работу всех
систем самолета в реальном масштабе времени
благодаря применению мощной бортовой вычис-
лительной машины с быстродействием в нес-
колько десятков миллиардов операций в секунду;
52
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
использование всеракурсных систем воору-
жения “воздух — воздух", работающих при груп-
повом взаимодействии с авиацией, находящейся
в воздухе, и с наземными и воздушными центра-
ми управления боевой обстановкой;
использование всеракурсных систем уста-
новки помех, встроенных в основные системы
РЛС самолета за счет использования много-
функциональных антенн с активной фази-
рованной решеткой (AFAR);
применение высокоточного оружия “воз-
дух — земля”;
внутреннее размещение в отсеках основ-
ного варианта вооружения “воздух — воздух”
и “воздух — земля”, обеспечивающее сниже-
ние заметности самолета без существенного
ухудшения аэродинамических характеристик.
По заметности — всеракурсная незамет-
ность самолета в радиолокационном и инфра-
красном диапазонах волн и доведение эффек-
тивной отражающей поверхности до уровня
менее 0,1м2, обеспечивающей проникновение
через системы ПВО противника со снижен-
ными потерями.
Краткий перечень приведенных выше от-
личий пятого поколения самолетов показыва-
ет, какой объем исследований необходим для
реализации этих характеристик. Фундамен-
тальные исследования необходимо проводить
в областях вычислительной техники и про-
граммного обеспечения, электроники, различ-
ных способах снижения заметности планера,
отрывных течениях потока на больших углах
атаки, газодинамики силовой установки, со-
здания и применения новых материалов.
Такой объем исследований требует очень
крупных финансовых затрат. По данным зару-
бежных источников затраты на разработку са-
молета пятого поколения F-22 для ВВС США
составляют 18,7 млрд, долларов.
1,3.1. Этапы развития маневренной боевой авиации
Поколение (период создания)	Поколение				
	I (1918-1941 гг.)	II (1941-1945 гг.)	III (1945-1970 гг.)	IV (1970-1990 гг.)	V (1985-2010 гг.)
Схема	Биплан, моноплан	Моноплан			
Крыло	Прямое		Стреловидное		
Энерговооруженность	(7/A=2,3...2,48 | G/N =2,1...2,17		/>/0=0,8	Р/(7= 1,1...1,15	77(7 = 1,2...1,3
Тип двигателя	Поршневой		ТРД	ТРДД (т = 0,5)	ТРДД (т =0,15)
Температура в камере сгорания, К			1250	1650	1900
Удельная тяга			90	115	125
Тип сопла			Круглое, регулируемое		Поворотное
Максимальная скорость	440 км/ч	740 км/ч	М = 2,2	М = 2,35	М = 2,35
Допустимые углы атаки и характер обтекания	14°, безотрывное	14°, безотрывное	16°, безотрывное	24.-30°, вихревое	120°, отрывное
Крейсерский режим полета	Дозвуковой				Дозвуковой, сверхзвуковой
Эксплуатационные перегрузки	7	7	7...8	9	9...12
Оружие	Пулеметы, ФАБ	Пушечно- пулеметное, ФАБ, PC	Ракеты В-В, В-3, ФАБ, PC, пушка	Ракеты В-В, В-3, КАБ, ФАБ, PC, пушка	Ракеты В-В, высокоточное оружие В-3
Размещение основного комплекта вооружения	Внешнее				Внутреннее
Система поиска цеди	Оптический прицел		РЛС с антенной Кассегрейна	Многоканальная РЛС с антенной Кассегрейна или ЩАР, оптическое и нашлемное целеуказание	Многоканальная РЛС сАФАР, оптическое и нашлемное целеуказание
ЭПР	Не задана				0,1м2
Интегрирование ЭВМ в комплексе бортового оборудования	Вычислитель отсутствует			Частичное	Полное
Примечание: Сокращения В-В, В-3 — соответственно “воздух — воздух”, “воздух — земля”.
СВЯЗЬ ХАРАКТЕРИСТИК МАНЕВРЕННОСТИ С КОНСТРУКТИВНЫМИ ПАРАМЕТРАМИ 53
В настоящее время трудно сформулировать
технические характеристики маневренных са-
молетов шестого поколения. Работа над этим
направлением находится в начальной стадии.
Но с достаточной достоверностью можно отме-
тить одно из направлений этих разработок. Это
создание беспилотных ЛА, способных в авто-
матическом или директорном режиме достав-
лять боевую нагрузку в виде ракет В-В или В-3
в зону боевого применения.
Для успешного функционирования такого
рода авиационных систем необходимо даль-
нейшее развитие информационных комплек-
сов наземного, воздушного или космического
базирования, а также средств, обеспечивающих
малую заметность этих систем и надежную за-
щиту информационных каналов связи.
Данные об этапах развития маневренных
боевых самолетов приведены в табл. 1.3.1.
1.3.3. СВЯЗЬ ХАРАКТЕРИСТИК
МАНЕВРЕННОСТИ С
КОНСТРУКТИВНЫМИ ПАРАМЕТРАМИ
В течение долгого времени проводился
поиск критерия, способного достаточно полно
охватить все характеристики маневренности.
Было установлено, что наиболее общим крите-
рием маневренности является перегрузочная
поляра.
Перегрузочная поляра строится в коорди-
натах пх, пу (рис.1.3.1). По осям этой поляры
откладываются параметры, имеющие одно-
значную связь с основными параметрами ма-
невренности:
скорость углового разворота по курсу
я
Ч = -фГу-1-,
скороподъемность при постоянной скоро-
*
СТИ
У Л
Следует отметить, что уу имеет опреде-
ленный физический смысл:
*_ P-Q -Рч Qv гг -
где G — вес самолета; Р — сила тяги
двигателя; Q — сила лобового сопротивления;
v — скорость полета; пх — продольная пере-
грузка; пу — вертикальная перегрузка. Этот
параметр характеризует превышение удельной
мощности активных сил двигателя над пассив-
ными силами аэродинамического сопротивле-
ния.
Таким образом, обе координаты перегру-
зочной поляры однозначно связаны с основ-
ными характеристиками маневренности само-
лета. На перегрузочной поляре можно отобра-
зить также дополнительную информацию,
показывающую различные ограничения по пе-
регрузке:
«ртах — ограничение по прочности;
п®оп — ограничение, соответствующее
предельно допустимым углам атаки (из усло-
вий устойчивости и управляемости самолета), в
пределах которых характеристики самолета
обеспечивают безопасное и комфортное пило-
тирование;
я* — ограничение по физиологическим
возможностям пилота, определяемое эргоно-
микой кабины летчика и его возможностью пе-
реносить высокие перегрузки при сохранении
способности управления самолетом.
Точка перегрузочной поляры при nx = Q
называется установившейся перегрузкой /грст,
показывает уровень перегрузки и соответству-
ющую ей угловую скорость, которую может
развить маневренный самолет при сохранении
постоянной скорости полета.
Используя перегрузочную поляру, можно
сравнить характеристики различных манев-
ренных самолетов и дать рекомендации по так-
тике их маневрирования в воздушном бою.
Самолет А имеет более высокий уровень
установившихся перегрузок, чем самолет В, но
худшие разгонные характеристики при умерен-
ных значениях пу. Отсюда можно сделать
вывод, что тактика самолета А в воздушном
бою — маневрирование на высоких перегруз-
ках, которые можно рекомендовать при движе-
нии в горизонтальной плоскости, У самолета В
тактика воздушного боя должна быть построе-
на на возможности высокой скороподъемнос-
ти и хороших разгонов, т.е. маневрирование
Рис. 1.3.1. Перегрузочная поляра
54
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
должно осуществляться преимущественно в
вертикальной плоскости.
Связь перегрузочной поляры с основными
параметрами. Для осуществления проектиро-
вания маневренного самолета, удовлетворяю-
щего заданным требованиям маневренности,
необходимо иметь связь всех проектных пара-
метров самолета с перегрузкой поляры.
Однако точное решение этой задачи зат-
руднено даже при использовании сложных
программ машинного проектирования вслед-
ствие большого количества нелинейных харак-
теристик, различных ограничений и отсут-
ствия точных методов расчета аэродинамичес-
ких характеристик на больших углах атаки.
Поэтому для понимания основных связей пе-
регрузочной поляры с основными параметра-
ми, используемыми при проектировании, не-
обходимо получить конечную формулу, кото-
рая хотя бы в приближенном виде давала
возможность правильно определить основные
направления проектирования. Такую упро-
щенную формулу можно получить, используя
следующие соотношения:
Q-=Go +ЛС2;
Л = —;
леХ
Р = Р0Р'(Н,М)-
Су = nyG/(qS)-,
GT = G.r/GQ-,
(? = G0-GT = G0(l-/«Gr),
где X - удлинение крыла самолета,
к = 1г/3-, Р - тяга двигателя; Pq - тяга при
Я = 0, М = 0; Р'(Н,М) — безразмерные ко-
эффициенты, учитывающие связь тяги самоле-
та при Я = 0, М=0 с полетным значением;
Су — коэффициент подъемной силы при за-
данной перегрузке; GT — весовая отдача само-
лета по топливу; <70 — взлетный вес; GT — вес
топлива; in — коэффициент, учитывающий
количество израсходованного топлива; обычно
при сравнении маневренных характеристик
принимается in = 0,5; е — коэффициент, ко-
торый учитывает ухудшение несущих свойств
самолета в результате нарушения эллиптично-
сти распределения нагрузки по размаху крыла.
Главное приближенное соотношение —
это использование квадратичного вида поля-
ры, однако для оценки различных решений
это приближение допустимо.
Подставляя эти соотношения в формулу
для расчета перегрузки
можно получить формулу перегрузочной
поляры
д .рР'(Я,М) Qq _
х 0 1-ллбу <70(l-m<7T)
1 G0(l —тСт) 2
леХ qS
где Ро — тяговооруженность самолета при
Я = 0, М = 0; Qq — сила сопротивления при
угле атаки а. = 0.
Приняв пх = 0 и пренебрегая соотно-
шением ——- - (допустимо для самоле-
<70(1-и<7т)
тов с высоким уровнем тяговооруженности),
можно получить упрощенную формулу для
расчета установившейся перегрузки:
п и [JPoJ>l(H,M)peXg
?	(1- Лг<?т)" Gq/S
Получив эти основные соотношения, оп-
ределяющие перегрузочную поляру, целесооб-
разно рассмотреть возможность изменения и
пути улучшения каждого из входящих в фор-
мулу параметров, разделив их на следующие
группы:
силовой установки;
аэродинамической компоновки;
основных ограничений по пу.
Выбор основных характеристик двигателя
маневренного самолета. Энерговооруженность
самолета в полете определяется эффективной
тягой силовой установки, т.е. реализуемой в
полете тягой двигателя с учетом ее потерь в
воздухозаборнике и сопле.
Выбор основных характеристик двигателя
целесообразно рассмотреть на примере само-
СВЯЗЬ ХАРАКТЕРИСТИК МАНЕВРЕННОСТИ С КОНСТРУКТИВНЫМИ ПАРАМЕТРАМИ 55
летов третьего и четвертого поколений. Для ма-
невренных самолетов третьего поколения
характерна тяговооруженность Ро =0,8, а для
самолетов четвертого поколения — тяговоору-
женность Рй = 1,1...1,2. Такой существенный
рост тяговооруженности имеет определенное
физическое объяснение.
Рассмотрим соотношение параметров дви-
гателей самолетов третьего и четвертого
поколений (табл. 1.3.2) с типами двигателей
ТРДиТРДД.
Смена поколений самолетов, связанная с
появлением двигателей с очень высокими
газодинамическими, весовыми и геометричес-
кими параметрами, обусловила разработку жа-
ропрочных охлаждаемых лопаток турбины, поз-
воливших резко поднять температуру торможе-
ния газов перед турбиной Т*, и введение двига-
теля нового типа с двухконтурностыо (0,6 ).
Существенное изменение характеристик
двигателя позволило повысить тяговооружен-
ность самолетов (рис. 1.3.2). Так, при задан-
ных ЛТХ и оборудовании обеспечение тяго-
вооруженности Р0=1,2 при удельном весе
двигателя удв = 0,18 приводит к очень боль-
шим размерностям самолета, что делает эту
задачу практически невыполнимой. Таким об-
разом, основным объяснением различия тяго-
вооруженности между самолетами третьего и
четвертого поколения являются характеристи-
ки двигателей, которые позволяют реали-
зовать Рйл, = 1,2 при меньшем весе самолета.
Типы воздухозаборников для маневренного
самолета. В настоящее время известно боль-
шое количество разных типов воздухозаборни-
ков, применяемых в силовых установках само-
летов. Классификация заборников может быть
осуществлена по нескольким признакам.
По способу торможения потока системой
скачков:
с внешним сжатием;
с внутренним сжатием;
со смешанным сжатием.
Более простая конструкция, меньшая
масса и практически совпадающие коэффици-
енты давления при числах М <2,5 делают бо-
лее предпочтительными для маневренных
самолетов воздухозаборники с внешним
сжатием.
По способу регулирования:
регулируемые;
нерегулируемые.
Для маневренных самолетов применяют
воздухозаборники обоих видов. Однако при ог-
раничении числа М < 1,8 используют нерегу-
лируемые воздухозаборники (самолет F-16),
при предельном числе М > 1,8 воздухозабор-
ник имеет регулировку системы скачков, осу-
ществляющих торможение потока, так как ис-
пользование нерегулируемого заборника на
Рис. 1.3.2. Влияние удельного веса двигателя удв на
Go маневренного самолета
1.3.2. Соотношение параметров двигателей маневренных самолетов третьего и четвертого поколений
Характеристика двигателя	Поколение		Соотношение
	ШсТРД	1УсТРДД	
Степеньдвухконтурности т	0	0,6	-
Температура торможения газов перед турбиной Т)', °C	1350	1650	-
Удельная тяга Дд = Д/О,	90	120	1,3
Удельный вес двигателя удв =	0,18	0,125	0,7
Лобовая тяга До6 = Ро/5ло6.дп	16	19,7	1,23
Погонная тяга Д„г = Pq/!№	0,57	0,73	1,28
56
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
этих числах существенно снижает коэффици-
ент восстановления давления.
По компоновке и расположению воздухоза-
борника на самолете:
с вертикальным клином;
с горизонтальным клином;
носовые;
подкрыльевые;
поднаплывные;
подфюзеляжные;
наспинные.
Чтобы разобраться в целесообразности
применения воздухозаборников различных ти-
пов, нужно рассмотреть основные требования,
предъявляемые к ним.
Требование высокого коэффициента вос-
становления полного давления. На рис. 1.3.3
представлен типичный график изменения
коэффициента давления va/va=3 в зависи-
мости от угла атаки а самолета для различных
вариантов компоновки воздухозаборников.
Требование устойчивой работы заборника.
Запасы устойчивости воздухозаборника при
прочих равных условиях зависят от скосов, зон
торможения, отрыва потока перед ним. Наи-
более благоприятные условия, с точки зрения
его функционирования, — у носового воздухо-
заборника, а наименее благоприятные при
наспинном расположении воздухозаборника —
в зоне сильных вихревых течений, торможе-
ний и отрывов потока.
Требование устойчивой работы двигателя.
Свойство силовой установки работать на
предельных режимах без остановки зависит как
от устойчивости работы воздухозаборника, так
и от запасов устойчивости двигателя. Следует
отметить, что на устойчивую работу двигателя
сильное влияние оказывает длина канала
воздухозаборника, выраженная в калибрах
входа двигателя. Хорошие результаты могут
быть получены при длине канала порядка
4...5 калибров. При такой длине канала нерав-
номерности полей скоростей на входе заборни-
ка успевают в значительной степени умень-
шиться, что обеспечивает удовлетворительные
поля скоростей перед компрессором двигателя.
Требование к непопаданию посторонних
предметов. При эксплуатации самолетов с пло-
хо подготовленных полос или грунтовых аэрод-
ромов в результате подсасывающего эффекта
стояночного вихря ступени компрессора забива-
ются посторонними предметами, что приводит к
досрочной замене 20...25% двигателей. Чтобы
избежать этого, необходимо воздухозаборник
размещать на достаточном удалении от земли.
В настоящее время известны следующие
способы защиты двигателя от попадания по-
сторонних предметов:
создание дополнительного входа и при-
крытие основного входа на режимах рулежки,
взлета и посадки. Так, в самолете МиГ-29
дополнительный вход расположен на верхней
поверхности крыла и открывается по сигналам
выпуска шасси и при скорости v< 200 км/ч.
Недостаток такого решения — потеря полез-
ного внутреннего объема V = 120 л;
Рис. 1.3.3. Зависимости изменения коэффициента востаповлепия полного давления va/va=3 от угла
атаки а при различных компоновках воздухозаборника па самолете:
I — боковых с вертикальным клином; 2 — лобовых (МиГ-21); 3 — расположенных в зоне спрямленного
потока на положительных углах атаки (под фюзеляжем или наплывом)
СВЯЗЬ ХАРАКТЕРИСТИК МАНЕВРЕННОСТИ С КОНСТРУКТИВНЫМИ ПАРАМЕТРАМИ 57
установка предохраняющих сеток на
основном входе в двигатель, однако возможное
обледенение сеток приводит к падению тяги
двигателя или его останову (самолет Су-27);
создание струйной защиты, разрушающей
подсасывающие вихри. Недостатками такой за-
щиты являются сложность отработки взаимо-
действия струи и подсасывающих вихрей, не-
обходимость защиты двигателя в момент
запуска от посторонних предметов, снижение
тяги вследствие отбора части воздуха для
струйной защиты.
Требование незаметности. Исследования
этого вопроса показали, что со встречных
ракурсов до 70% поверхности отражения при
излучении РЛС происходит из-за отражения от
входа воздухозаборника и внутренней поверх-
ности канала и ступеней компрессора.
Пути снижения отражения:
использование поглощающих обмазок;
расположение воздухозаборников в зоне,
экранированной от облучения частями самолета;
введение S-образности канала воздухоза-
борника;
использование в канале перегородок и ра-
диопоглощающих решеток, перекрывающих
прямую видимость входа в двигатель.
Применение экранированных воздухозабор-
ников на маневренных самолетах затруднено, так
как при экранировании может быть нарушена
равномерность потока перед входом и снижен
коэффициент восстановления давления. Недо-
статками установки в канале радиопоглощающей
решетки являются необходимость обеспечения
доступа к ней для замены в случае повреждения
поверхности и проблема обледенения.
В настоящее время осуществляются работы с
целью выбора положения заборника на самолете
в зоне устойчивых вихревых течений, обеспечи-
вающих удовлетворительную равномерность по-
тока на всех эксплуатационных углах атаки.
С учетом всех требований и путей улучше-
ния работы воздухозаборника наиболее при-
емлемым его расположением является распо-
ложение в зоне, обеспечивающей высокие
коэффициенты давления на больших углах
атаки, т.е. под наплывом или фюзеляжем. Это
решение диктуется необходимостью получе-
ния высоких тяг двигателя на режимах маневра.
Типы сопл для маневренных самолетов. В
настоящее время характеристика и компонов-
ка сопл на самолете выбираются, исходя из ос-
новного требования — обеспечения мини-
мальных потерь тяги на форсажных и
бесфорсажных режимах работы двигателя. Для
однодвигательного самолета этот вопрос реша-
ется довольно просто. Достаточно обеспечить
плавные сходы с углами поверхности относи-
тельно оси двигателя 6СХ<12°.
Значительно более сложная компоновка
на двухдвигательных самолетах, так как не уда-
ется избежать зон отрыва потока в хвостовой
части (рис. 1.3.4). Эти области располагаются в
зоне влияния горизонтального оперения, киля
Рис. 1.3.4. Варианты компоновки хвостовых частей самолета:
а — с зоной отрыва; б — без зоны отрыва
58
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
и пространства между двигателями. Уменьше-
ния зон отрывов потока можно достигнуть
следующим образом:
выносом сопла на расстояние около одно-
го калибра от места расположения оперения;
специальной компоновкой фюзеляжа са-
молета и его хвостовой части. Такая компонов-
ка обеспечивается за счет раздвинутых мото-
гондол двигателя, использования центрального
тела между двигателями с плавными сходами, а
также выносом вертикального оперения из
зоны расположения сопла на хвостовую балку
и удлинением хвостовой части.
Способы уменьшения аэродинамического со-
противления при околонулевых углах атаки. Со-
противление самолета на околонулевых углах
атаки определяется:
сопротивлением трения;
сопротивлением, зависящим от фор-
мы самолета;
волновым сопротивлением при ско-
ростях полета М>Мкр.
Сопротивление трения зависит от площа-
ди омываемой поверхности и состояния погра-
ничного слоя. Состояние пограничного слоя, в
свою очередь, определяется местным числом
М и наличием неровностей поверхности. Про-
веденные исследования показали, что состоя-
ние омываемой поверхности самолета зависит
от уровня конструктивных и технологических
решений. Наибольшее влияние оказывают:
системы управления самолета (качалки,
шарниры, обтекатели) — 8%;
информационные системы (антенны, тер-
модатчики, щели) — 4,7%;
возможные отклонения поверхности от те-
оретического контура — 14%.
Выбор параметров конструкции, обеспечи-
вающих снижение индуктивного сопротивления.
Индуктивное сопротивление определяется
последним выражением в формуле перегрузоч-
ной поляры
(	1 G0(l- тбт)
лед qS Пу J
При анализе этого соотношения, прежде
всего, необходимо обратить внимание на
1 &о
отношение —-7.
X. S
Рассмотрим статистические
данные, показывающие различные подходы к
этому параметру (табл. 1.3.3).
Для самолетов третьего поколения (МиГ-21,
Мираж ШС) минимальным это отношение
обеспечено при схеме самолета бесхвостка:
удалось разместить достаточно большое крыло
и реализовать при равной тяговооруженности
более высокие установившиеся перегрузки.
Установившиеся перегрузки самолетов
четвертого поколения существенно выше, чем
самолетов третьего поколения. Это объясня-
ется правильным выбором соотношения пло-
щади, веса и удлинения крыла. Следует отме-
тить, что такое соотношение оказывается более
выгодным у самолетов большей размерности
(F-15, Су-27) по сравнению с самолетами
МиГ-29 и F-16, так как на таких самолетах
легче обеспечить снижение веса конструкции
вследствие роста строительных толщин.
Для самолетов пятого поколения это соот-
ношение может быть улучшено удлинением
крыла при использовании композитных мате-
риалов в его конструкции.
Основные направления улучшения перегру-
зочной поляры за счет совершенствования аэро-
динамической компоновки. Возможности улуч-
шения перегрузочной поляры связаны в
основном с уменьшением индуктивного
сопротивления самолета при полете на крей-
серских режимах и режимах маневрирования.
1.3.3. Статистические данные по параметрам, определяющим индуктивное сопротивление
	МиГ-21	Мираж ШС	F-15	F-16	МиГ-29	Су-27
Параметры	Аэродинамическая компоновка					
	Нормальная схема	Бесхвостка	Нормальная схема			
	350	250	320	400	380	360
X	2,2	1,8	3,0	3,2	3,4	3,4
Hjo X S	159	139	107	125	112	105
СВЯЗЬ ХАРАКТЕРИСТИК МАНЕВРЕННОСТИ С КОНСТРУКТИВНЫМИ ПАРАМЕТРАМИ 59
Рис. 1.3.5. Влияние паплыва на аэродинамические характеристики
Наиболее сильно уменьшают индуктивное
сопротивление:
наплыв крыла;
аэродинамическая деформация поверхнос-
ти крыла (крутка крыла);
отклоняемые на маневре элементы меха-
низации крыла.
На рис. 1.3.5 показана форма крыла с
наплывом, благодаря которому на больших
углах атаки образуется устойчивая вихревая
система, препятствующая отрыву потока и
улучшающая аэродинамическое качество и не-
сущие характеристики на больших углах ата-
ки.
Под аэродинамической деформацией по-
верхности крыла подразумевается образование
его пространственной поверхности, характери-
зуемой параметрами, определяющими крутку
крыла \ркр, вогнутость крыла f и отогнутость
носика профиля крыла 8Н. На рис. 1.3.6 при-
веден типичный закон аэродинамической
деформации поверхности крыла.
Такая деформация позволяет снизить ин-
дуктивное сопротивление крыла и увеличить
аэродинамическое качество на крейсерских ре-
жимах полета и на больших углах атаки, но ме-
нее эффективно чем наплыв крыла.
Значительно улучшить перегрузочную по-
ляру, снизить аэродинамическую тряску,
улучшить путевую устойчивость на больших
углах атаки позволяет отклоняемая на манев-
ре механизация крыла. Она обычно состоит из
отклоняемых по сигналам датчиков угла ата-
ки и числа М носиков крыла, а в некоторых
Рис. 1.3.6. Влияние деформации крыла на аэродина-
мические Характеристики
Рис. 1.3.7. Изменение аэродинамического качества К
в зависимости от угла SH отклонения поснка при раз-
личных Су
60
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
Рис. 1.3.8. Изменение путевой устойчивости в за-
висимости от угла а для различных углов отклонения
мехаиизашш
случаях предкрылков, закрылков или элево-
нов. На рис. 1.3.7, 1.3.8 показано влияние от-
клоняемой механизации на аэродинамические
характеристики самолета.
1.3.4. ЭВОЛЮЦИЯ КОНСТРУКЦИИ
ПЛАНЕРА И СИСТЕМ БОЕВОГО
МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА
Ниже рассмотрены некоторые конструк-
тивно-компоновочные особенности, определя-
ющие облик истребителей того или иного пери-
ода развития авиации (поколений самолетов).
Практически все боевые маневренные само-
леты первого поколения в начальный период
были бипланами, выполненными по классичес-
кой нормальной схеме. Они обеспечивали боль-
шую подъемную силу при меньшем весе конст-
рукции и меньших геометрических размерах, а
следовательно, большую грузоподъемность и
лучшую маневренность. Скорости боевых само-
летов в тот период оставались невысокими, и их
боевая эффективность определялась оружием,
грузоподъемностью и маневренными возможно-
стями.
Все самолеты были деревянной конструк-
ции и имели стальные ответственные узлы;
фюзеляж и крылья были обтянуты полотном
или фанерой, крылья имели подкосы и ленты-
растяжки.
Среди конструктивно-силовых схем того
времени преобладала ферменная схема, кото-
рая была естественной для самолетов-
бипланов. Малый вес и высокая жесткость
бипланной коробки привлекали конструк-
торов. Так, высокоманевренный истребитель
И-153 Н.Н.Поликарпова, построенный в 1938 г.,
имел бипланную схему.
Ферменные конструкции были основной
конструктивно-силовой схемой фюзеляжей до
тех пор, пока не были вытеснены оболочной
конструкцией типа полумонокок. Изменялись
используемые материалы (дерево заменил ме-
талл), а вместо тросовых расчалок, обеспечива-
ющих работу конструкции при сдвиге, появи-
лись пространственные сварные фермы из труб.
Развитие истребителей первого поколения
в 30-е годы проходило по двум направлениям:
дальнейшее совершенствование истреби-
телей-бипланов с отличной маневренностью
благодаря малой нагрузке на крыло;
создание свободнонесущих истребителей-
монопланов нормальной схемы, обеспечив-
ших резкое увеличение максимальной ско-
рости полета благодаря уменьшению коэф-
фициента (CxqS/G) при практически оди-
наковой с истребителем-бипланом энерго-
вооруженности.
В течение ряда лет (вплоть до 1939 г.) ис-
требители этих двух типов успешно развива-
лись, дополняя друг друга: “маневренный” и
“скоростной” истребители действовали сов-
местно. Так продолжалось до тех пор, пока за
рубежом в массовом производстве не появи-
лись скоростные бомбардировщики — свобод-
нонесущие цельнометаллические монопланы
хороших аэродинамических форм с гладкой
обшивкой и убирающимся шасси, обладаю-
щие малым аэродинамическим сопротивлени-
ем и повышенной нагрузкой на крыло. Это
сделало невозможным применение истребите-
лей-бипланов, которых скоростные бомбарди-
ровщики даже при заметно меньшей энерго-
вооруженности превосходили по макси-
мальной скорости и потолку. В результате на
первое место среди характеристик, определя-
ющих уровень совершенствования истреби-
теля, вышла его максимальная скорость.
Это привело к тому, что к концу 30-х го-
дов свободнонесущий моноплан нормальной
схемы стал монополистом среди других аэро-
динамических компоновок самолетов.
Основной формой его конструктивной реали-
зации становятся консольные крылья, а
основным силовым элементом — панель,
состоящая из стрингерного набора и жесткой
обшивки. Так, в конструктивно-силовой схеме
крыла самолета ЛаГГ-3 жесткая обшивка и
лонжероны образуют замкнутый фанерный
кессон, связанный с нервюрами и работающий
на кручение. Внутри кессона размещены бен-
зобаки.
Новые конструктивно-силовые схемы
стимулировали развитие новых технологи-
ческих процессов: разрабатывался сортамент
профилей, исследовались способы соединения
узлов и деталей (клепка, сварка), отрабатыва-
ЭВОЛЮЦИЯ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА И СИСТЕМ БОЕВОГО МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА 61
лась технология получения деталей и сборки
тонкостенных конструкций.
На серийных истребителях второй поло-
вины 30-х годов уже был реализован ряд до-
стижений аэродинамики (механизация крыла,
несущие профили, винты изменяемого шага),
прочности, моторостроения.
Для истребителя при его скоротечных ата-
ках особое значение приобрели точность
стрельбы и масса секундного залпа. Для повы-
шения точности стрельбы было признано це-
лесообразным все стрелковое оружие собрать
вблизи продольной оси самолета. В развале
блоков цилиндров двигателя водяного охлаж-
дения оказалось наиболее удобным размеще-
ние пушки с выводом ствола через полый вал
редуктора (мотор-пушка).
Для защиты летчика в ВИАМе была разра-
ботана высокопрочная броневая сталь, соче-
тающая стойкость против пуль калибра 7,62
и 12,7 мм и высокую технологичность, что
позволило включить броню в силовую конст-
рукцию самолета и избежать значительного
увеличения ее веса. Была создана прозрачная
броня для остекления кабин (лобовое стекло и
заголовники).
Повышению боевой живучести способст-
вовало создание протектированных топливных
баков, внедрение системы заполнения их ней-
тральным газом от выхлопа двигателя.
Существенно усложнились снаряжение и
оборудование самолетов. На борту истребите-
лей появились приемные и передающие
радиостанции, было введено электродистанци-
онное управление оружием. Потребовалось
часть мощности двигателя затрачивать на обес-
печение энергией систем оборудования и во-
оружения.
Все перечисленное привело к увеличению
веса оборудования, вооружения и источников
питания на борту истребителей, усложнению и
утяжелению их конструкции. Размеры и взлет-
ный вес самолетов необходимо было увели-
чить. Потребовались двигатели увеличенной
мощности.
Успехи аэродинамики и двигателестрое-
ния, достижения в создании нового оружия и
освоении новых материалов обеспечили воз-
можность конструкторам приступить к созда-
нию боевых маневренных самолетов (второе
поколение).
Особенностью развития истребителей вто-
рого поколения было увеличение максимальной
скорости при сохранении маневренных воз-
можностей в горизонтальной плоскости и за-
метного их улучшения в вертикальной. Это
достигнуто “культурой веса” и повышением
несущих свойств крыла истребителя в допол-
нение к непрерывному увеличению мощности
двигателей и уменьшению лобового сопротив-
ления.
Для нашей страны освоение новых боевых
самолетов происходило в условиях перебазиро-
вания практически всей авиационной про-
мышленности, в условиях нехватки металла
(особенно алюминия), энергетических мощно-
стей, помещений и квалифицированных
кадров. В связи с этим потребовалась работа
по упрощению конструкций самолетов, по за-
мене дефицитных материалов и упрощению
технологии производства.
В 1941—1942 гг. в массовом производстве
были деревянный истребитель ЛаГГ-3, истре-
бители Як-1 и Як-7Б с деревянными крыльями
предельно простой конструкции и ферменным
фюзеляжем, обшитым полотном и фанерой.
Конструкции отечественных истребителей
проектировались с учетом возможных круп-
ных модификаций без остановки производст-
ва. Последующая замена дерева металлом в ос-
новных силовых элементах позволила получить
заметные выигрыши в объеме крыла, весе кон-
струкции и прочности самолетов.
В этот период были проведены работы по
герметизации капотов двигателей, по уменьше-
нию щелей между несущими поверхностями и
органами управления, по улучшению формы
всасывающего патрубка карбюратора и туннеля
маслорадиатора, по созданию новых выхлоп-
ных патрубков увеличенного сечения.
На самолетах этого периода применялись
обратимая механическая система управления и
убирающиеся шасси, непрерывно возрастала
масса секундного залпа, причем, как правило,
без заметного ущерба для их маневренных воз-
можностей и летно-технических характеристик.
Задача обеспечения синхронной стрельбы
крупнокалиберного оружия была успешно
решена советскими конструкторами, скоро-
стрельность оружия была исключительно
высокой, поэтому на серийных истребителях
число стволов не превышало трех при обеспе-
чении достаточной массы секундного залпа.
В то же время, размещение на борту суще-
ственно усложненного оборудования, воору-
жения и снаряжения потребовало увеличения
взлетной массы истребителя по сравнению с
массой истребителя первого поколения при-
мерно в 1,5 раза.
С 1945 г. начался период быстрого разви-
тия реактивных самолетов. Была налажена се-
рийная и массовая постройка реактивных са-
62
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
молетов и двигателей, в ходе которой, как и в
опытном строительстве, преодолевались мно-
гочисленные трудности создания и освоения
конструкций нового типа, требовавших непри-
вычно большой точности изготовления, более
сложной и дорогой оснастки, иных производ-
ственных приемов.
Для периода развития самолетов-истре-
бителей третьего поколения характерно
использование: новых двигателей с форсажной
камерой (ТРДФ); стреловидных крыльев раз-
личной формы в плане, в том числе крыльев с
изменяемой геометрией; разнообразной и эф-
фективной механизации; облегченных конст-
рукций; необратимых гидравлических систем
управления с короткоходовым САУ; систем
спасения экипажа, обеспечивающих покида-
ние самолета на стоянке; радиолокаторов для
перехвата цели; средств РЭБ и т.п. Все это
привело к заметному увеличению маневренно-
сти, набора скорости и скороподъемности са-
молетов 70-х годов в сравнении с самолетами
50-х годов, а в совокупности — к росту взлет-
ной массы самолета до 12...1бт.
Новые требования к планеру в связи с дос-
тижением и превышением самолетом скорости
звука (они связаны с аэродинамическими и теп-
ловыми нагрузками, сопутствующими большим
скоростям полета) привели к постепенному от-
казу от старых способов соединения при помо-
щи заклепок и винтов и к промышленному ос-
воению клеевых соединений, многослойных и
моноблочных конструкций, новых конструкци-
онных материалов, таких как сплавы титана, а
также композиционных материалов,
В первых сверхзвуковых самолетах-истре-
бителях методом склеивания выполнялись пе-
редние кромки крыла, элероны, рули, зак-
рылки, тормозные щитки и щитки ниш шасси.
Непрерывное возрастание требований
прочности к самолетам привело к тому, что
уже в 60-х годах начали применяться, особен-
но при изготовлении крыла, моноблочные
конструкции с монолитными панелями. Мо-
нолитные панели, часто довольно сложной
формы, изготовляют из одного куска материа-
ла. Такой подход позволяет выполнить важ-
нейшую часть планера — обшивку крыла —
как одно целое с элементами жесткости, без
деталей крепления. При этом нередко оказы-
вается возможным в зависимости от габарит-
ных размеров самолета изготовить крыло толь-
ко из двух частей (нижней и верхней), допол-
нив их отдельными конструкциями носка и
подвижных элементов. Такая конструкция по-
зволяет выполнить обшивку с переменной
толщиной, как вдоль размаха, так и вдоль хор-
ды. Возможность выбора формы продольных и
поперечных сечений крыла в соответствии с
распределением нагрузок позволяет оптималь-
но использовать материал, по прочности.
В зависимости от принятой технологии
монолитные панели изготовляются путем
штамповки, фрезерования, ковки либо прессо-
вания, причем это может быть конструкция,
как с постоянным, так и с переменным сечени-
ем в любом направлении.
Технический прогресс в самолетострое-
нии в 1945—1970 гг. привел к освоению новых
технологических методов изготовления и со-
единения частей планера, применению новых
материалов и рациональных конструктивно-
силовых схем, что позволило повысить проч-
ность, особенно усталостную и улучшить весо-
вую отдачу конструкции.
Появление истребителей четвертого по-
коления связано со следующим:
с появлением интегральных компоновок,
позволяющих достичь высокой объемной
эффективности при одновременном уменьше-
нии массы конструкции, размеров и стои-
мости. Интегральные аэродинамические ком-
поновки обусловили оптимизацию конструк-
тивно-силовых схем по новым требованиям.
Основным несущим агрегатом самолета стано-
вится центроплан, выполненный в виде топ-
ливного отсека с несколькими поперечными
стенками, и рядом нервюр. На торцовых нер-
вюрах выполнены узлы крепления консолей
крыла. На нижней поверхности центроплана
смонтированы узлы крепления основных опор
шасси, гондол двигателей, узлы подвески ору-
жия. Верхние и нижние силовые наборы вы-
полнены в виде панелей;
с прогрессом численных методов расчета
напряженно-деформированного состояния кон-
струкции, приведшем к уменьшению “степени
незнания”, которая вынужденно учитывается в
прочностных расчетах в виде коэффициентов
безопасности. Увеличение степени детализации
расчетов позволило существенно продвинуться
по пути оптимизации конструкции;
с внедрением концепции безопасных пов-
реждений конструкции;
с модульностью конструкции планера. Та-
кой подход позволил в процессе производства
проводить модернизацию выпускаемой моде-
ли путем замены целых узлов другими, более
совершенными;
с внедрением относительно дешевых тех-
нологических процессов;
с освоением композиционных материалов.
ЭВОЛЮЦИЯ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА И СИСТЕМ БОЕВОГО МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА 63
Конструктивно-компоновочные достижения
этого периода развития авиации — самолет типа
МиГ-29 (рис. 1.3.9).
Основу силовой схемы самолета составляет
интегральный несущий корпус, в котором пос-
ледовательно размещаются: отсек РЛС, кабина
экипажа, закабинный отсек радиоэлектронного
оборудования, три топливных бака общим объе-
мом 4370 л, отсек объединенной коробки при-
водных самолетных агрегатов. В хвостовой части
корпуса установлен контейнер тормозного пара-
щюта, расположенный между двумя тормозными
щитками, один из которых отклоняется вверх,
а другой — вниз.
Основными силовыми элементами несущего
корпуса являются: два верхних и два нижних
лонжерона, четыре стеночных шпангоута, воспри-
нимающих нагрузку от крыла, и шпангоуты цент-
ральной балки, воспринимающие нагрузки от
тормозных щитков и оперения.
Особенностью планера самолета МиГ-29
является наличие в его конструкции крупногаба-
ритных штамповок и прессованных панелей, поз-
воляющих уменьшить количество нагруженных
стыков. Основные конструкционные материалы
планера — алюминиевые сплавы и высокопрочные
стали. В ряде ответственных деталей и узлов
(в лонжеронах крыла и хвостовой части корпуса)
использован титан. Доля композиционных мате-
риалов в массе конструкции самолета составляет
около 7%. Из композиционных материалов на ос-
нове углепластика выполнены: каналы подвода
воздуха к двигателям, нижние капоты мотогондол,
силовые панели килей вертикального оперения.
Дальнейшее развитие конструкции несущего
корпуса нашло свое воплощение на самолете
МиГ-29М, на котором впервые в мире применены
сварные конструкции на основе сплава системы
алюминий—магний—литий пониженной плотности.
При этом наибольшая эффективность нового
типа конструкции достигается на цельносварных
герметичных отсеках топливных баков. Преиму-
щества -конструкции такого типа в следующем:
увеличивается располагаемый объем топлив-
ных баков в связи с возможностью заполнения
топливом таких объемов, которые невозможно или
нецелесообразно использовать в традиционной
конструкции (для самолетов со взлетной массой
менее 20 000 кг объемная эффективность конст-
рукции топливных баков увеличивается на 20%);
снижается масса конструкции (на 12% благо-
даря применению материала пониженной плот-
ности и еще на 12% за счет отсутствия механичес-
кого крепежа, нахлестки материала в стыках,
герметика и технологических люков);
обеспечивается максимальная автоматизация
процессов сборки вследствие применения автома-
тической сварки (аргонодуговой на панелях, элек-
тронно-лучевой на силовых шпангоутах и лонже-
ронах, точечной и роликовой на других элементах
внутреннего набора);
достигается высокий уровень надежности и ре-
монтопригодности (для устранения течи топлива в
условиях эксплуатации требуется всего 2...3 ч вместо
двух суток для клепаной конструкции с герметиком).
Оригинальной особенностью конструкции
крыла самолета, четырехлонжеронного с тремя
силовыми нервюрами, является излом поясов и
стенок трех лонжеронов, передающих изгибаю-
щий момент, на силовой нервюре подвески воо-
ружения, что позволило обеспечить совмещение
силовых элементов, работающих на полетные и
взлетно-посадочные случаи, и исключить силовую
бортовую нервюру.
Кили вертикального оперения установлены
на двух силовых балках, расположенных вдоль не-
сущего корпуса. На эти же балки навешено гори-
зонтальное оперение. В форкилях размещены
блоки постановки тепловых помех.
Шасси самолета — трехопорное с управляе-
мой передней стойкой. Передняя стойка убира-
ется вперед — против полета между воздухозабор-
никами. Основные стойки с шиной 840 x 290 мм
также убираются вперед в корневую часть крыла с
разворотом колеса на 90° для горизонтального
размещения в нише.
Силовая установка состоит из двухвальных
двухконтурных двигателей РД-33, спроектирован-
ных в ОКБ им. В.Я.Климова.
Воздухозаборники оборудованы системой
подвижных панелей, регулирующих проходное се-
чение канала в зависимости от режима и скорости
полета. Самая большая панель при рулежке само-
лета полностью перекрывает основной вход в воз-
духозаборник. При этом воздух подается в двига-
тели через верхние входы воздухозаборника,
выполненные в виде жалюзи. На взлете при дос-
тижении самолетом скорости 200 км/ч амортиза-
ционная стойка передней опоры шасси, распрям-
ляясь, включает систему перекрытия верхнего
входа. При посадке верхние входы открываются но
обжатию стойки. Таким образом, двигатели защи-
щены от попадания посторонних предметов.
Самолет оборудован единой коробкой само-
летных агрегатов с приводом от двух двигателей, ко-
торая может функционировать в автономном режи-
ме от вспомогательной силовой установки (ВСУ)
запуска двигателя. Благодаря этому двигатель на ис-
требителе МиГ-29 заменяется четырьмя специалис-
тами всего за 2 ч 15 мин. Снятие двигателей с само-
лета облегчено также благодаря их расположению
ниже основных силовых элементов корпуса маши-
ны (двигатели снимаются вниз) и применению бы-
стросъемиых капотов. Шпангоуты в этом месте
имеют арочную конфигурацию, что несколько утя-
желило конструкцию хвостовой части.
Система управления самолетом — гидроме-
ханическая с автоматом улучшения устойчивости.
64
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
Система имеет ограничитель углов атаки, настро-
енный на 26°, который надежно предотвращает
выход самолета на режимы сваливания и штопо-
ра при сохранении управления по тангажу и кре-
ну, При выполнении симметричных маневров без
управления по крену самолет может безопасно вы-
ходить на углы атаки более 30°. Дальнейшее разви-
тие система управления получила на самолете
МиГ-29М, который оснащен четырехкратно резер-
вированной системой дистанционного управления
(СДУ) в продольном канале, электронной системой
индикации в кабине и двигателями с увеличенной
тягой, что значительно улучшило эргономические и
маневренные характеристики самолета.
Одной из наиболее интересных особенностей
самолета является комплексная система управления
вооружением (СУВ). Впервые в мире на истребителе
МиГ-29 применена СУВ, объединяющая три при-
цельных канала: импульсно-доплеровскую РЛС,
объединенную с лазерным дальномером, инфра-
красную систему поиска и сопровождения целей и
систему целеуказания, установленную на шлеме
летчика. Все эти устройства взаимодействуют друг
с другом через бортовые вычислительные машины,
что обеспечивает автоматическое функционирова-
ние СУВ, высокую надежность и скрытность ата-
ки, повышает боевые возможности самолета при
действии по воздушным целям в условиях органи-
зованных помех.
Бортовая РЛС имеет дальность обнаружения
воздушной цели в свободном пространстве около
100 км и обеспечивает режим сопровождения од-
новременно десяти целей. Высокая точность из-
мерения угловых координат инфракрасной систе-
мы обеспечивает поражение целей из бортовой
пушки первой же очередью.
Малая доля массы конструкции, приходя-
щейся на композиционные материалы в
период создания самолетов четвертого поколе-
ния, объясняется их относительно более
высокой стоимостью, примерно на 25% пре-
вышающей стоимость алюминиевых сплавов.
Рис. 1.3.9. Копструктивио-компововочная схема самолета МиГ-29:	------"
1 — основной приемник воздушного давления ПВД-18; 2 — генератор вихрей; 3 — радиопрозрачный обте-
катель РЛС; 4 — патрубки и электрожгуты обогрева ПВД; 5 — антенный модуль РЛС Н019М; 6 — ксеноно-
вая лампа РЛС; 7 — блоки радиолокационного прицельного комплекса РЛПК-29МЭ “Топаз”; <?— унифици-
рованный топливоприемник; 9 — топливозаправочная штанга в выпущенном положении; 10,91 — антенна
антенно-фидерной системы “Пион-НМ”; 11 — антенна маркерного радиоприемника А-611; 12 — датчик угла
скольжения; 13 — антенна самолетного радиолокационного запросчика СРЗ-15; 14 — антенна самолетного ра-
диолокационного ответчика СРО-2; 15 — квантовая оптико-локационная станция КОЛС; 16 — козырек фо-
наря кабины летчика; 77 — индикатор на лобовом стекле ИЛС-31; 18 — приборная доска; 79 — катапульти-
руемое кресло К-36ДМ; 20 — подвижная часть фонаря; 21 — зеркала заднего вида; 22 — блок предохранителей
бортовой электросистемы; 23 — блоки радиоэлектронного оборудования; 24 — пушка ГШ-301; 25 — антенна
самолетного ответчика СО-69; 26 — приемная антенна станции радиоэлектронных помех Л203БЭ (на самолете
МиГ-29СЭ); 27— антенна самолетного радиолокационного ответчика СРО-2; 28,53,90 — азимутальная антенна
станции предупреждения об облучении Л006; 29 — воздухозаборник; 30 — створки верхнего входа воздухоза-
борника; 31 — механизм фиксации створок верхнего входа воздухозаборника; 32 — подвижная панель клина
воздухозаборника; 33 — защитная панель воздухозаборника во взлетно-посадочном положении; 34 — гидро-
цилиндр отклонения защитной панели воздухозаборника; 35 — гидроцилиндр привода задней панели клина
воздухозаборника; 36— отверстия перепуска воздуха; 37 — передняя опора шасси; 38 — гидроцилиндр уборки
передней опоры шасси; 39 — колесо КТ-100; 40— грязезащитный щиток; 41 — консоль крыла; 42 — трехсек-
ционный отклоняемый носок крыла; 43 — гидроцилиидр отклонения носка крыла; 44 — крыльевой бак-отсек;
45 — топливная магистраль; 46 — узлы крепления пилонов подвески вооружения; 47 — закрылок; 48— гид-
роцилиндр привода закрылка; 49 — элерон; 50 — гидравлический рулевой привод элерона; 51 — стекатель ста-
тического электричества; 52 — аэронавигационный огонь; 54 — авиационное пусковое устройство АПУ-73;
55 — основная опора шасси; 56 — гидроцилиндр уборки основной опоры шасси; 57 — колесо КТ-150Е-2;
58— ниша колеса основной опоры шасси; 59,61,62,71 — топливные баки; 60— заливная топливная горловина;
63 — узел подвески стойки основной опоры шасси; 64 — ненаправленная антенна радиокомпаса АРК-19;
65 — тяги проводки управления; 66 — направленная антенна радиокомпаса АРК-19; 67 — электрожгуты;
68 — блок выброса пассивных помех БВП-30-26М; 69 — двигатель РД-33; 70 — узел крепления двигателя;
72 — агрегаты двигателя; 73 — коробка самолетных агрегатов КСА-2 с турбостартером ГТДЭ-117; 74 — верх-
ний тормозной щиток в выпущенном положении; 75 — гидроцилиндр привода тормозного щитка; 76 — ниж-
ний тормозной щиток в убранном положении; 77 — контейнер тормозного парашюта; 78 — створки регули-
руемого сопла реактивного двигателя; 79 — стабилизатор; 80 — сотовый блок; 81 — полуось стабилизатора;
82 — шарнирный узел крепления полуоси стабилизатора; 83 — гидравлический рулевой привод стабилизатора;
84— киль; 85— руль направления; 86— гидравлический рулевой привод руля направления; 87 — труба элек-
трожгутов; 88 — антенна связной радиостанции Р-862; 89 — антенна самолетного ответчика СО-69;
92 — антенна бортовой командной радиолинии управления Э502-20; 93 — ракета класса “воздух — воздух”;
94— ракета класса “воздух — воздух” Р-73
ЭВОЛЮЦИЯ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА И СИСТЕМ БОЕВОГО МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА 65
3 - 9874
66
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
Тем не менее, именно в этот период широко
разворачиваются исследования по примене-
нию композиционных материалов в перспек-
тивных конструкциях крыла и силовых эле-
ментах фюзеляжа.
Полученные результаты в области созда-
ния легких и прочных конструкций, достиже-
ния в аэродинамике, двигателестроении и эле-
ктронике легли в основу создания конструкций
маневренных самолетов пятого поколения.
Основными особенностями конструкции
планера самолетов пятого поколения являются:
расширенное применение клееных сото-
вых конструкций в панелях крыла, фюзеляжа и
оперения с обшивками из КМУ, алюминиевых
сплавов и стеклотекстолита. Сотовые трех-
слойные конструкции занимают более 50% по-
верхности самолета;
широкое применение конструкций из ком-
позиционных материалов на основе углеволокна
с включением деталей из титановых сплавов.
Применение композиционных материалов в
конструкции планера самолетов-истребителей
пятого поколения составляет 35...40 % массы
конструкции;
значительное по массе использование сталь-
ных сварных конструкций (примерно до 20 %)
в основном в фюзеляже;
применение радиопоглощающих покры-
тий и материалов.
Технологическое членение планера преду-
сматривает широкое применение укрупненных
панелей, технологических отсеков, подсборок,
членения силовых шпангоутов на отдельные
блоки, соединенные сваркой или болтами.
Титановые сплавы в конструкции самолета
пятого поколения применяются в ограничен-
ном количестве (до 10%). Небольшой объем
применения титана по сравнению с самолета-
ми предыдущего поколения (26,6% у F-15,
24,4% у F-14) объясняется двумя основными
причинами (не учитывая высокую стоимость и
дефицитность):
во-первых, проектирование и разработка
поколения самолетов типа F-15 закончено око-
ло 30 лет назад. В то время проходили летные
испытания первые образцы агрегатов из ком-
позиционных материалов, а следовательно,
углепластики еще не рассматривались для ис-
пользования иа серийных самолетах;
во-вторых, у крыла малого удлинения,
примененного на самолетах пятого поколения,
параметр напряженности в обшивке q/b (q —
погонная нагрузка, b — ширина панели) при-
мерно в 2 раза меньше, чем у крыла умеренно-
го удлинения самолета пятого поколения, что
делает использование углепластика в обшивках
многолонжеронных крыльев более эффектив-
ным, чем другие материалы.
Вопрос обеспечения необходимых показа-
телей малозаметности конструкции самолета
пятого поколения является одним из основных
для разработчиков новой техники. Специаль-
ные герметизаторы, уплотнители стыков и тра-
диционные покрытия используются в мини-
мальном количестве, а то, что применяется,
проходит тщательный контроль на долговеч-
ность и простоту в ремонте. Количество все-
возможных отверстий в обшивке сокращено до
минимума, в связи с чем особую важность при-
обрели такие системы как встроенные в об-
шивку антенные решетки многоцелевых ра-
диочастотных средств.
Внимание разработчиков сконцентриро-
вано на надежности подсистем и сведении до
минимума количества технологических пане-
лей, обеспечивающих доступ внутрь фюзеляжа.
Насколько это возможно, системы, требующие
регулярного технического обслуживания, дос-
тупны через оружейные отсеки, ниши шасси и
фонарь кабины. На борту организован конт-
роль нагруженности конструкции в эксплуата-
ции, что позволяет эксплуатировать самолет по
ее техническому состоянию до полного истече-
ния индивидуального технического ресурса.
На маневренном самолете пятого поколе-
ния внедрена полетная диагностическая сис-
тема, которая обнаруживает “слабые” места и
осуществляет контроль точек, подвергаемых
ремонту. Результаты диагностирования посту-
пают для учета в систему планирования бое-
вого задания с целью корректировки поступа-
ющих с земли и от бортового оборудования
алгоритмов отклонения от угрозы с учетом
реального радиолокационного портрета само-
лета.
На самолете применено новое покрытие.
Такое покрытие имеет много преимуществ, в
частности, быстрое и безвредное для окружаю-
щей среды удаление и замену, хорошую устой-
чивость к коррозии, исключается наслоение в
течение длительной эксплуатации.
Особенностью общесамолетных систем
пятого поколения является применение циф-
ровой ЭДСУ с волоконно-оптическими линия-
ми данных и гидравлической системы с повы-
шенным давлением.
В состав интегрированного комплекса
БРЭО входят: центральная комплексная систе-
ма обработки данных; комплексная система
связи, навигации и опознавания и боевой эле-
ктронный комплекс, включающий комплекс-
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ ШТУРМОВОЙ АВИАЦИИ
67
ную систему РЭБ; малозаметная РЛС с высо-
кой разрешающей способностью и активной
фазированной антенной решеткой; система
оптоэлектронных датчиков.
Основу системы отображения информа-
ции составляют многофункциональные цвет-
ные индикаторы, позволяющие объединять
данные от нескольких поисковых систем.
1.3.5.	ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ
ШТУРМОВОЙ АВИАЦИИ
По нормам общих технических требова-
ний штурмовая авиация находиться в одной
группе с истребителями — бомбардировщика-
ми. Эта группа входит в комплекс ударной
фронтовой авиации. При этом штурмовая
авиация выполняет боевую задачу по малораз-
мерным и подвижным целям на поле боя и в
тактической глубине на малой высоте в зоне
активного противодействия всех средств ПВО,
работающих на малых высотах.
Лучшим штурмовиком периода Великой
Отечественной войны был самолет Ил-2 ОКБ
С.В.Ильюшина. На нем впервые была исполь-
зована концепция включения бронекорпуса в
силовую схему самолета. Общая масса брони
этого самолета достигла величены 990 кг при
массе самолета 5873 кг. Для защиты хвостовой
части от истребителей противника был
установлен пулемет, управляемый стрелком-
радистом.
Самолет имел мощное вооружение:
две пушки калибра 37 мм;
два пулемета ШКАС;
один пулемет УБТ у стрелка-радиста.
Пушка могла поражать любые танки про-
тивника. Самолет мог поднимать до 200 проти-
вотанковых бомб массой 1,5 кг с зарядом куму-
лятивного действия или 400...600 кг авиацион-
ных бомб. Скорость полета у земли составляла
382 км/ч, дальность полета — около 600 км.
Дальнейшее развитие штурмовой авиации
пошло по пути использования этого опыта и
повышения боевой живучести и установки но-
вого высокоточного оружия. Для повышения
боевой живучести производилось:
бронирование элементов конструкции,
аппаратуры и кабины летчика, силовой уста-
новки;
дублирование основных систем управле-
ния (например, тяг системы управления);
расположение основных агрегатов в зоне
экранирования менее важными элементами
конструкции (например, разнесение мотогон-
долы двигателей);
введение протектирования и заполнения
топливных баков пенополиуританом, предот-
вращающих взрыв при попадании осколков;
установка мощной противопожарной сис-
темы.
Развитие систем вооружения штурмовой
авиации шло по пути разработки принципи-
ально новых систем:
обзорно-прицельной лазерно-телевизион-
ной, обеспечивающей круглосуточное обнару-
жение и целеуказание подвижных целей;
авиационное универсальное средство по-
ражения бронированной техники с помощью
авиационного управляемого снаряда;
станции оптико-электронных помех, пред-
назначенной для защиты самолета от ракет
типа “воздух—воздух” и “земля—воздух” с
тепловой головкой самонаведения, путем соз-
дания ложных тепловых помех.
Наиболее совершенным представителем
современной штурмовой авиации является
самолет Су-25 и его модификации. Он имеет ти-
тановую бронекабину, протектированные и за-
полненные пенополиуретаном топливные баки,
гидросистему, защищенную бронеплитами, тяги
системы управления, выдерживающие попа-
дание крупнокалиберных пуль, два двигателя,
расположенных по бокам фюзеляжа, мощную
противопожарную систему. Техническая харак-
теристика самолета Су-2 5 приведена ниже.
Тяговооруженность самолета...........0,47
Максимальная перегрузка...............6,5
Радиус полета, км................. 250...300
Максимальная боевая нагрузка, кг.....4400
Максимальная полетная масса, т......17,53
1.3.6.	РАЗВИТИЕ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ
МАНЕВРЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Системы управления боевых маневренных
самолетов создавались в соответствии с требо-
ваниями аэродинамики, устойчивости, управ-
ляемости и физиологии летчика. Основное
влияние на их облик оказали скорость полета,
углы атаки, перегрузки, а также развитие авто-
матики систем управления.
На боевых маневренных самолетах первого
и второго поколений, выполнявших полеты в
дозвуковом диапазоне скоростей, применялись
механические системы управления обратимого
типа, передающие аэродинамические шарнир-
3*
68
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
ные моменты с органов управления самолетом
на органы управления летчика в кабине.
В связи с ростом скоростей полета и по-
явлением сверхзвуковых режимов, шарнирные
моменты, действующие на аэродинамические
органы управления, существенно выросли.
Для соответствия физиологическим возможно-
стям летчика, действующего на органы управ-
ления, в систему управления введены гидро-
усилители (бустера), в результате чего система
управления стала необратимого типа, в кото-
рой шарнирные моменты воспринимались бус-
терами, а на рычаги управления действовали
силы от автомата загрузки, в соответствии с
физиологическими возможностями летчика.
Для уменьшения вероятности отказа система
работала от двух гидросистем, каждая из кото-
рых создавала давление в одной из камер двух-
камерного бустера. Такая система управления
была впервые установлена на самолете МиГ-19
при внедрении управляемого стабилизатора.
На этом же этапе введен автомат регули-
ровки сил и передаточных чисел от руки лет-
чика к стабилизатору для улучшения харак-
теристик управляемости. Устройство, улучша-
ющее характеристики канала крена (КАП),
установлено на самолете МиГ-21. Автомати-
ческое устройство (САУ), улучшающее устой-
чивость и управляемость в каналах крена,
курса, тангажа впервые в этом классе самоле-
тов было применено на самолете МиГ-23,
Впервые введены перекрестные связи ка-
налов крена и курса, при которых для улуч-
шения управляемости на больших углах атаки
на действие летчика в канале крена или курса
одновременно отклоняются рули направления
и органы канала крена. Величина отклонения
органов аэродинамического управления в це-
лях безопасности работы нерезервированной
системы САУ была ограничена примерно 25%
полного отклонения органов управления, что
позволяло летчику парировать возможные от-
казы системы.
На этапе создания четвертого поколения
маневренных самолетов был существенно уве-
личен диапазон допустимых углов атаки. Это
привело к необходимости дальнейшего совер-
шенствования систем управления.
На самолетах этого поколения применя-
лись:
нерезервированные механические системы
управления, дополненные автоматом устойчи-
вости в продольном канале, устройствами от-
ключения органов поперечного управления на
больших углах атаки и более сложными алго-
ритмами перекрестных связей;
система улучшения устойчивости и управ-
ляемости (СУУ), имеющая механический ка-
нал и трехкратно резервированную автомати-
ческую систему управления с возможностью
отклонения примерно на 50% от диапазона
отклонения аэродинамических органов управ-
ления. После второго отказа автоматической
части такой системы, происходит переход на
механический канал;
система дистанционного управления (СДУ),
не имеющая механических связей между орга-
нами управления кабины летчика и аэродина-
мическими органами управления. Все управ-
ляющие действия летчика в этой системе пере-
даются в вычислитель, который обрабатывает
сигнал и передает их в электрогидравлический
привод органов аэродинамического управле-
ния. Эта система имеет четырехкратное резер-
вирование всех каналов, что позволяет сохра-
нить ее работоспособность при возникновении
двух отказов.
На этом этапе развития маневренной авиа-
ции появились новые виды маневра с исполь-
зованием закритического диапазона углов ата-
ки (режимы сверхманевренности). Эти режимы
привели к появлению систем управления само-
летом смешанного типа, состоящих из органов
аэродинамического и газодинамического уп-
равления (поворотного сопла). Разработка та-
ких систем управления проводилась на базе
цифровой САУ, выработка законов управления
проводилась в цифровом виде с использовани-
ем бортовых вычислительных устройств.
На этапе создания маневренных самолетов
пятого поколения внедрены системы измене-
ния конфигурации самолета в зависимости от
режимов полета (системы адаптивной аэро-
динамики), Это привело к необходимости
управлять большим количеством аэродина-
мических поверхностей, отклоняемых по слож-
ным законам в зависимости от углов атаки,
чисел М, Решение этой задачи, а также услож-
нение функций других систем самолета, по-
требовало создания единой бортовой вычис-
лительной машины, обладающей большим
быстродействием и выполняющей роль цент-
рального процессора для всех систем самолета.
Необходимая степень резервирования та-
кой системы управления достигается за счет
создания алгоритмов, обеспечивающих под-
ключение дополнительных мощностей вычис-
лительной машины вместо отказавшей, и ре-
конфигурации системы управления, обеспечи-
вающей передачу функций отказавших орга-
нов управления к органам, сохранившим свою
работоспособность.
БОЕВЫЕ МАНЕВРЕННЫЕ САМОЛЕТЫ ПОСЛЕДНИХ ПОКОЛЕНИЙ
69
Системы управления следующих поколений
самолетов находятся в стадии первоначальной
разработки технических требований к ним. Од-
нако есть основания предполагать, что значите-
льное место в их разработке будут занимать
дистанционные системы управления беспилотны-
ми самолетами по сигналам с пульта оператора.
1.3.7.	БОЕВЫЕ МАНЕВРЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
ПОСЛЕДНИХ ПОКОЛЕНИЙ
Новые технологии истребителей пятого по-
коления. На весовое совершенство боевых ма-
невренных самолетов оказывают влияние сле-
дующие основные факторы:
разработка рациональной конструктивно-
силовой схемы на основе современных мето-
дов расчета;
переход к интегральным компоновкам,
обладающим более благоприятным распреде-
лением аэродинамических и массовых сил по
поверхности планера;
применение новых технологических мето-
дов изготовления и соединения частей планера;
широкое применение композиционных
материалов, легких алюминиевых и титановых
сплавов;
снижение массы БРЭО;
снижение массы силовой установки.
Влияние указанных факторов приводит к
значительному снижению отношения веса конст-
рукции планера и шасси (7ПЛ к произведению
Gp Я|,пшх, показывающего суммарную нагрузку,
действующую на планер. Как видно из рис. 1.3.10,
благодаря применению новых конструкционных
материалов и технологических решений относи-
тельный вес планера существенно снизился у са-
молетов пятого поколения, по сравнению с са-
молетами четвертого поколения.
Для самолетов пятого поколения доля ком-
позиционных материалов достигает mVi, = 30% ,
при их использовании в основном в элементах
силовых конструкций (рис. 1.3.11).
Значительным фактором снижения массы
самолета является снижение массы авионики,
которое происходит за счет перехода на новую
элементную базу и интегральные структуры
организации бортовых систем (рис. 1.3.12). От-
носительная масса БРЭО /йБРЭ0 самолета
росла примерно до 1980 г., затем получила ус-
тойчивую тенденцию к снижению.
Существенное влияние на массу самолета
оказывает масса силовой установки. Следует
отметить, что для двигателей пятого поколе-
ния удельный вес двигателя у = 0,1, а для дви-
гателей следующего поколения этот параметр
предполагается снизить примерно в 2 раза.
Кроме указанных выше факторов, приводя-
щих к снижению массы маневренного боевого
самолета, имеется ряд причин, приводящих к ее
увеличению, обусловленных в основном требова-
ниями увеличения боевой нагрузки, дальности
полета самолета. На рис. 1.3.13 показано увеличе-
ние массы G6h боевой нагрузки на истребителях,
однако боевая нагрузка, размещаемая в отсеках,
не имеет тенденции к росту, что связано с труд-
ностями конструктивной реализации больших
грузовых отсеков на самолете этого типа.
Рис. 1.3.10. Изменение относительного веса планера по годам
70
Глава 1,3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
ГоЗ первого вылета
Рис. 1.3.11. Изменение доли использования углепластиков в конструкции планера по годам
Рис. 1.3.12. Изменение доли массы авионики, установленной па борт, в массе пустого самолета по годам
Рис. 1.3.13. Увеличение массы боевой нагрузки на истребителях
БОЕВЫЕ МАНЕВРЕННЫЕ САМОЛЕТЫ ПОСЛЕДНИХ ПОКОЛЕНИЙ
71
Рис. 1.3.14. Изменение относительного запаса топлива иа истребителях
В связи с требованиями ЛТХ имеется ус-
тойчивая тенденция к росту весовой отдачи са-
молета по топливу (рис. 1.3.14).
Сумма всех факторов, перечисленных
выше, свидетельствует о тенденции увеличе-
ния весовой размерности самолетов-истреби-
телей и их стоимости.
Силовые установки истребителей пятого по-
коления. К приоритетным направлениям раз-
вития силовых установок истребителей следу-
ющего поколения можно отнести:
широкую интеграцию двигателя, входных
и выходных устройств, систем силовой уста-
новки с планером и системами самолета на ос-
нове структурной трансформации и функцио-
нального объединения;
дальнейшую интенсификацию основных
параметров цикла;
дальнейшее совершенствование по удель-
ным показателям веса и объема;
развитие цифровых электронных систем
управления двигателем;
разработку новых металлических и неме-
таллических материалов и конструкций;
создание комплекса мер по существенно-
му снижению заметности;
разработку и внедрение системы мер по
сокращению сроков и стоимости создания
двигателя;
повышение эксплуатационной надеж-
ности и безопасности.
По указанным направлениям и в нашей
стране, и за рубежом с 80-х годов ведутся
интенсивные исследования. В результате чего
в 90-х годах появился двигатель пятого поко-
ления. Этот двигатель, например F119-PW-100
(США), имеет высокое отношение бесфорсаж-
ной и форсажной тяг (порядка 0,8...0,85) и ма-
лые удельные расходы топлива на сверхзву-
ковых режимах полета (Тг = 1850 ... 1900 К,
як = 25...3О, т = 0,2 ... 0,3 ), меньший удель-
ный вес (на 20...25 %), большую экономичность
на максимальных и форсажных режимах
(на 15...20%), в 1,5 раза меньшее число ступеней
лопаточных узлов. Столь значительное улучше-
ние характеристик двигателя истребителей пято-
го поколения достигнуто за счет использования:
широкохордных монокристаллических ло-
паток с более высоким КПД ступеней, спроек-
тированных с использованием методов расчета
трехмерных течений;
жаропрочных материалов;
монолитных рабочих колес, у которых
диски и лопатки выполнены как одно целое;
цифровой электронной системы регулирова-
ния (FADEC) и встроенной системы диагностики.
Как показали исследования, заметность
силовой установки в РЛ-диапазоне в передней
полусфере вдоль продольной оси самолета мо-
жет составлять до 70 % общей заметности са-
молета. Для снижения заметности силовой ус-
тановки помимо стреловидности передних
кромок воздухозаборников, введено искусст-
венное искривление каналов и применены ра-
диопоглощающие покрытия.
Следующее поколение двигателей военной
авиации по сравнению с уровнем, достигнутом
на ТРДДФ пятого поколения, должно иметь
уменьшенный в 1,4...2 раза удельный вес
(у = 0,05. ..0,06), повышенную на 15. ..30 % эко-
номичность в условиях боевого примене-
ния, улучшенные в 1,5...2 раза динамичес-
кие характеристики, увеличенный ресурс до
трес = 0,5...1 ресурса планера, повышенную
на 60...80 % надежность, в 2 раза меньшую
трудоемкость технического обслуживания и в
1,5 раза меньшую стоимость жизненного цикла.
Тенденции развития комплекса бортового обо-
рудования боевого маневренного самолета. В сов-
ременных боевых авиационных комплексах бор-
товое радиоэлектронное оборудование исполь-
зуется наиболее широко. Функции, выполняе-
мые современными системами комплекса бор-
тового оборудования (КБО), расширились по
сравнению с сороковыми годами от простой ра-
диосвязи до управления полетом, вооружением,
до радиоэлектронного противодействия (РЭП).
В задачи КБО входят:
определение точного положения самолета
в пространстве;
72
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
получение и обработка информации о воз-
душной и наземной обстановке;
эффективное управление самолетом и
оружием по директивным командам, исходя-
щих от летчика и внешних систем;
всестороннее противодействие против-
нику;
связь с внешними системами управления
и между самолетами группы;
контроль и регистрация полетной инфор-
мации;
предоставление летчику необходимой для
принятия решения информации в удобном для
него виде;
оптимизация задач маневра и ведения воз-
душного боя;
выработка сигналов предупреждения об
опасной пилотажной обстановке.
Эти задачи общеизвестны и не меняются
уже десятки лет. Изменяются лишь требования
к качеству их решения, а следовательно, при
переходе от одного поколения самолетов к
другому, изменяются принципы построения
(архитектура), состав и требования к техниче-
ским характеристикам КБО,
К этим требованиям относятся:
открытость и реконфигурируемость архи-
тектуры;
модульность конструктивных элементов и
программного обеспечения;
наращивание интеллекта бортовых систем;
скрытность работы;
аппаратурная, информационная и функ-
циональная интеграция;
всенаправленное информационное поле и
увеличение точности работы всех информаци-
онных систем и систем прицеливания;
повышение надежности работы КБО;
снижение весовых характеристик обору-
дования.
Наращивание интеллекта КБО связано, в
первую очередь, со структурой бортовых сис-
тем и мощностью бортовых вычислительных
машин. Для самолетов пятого поколения было
принято решение о принципиальном измене-
нии архитектуры бортовых систем: вместо рас-
пределенной системы КБО с локальными вы-
числительными устройствами все задачи долж-
ны решаться в центральной БЦВС, в так
называемом “ядре КБО” (рис. 1.3.15). Такой
Рис. 1.3.15. Примерные структурные схемы КБО истребителей четвертого (я) и пятого (б) поколений
БОЕВЫЕ МАНЕВРЕННЫЕ САМОЛЕТЫ ПОСЛЕДНИХ ПОКОЛЕНИЙ
73
подход позволяет организовать единую интег-
рированную вычислительную среду, в которой
изначально отсутствуют жесткое распределение
средств вычислительной техники по информа-
ционным каналам КБО и аппаратно-реализо-
ванные подсистемы, что в свою очередь суще-
ственно повышает отказобезопасность и поме-
хозащищенность боевого комплекса в целом.
Однако такая организация КБО требует суще-
ственного роста интеллекта бортовых систем.
Эта задача может быть решена при пере-
ходе к бортовым вычислительным машинам с
быстродействием порядка 50 млрд, в 1 с и па-
мятью порядка 100 Гбайт, что на несколько
порядков превышает мощность БЦВМ на са-
молетах четвертого поколения.
Переход на интеграцию бортовых систем обо-
рудования и на новую элементную базу позволит
переломить тенденцию увеличения массы КБО
(см. рис. 1.3.12) при существенном расширении
точности и быстродействия решения всех задач.
Таким образом, с одной стороны, имеем
увеличение надежности бортового оборудова-
ния (рис. 1.3.16) и уменьшение трудоемкости
технического обслуживания, отнесенное клет-
ному часу (рис. 1.3.17), а с другой, — рост от-
носительной стоимости бортового оборудова-
ния в общей стоимости самолета (рис. 1.3.18).
Появление в составе КБО мощной БЦВС,
использование современных компьютерных
технологий управления самолетом, БРЭО и
вооружением, работы в области создания РЛС
с фазированной антенной решеткой (ФАР),
позволили выйти на новый качественный уро-
вень информационных систем — создание все-
ракурсной информационной системы, обеспе-
чивающей многоканальное применение ракет
с головкой самонаведения, ограниченное лишь
боекомплектом, и одновременное ведение кон-
троля воздушного пространства и картографиро-
вание подстилающей поверхности. Такая сис-
тема разработана в США для самолета F-22A.
Очередным шагом в совершенствовании
РЛС следует считать “интегрированную на
уровне антенных блоков радиоэлектронную сис-
тему”, разработанную в рамках программы Pave
Расе. Ее предполагается использовать на JSF.
Развитие оптико-электронных систем
прицеливания и поиска цели (ОЭС) началось
с самолетов четвертого поколения. В настоя-
щее время известны три типа ОЭС:
встроенные системы обнаружения и изме-
рения координат воздушных целей (тепло-
пеленгатор, квантовая оптико-локационная
станция);
системы, размещаемые в контейнере и
предназначенные для информационного обес-
печения применения оружия “воздух—поверх-
ность” (лазерно-телевизионные, тепловизион-
ные контейнеры);
оптический пеленгатор, предназначенный
для обнаружения и измерения координат
ракет класса “воздух—воздух” и “воздух—
земля”.
Лазерно-телевизионные прицельные сис-
темы обеспечивают применение всех видов
авиационного вооружения с телевизионными
головками самонаведения (ГСН) и управления
Гоа поступления на вооружение
Рис. 1.3.16. Изменение надежности истребителей по годам
14
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
ракетами (УР) с лазерными ГСН, а также при-
менение высокоточного оружия с лазерно-лу-
чевым наведением.
На вооружении самолетов США с 1988 г.
находится лазерно-тепловизионная система
LANTIRN, предназначенная для многоканаль-
ного применения оружия “воздух—поверх-
ность” с лазерными и тепловизионными ГСН.
Важным элементом КБО является ком-
плекс радиоэлектронного противодействия,
предназначенный для проведения радиотех-
нической разведки и создания помех в РЛ-
и ИК-диапазонах.
Наибольшие перспективы в этой области
связаны с разработкой цифровой системы ра-
диоэлектронного противодействия, которая на
аппаратном и функциональном уровне интег-
рируется со всеми радиоэлектронными система-
ми, в том числе и с РЛС. Работы в этом нап-
равлении ведутся в США по программе JSF.
Работы по развитию и совершенствованию
информационно-управляющего поля (ИУП)
кабины летчика являются магистральным
направлением повышения эффективности
перспективных авиационных боевых комп-
лексов.
			F-14			
	F-106.					
	1-10 F-105	1В F-4C 4	F-111E			
ь F-86 ♦ F-80	• «Hunte , F-1 F-100	Г 14 F-4E	F-15A	F-18A		
P-S1 ♦		F-5 F-5 Т-38 Jag	,4* F-16A А-10А»Но jar ♦	‘Су-27 wk-200	МиГ-29СЗ	F-22A ♦
			Tornado	МоГ-29МиГ	-29М	EF-2000
1940	1950	1960	1970	1980	1990	2000	2010
ГоЭ поступления но вооружение
Рис. 1.3.17. Изменение удельной трудоемкости технического обслуживания и ремонта истребителей по годам
Рис. 1.3.18. Соотношение стоимостей оборудования ряда истребителей по годам
БОЕВЫЕ МАНЕВРЕННЫЕ САМОЛЕТЫ ПОСЛЕДНИХ ПОКОЛЕНИЙ
75
Определяющей для построения ИУП
кабины самолетов пятого поколения является
концепция многоэкранной системы индика-
ции с использованием широкоугольных дис-
плеев с голографическими оптическими эле-
ментами, индикаторов цветного изображения
с большими размерами экрана и с много-
функциональным кнопочным обрамлением.
Данная концепция реализуется на истре-
бителе F-22A JSF, а также при создании истре-
бителей для стран Западной Европы (самолеты
EF-2000, Rafale). Например, размеры каждого
из двух основных индикаторов JSF составляют
200x250 мм.
Многофункциональные индикаторы до-
полняются нашлемным индикатором, кото-
рый может использоваться как прицельное ус-
тройство при пуске ракет, так и как устройство
отображения информации.
Кроме того, в ИУП кабины входит ком-
плекс речевой информации и разрабатываемая
в настоящее время система распознавания ре-
чевых команд.
Точность определения своих координат на
самолетах пятого поколения обеспечивается
бесплатформенной инерциальной системой
навигации (БИНС) на лазерных гироскопах и
спутниковой системой, что обеспечивает точ-
ность, примерно в 2 раза превышающую точ-
ность аналогичных инерциальных платфор-
менных систем.
Незаметность боевого маневренного само-
лета. Достижение малой заметности боевого
маневренного самолета является одной из
фундаментальных проблем современной авиа-
ции. Значимость решения этой проблемы
соизмерима с решением фундаментальной
проблемы преодоления звукового барьера и
освоения сверхзвуковых скоростей полета.
Трудности заключаются в необходимости по-
иска оптимальных решений, удовлетворяющих
областям конструкции, аэродинамики и физи-
ческих свойств излучения и переотражения
элементов конструкции в диапазонах частот
излучения РЛС, инфракрасном и оптическом.
Требования к незаметности самолета
сформулированы только в процессе проекти-
рования самолетов пятого поколения. Перво-
начально они касались только передней полу-
сферы самолета. Однако проведение анализа
боевых действий последних локальных кон-
фликтов с участием сил НАТО показало, что
современная боевая авиация работает в воз-
душном пространстве, где имеется всеракурс-
ное облучение средствами воздушных и назем-
ных ПВО. Поэтому в настоящее время к боевой
авиации предъявляются требования всеракурс-
ной незаметности.
Работы в этой области ведутся как в на-
правлении снижения заметности существую-
щих самолетов средствами применения радио-
поглощающих покрытий, таки путем создания
ЛА специальных форм. Первые работы по соз-
данию ЛА специальных форм дали существен-
ное ухудшение их аэродинамических харак-
теристик (самолет F-117).
Более углубленные исследования показали,
что во многих случаях требования незаметности
не противоречат требованиям аэродинамики,
предъявляемым к высокоманевренному боевому
самолету. Такое направление работы будет основ-
ным при проектировании боевых маневренных
самолетов в ближайшей перспективе. Работы в
этой области в США уже привели к созданию не-
скольких новых экспериментальных ЛА.
Незаметность боевых маневренных самоле-
тов в радиолокационном диапазоне. Основная
формула радиолокации, непосредственно свя-
занная с характеристиками незаметности цели,
после некоторых упрощений может быть пред-
ставлена в следующем виде:
I ptGh2c
Warnin’
(1.3.1)
^inax
где — дальность обнаружения цели;
Pt — максимальная мощность передачи, Вт;
Л min — минимальный уровень мощности,
которая может быть принята РЛС в присутст-
вии шума, Вт; G — усиление радарной антен-
ны, характеризующее ее способность сосредо-
тачивать энергию электромагнитного поля в
узкой угловой области; для круглой антенны
G и5(Д/Х)2; D — диаметр антенны, м.
Рабочая частота РЛС f и ее длина волны
X (в м) связаны зависимостью
f = c/l,
где с — скорость света (с « 3  108 м/с).
Это скорость распространения в свобод-
ном пространстве всех форм энергии электро-
магнитного поля, включая радарные волны.
Эффективная отражающая поверхность
цели с определяется как отношение всена-
правленного вторичного излучения мощности
в точке приема отраженного от цели сигнала к
плотности потока мощности, идущей от источ-
ника облучения.
76
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
Из уравнения (1.3.1) следует, что достиже-
ние существенного снижения дальности обна-
ружения РЛС требует существенного снижения
эффективной поверхности радиоотражения (ЭПР)
самолета. Например, снижение ЭПР самолета
на 1/2 обеспечивает снижение дальности обна-
ружения РЛС всего на 16%.
ЭПР самолета — сложная, непостоянная
величина, зависящая от следующего:
размеров поперечного сечения при соот-
ветствующем угле проецирования;
коэффициента отражения, определяемого
как соотношение между падающей энергией
излучения и обратного рассеяния (коэффи-
циент отражения зависит от свойств материала
и длины волны излучения);
конструкции самолета и угла падения ра-
диолокационного излучения;
пространственной ориентации ЛА относи-
тельно РЛС, ее частоты и поляризации.
При контакте радиолокационного излуче-
ния с ЛА его демаскирующими факторами яв-
ляются:
острые (резкие) кромки и щели ЛА;
однородно отражающие поверхности и угло-
вые отражатели (трехэлементные образования).
Из всего многообразия элементов ЛА
можно выделить основные и второстепенные
источники отраженного радиолокационного
сигнала.
К основным следует отнести:
воздухозаборники, двигатели, сопла;
отсек носового обтекателя;
антенны бортовой РЛС и других средств
БРЭО;
БРЭО и электрическую проводку;
кабину экипажа, фонарь кабины;
вооружение на внешних подвесках, в том
числе антенны управляемых ракет.
К вторичным источникам отраженного ра-
диолокационного сигнала относятся:
фюзеляж;
крылья;
оперение.
Для снижения радиолокационной замет-
ности рекомендуются следующие способы и
приемы.
Выбор оптимальных аэродинамических форм:
уменьшение геометрических размеров;
устранение острых кромок и изломов по-
верхностей;
применение адаптивного крыла;
интеграция планера и силовой установки.
Применение радиопоглощающих материалов
и покрытий на ферритовой основе и углеплас-
тиках.
Применение клиновидных конструкций.
Применение устройств, способных изме-
нять характеристики радиолокационного сиг-
нала и отражения его на РЛС.
Использование активных и пассивных
средств РЭБ.
Снижение общего уровня излучения радио-
оборудования самолета.
Использование пассивных средств, позво-
ляющих уменьшить радиолокационную замет-
ность в длинноволновом диапазоне.
Необходимые уровни ЭПР. Для скрытного
преодоления радиолокационного поля обзорных
РЛС требуется уровень заметности самолета
0,01...0,001 м2 в дециметровом диапазоне длин
волн и 0,1...0,03 м2 в сантиметровом диапазоне.
Требуемый из условия срыва атаки управляемых
ракет уровень заметности самолета в сантимет-
ровом диапазоне в 30—500 раз выше требуемого
уровня заметности в дециметровом диапазоне.
Поэтому реализация характеристик малой за-
метности во всем указанном диапазоне длин
волн при современном уровне развития техники
представляется сложной и нерациональной.
Анализ частоты встреч самолета-истреби-
теля с различными средствами ПВО противни-
ка показал, что из радиолокационных средств,
действующих по истребителю, наиболее “опас-
ными” являются средства управления оружием
(на них приходится более 90 % столкновений),
из них 88 % работает в диапазоне длин волн
2,5...4,25 см, 8,9 % — в диапазоне 6,1...7,5 см
и 2,3 % — в диапазоне 0,87 см. Таким образом,
для истребителя и ударного самолета основ-
ным диапазоном длин волн, требующим про-
ведения мероприятий по снижению замет-
ности, является диапазон 2,5...4,25 см.
Для этого диапазона длин волн, по зару-
бежным источникам, применение технологии
“Стеле” для различных ЛА позволяет достичь
следующего уровня ЭПР.
ЛА........	F-117	В-2	F-22A JSF
ЭРП, м2. . . 0,03...0,1 0,1...0,01	0,3 0,3...0,5
Эти данные по величине ЭПР получены на
основе результатов математического моделиро-
вания и измерений на масштабных моделях.
Различные внутренние полости типа воздухоза-
борников и огромное число мелких деталей са-
молета (щели, каналы слива пограничного
слоя, различные отверстия и т.п.) представляют
для аналитических расчетов большие сложнос-
ти и требуют проведения экспериментальных
исследований с использованием детально про-
работанных и полномасштабных моделей ЛА.
БОЕВЫЕ МАНЕВРЕННЫЕ САМОЛЕТЫ ПОСЛЕДНИХ ПОКОЛЕНИЙ
77
Инфракрасная незаметность самолета. По-
добно радиоволнам, ИК-излучение является
также частью электромагнитного спектра с дли-
нами волн 0,77...1000 мкм. Оно испускается все-
ми телами при температуре выше абсолютного
нуля (-273 °C ). Сумма и распределение тепло-
вого излучения как функции длины волны зави-
сит от материала и температуры тела. Для твер-
дых веществ (непрерывные излучатели) типа
поверхности самолета излучение равномерно
распределено по широкому диапазону длин
волн; для газов (импульсные излучатели) типа
реактивной струи двигателя излучение испуска-
ется в очень маленьком диапазоне длин волн.
Излучаемую телом энергию М (Вт/м2)
можно определить по уравнению Стефана-
Больцмана:
М = ызТ\	(1.3.2)
где е — коэффициент излучения (функ-
ция длины волны); а = 5,67ПО"8 Вт/(м2-К)4 —
постоянная Стефана—Больцмана; Т — темпе-
ратура, К.
Коэффициент излучения е — отношение
излучения, испускаемого поверхностью тела к
излучению, испускаемому абсолютным источ-
ником излучения при той же температуре. По-
этому его значение всегда меньше единицы.
Несмотря на то, что ИК-заметность само-
лета зависит от температуры сопла и кине-
тического нагрева обшивки, влияние пос-
ледней на малых скоростях полета незначи-
тельное. В двигателе ИК-излучение дают
горячие части и реактивная струя (рис. 1.3.19).
К основным величинам, изменяя которые
можно существенно повлиять на ИК-замет-
ность самолета, относятся температура и коэф-
фициент излучения, снижение которого
достигается экранированием нагретых элемен-
тов другими частями планера.
Ракеты класса “воздух — воздух” с тепловой
головкой наведения обычно наиболее чувстви-
тельны к середине ИК-спектра (3...5 мкм), что
является собственной частотой горячих газов уг-
леводородного топлива, истекающих из сопла
двигателя. Датчики ИК-излучения, работающие
надлине волны 8...12 мкм, обнаруживают тепло-
ту на обшивке планера, вызванную солнечным
нагревом и трением о воздух. Обе частоты ис-
пользуются бортовыми ИК-прицелами.
Как следует из уравнения (1.3.2), сниже-
ние температуры позволяет существенно
уменьшить ИК-заметность. Поэтому для сни-
жения ИК-излучения на современных самоле-
тах особое внимание уделяют снижению тем-
пературы и маскировке горячих частей. Это
достигается следующими способами:
использованием двигателей с понижен-
ным уровнем ИК-излучения (в том числе бес-
форсажных и переменного цикла);
большим количеством снятой работы с
турбины двигателя (для самолетов с турбоваль-
ным или турбовинтовым двигателем);
увеличением степени двухконтурности
ТРДД;
расположением сопла на верхней поверх-
ности планера (F-117A., В-2, YF-23);
применением специальных выходных уст-
ройств (плоского или щелевого сопла);
использованием принудительной системы
охлаждения хладагентами и охлаждающими
жидкостями;
Рис. 1.3.19. Распределение ИК-излучеиия сопла и обшивки самолета подлипам волн
78
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
загораживанием излучающих поверхностей
экранами с низким уровнем температуры;
подмешиванием холодного воздуха к вых-
лопным газам;
поворотом канала сопла для препятствова-
ния прямому визированию излучающих поверх-
ностей;
применением специальных присадок, из-
меняющих спектр ИК-излучения;
применением теплопоглощающих покрытий.
Следует иметь в виду, что все эти меры
связаны с ростом массы выходного устройст-
ва (ВУ) и потерями тяги двигателя.
При снижении коэффициента излучения s
поверхности уменьшается лучистая энергия,
но одновременно возрастает количество пере-
отраженной энергии от более горячих внут-
ренних компонентов. При разработке пок-
рытия, снижающего коэффициент ИК-излуче-
ния, следует обратить внимание на то, чтобы
выбранный материал при этом не способство-
вал отраженному радиолокационному сигналу.
Использование многослойного материала для
снижения радиолокационной и ИК-замет-
ности требует пленки толщиной в несколько
ангстрем.
Кроме того, двигатели при работе произ-
водят углеродистые отложения (сажу) на
поверхности сопла, которые имеют чрез-
вычайно высокий коэффициент излучения.
Поэтому выхлоп частиц углерода должен быть
по возможности уменьшен, в противном
случае, сопло будет покрыто толстым графи-
товым слоем с большим коэффициентом из-
лучения уже после нескольких часов работы
ИК-заметность самолета, которая сильно зави-
сит от высоты и скорости полета. На крейсер-
ском сверхзвуковом полете (М = 1,5... 1,6) тем-
пература обшивки из-за кинетического нагрева
повышается примерно на 70 °C, но этот нагрев
в значительной степени компенсируется тем-
пературой окружающей среды (-56 °C) на крей-
серской высоте полета. При числе Маха М = 2
аэродинамический нагрев может составлять
около 116 °C, а при М ~ 2,35 — примерно 181 °C,
что уже существенно, поскольку это является
основным вкладом в ИК-заметность самолета
в передней полусфере (рис. 1.3.20).
Оптическая незаметность самолета. В ви-
димом диапазоне длин волн по истребителю
могут действовать следующие средства:
бинокулярные оптические визиры ЗРК и
ЗСК;
монокулярные визиры ЗРК;
оптические прицелы истребителей;
телевизионные визиры истребителей и ЗРК;
лазерные дальномеры ЗРК и ЗАК.
Спектральные характеристики визиров и
прицелов соответствуют спектральной харак-
теристике глаза, но для снятия дымки спект-
ральные характеристики визиров незначитель-
но сдвигаются в ближнюю ИК-область.
Рабочая частота излучения лазерных дально-
меров составляет 1,06 мкм для генераторов на
инертном газе и 10,6 мкм для генераторов на СО2.
В качестве показателя заметности само-
лета в лазерном диапазоне, как и в радиолока-
ционном, принята эффективная площадь рас-
сеяния, которая в лазерном диапазоне
определяется через коэффициент яркости 0:
двигателя.
Рис. 1.3.20. Распределение излучения элементов самолета в зависимости от ракурса
БОЕВЫЕ МАНЕВРЕННЫЕ САМОЛЕТЫ ПОСЛЕДНИХ ПОКОЛЕНИЙ
79
Применение ЭПР в качестве показателя за-
метности корректно в том случае, когда пятно све-
тового луча накрывает всю проекцию самолета.
В лазерном диапазоне при существующих
расходимостях луча диаметр пятна лазерного луча
на самолете при работе с максимальных дальнос-
тей порядка 8 км составляет примерно 5 м, при
этом облученная поверхность составляет по-
рядка 30% видимой площади поверхности са-
молета, к тому же распределение яркости на
поверхности может отличаться в 50 раз.
Поэтому в лазерном диапазоне корректнее
применять распределение яркости по поверх-
ности самолета. Коэффициент яркости зависит
от марки, цвета и системы покрытия, угла
между зондирующим лучом и нормалью к по-
верхности самолета, а также от длины волны
лазерного излучения.
Помимо поверхностей, покрытых камуф-
ляжным лакокрасочным покрытием, дополни-
тельный вклад в заметность самолета в види-
мом спектре волн вносят: радиопрозрачный
обтекатель БРЛС, кабина, полости каналов и
форсажной камеры.
Для снижения заметности истребителя в
оптическом диапазоне можно рекомендовать:
специальную камуфляжную окраску с ма-
лым коэффициентом отражения или маскиро-
вочные покрытия;
искусственный подсвет затеняемых мест ЛА
для устранения теней специальными источ-
никами света с применением светофильтров;
специальную конструкцию фонаря кабины
и остекления ЛА для устранения бликов;
введение в химический состав остекления
добавок, обеспечивающих уменьшение отра-
жения света;
топлива малой дымности, не образующие
в полете инверсионного следа.
Системы вооружения боевых маневренных
самолетов могут быть разделены иа ряд групп:
1)	пушечное вооружение — встроенная в кон-
струкцию самолета пушка калибра 23...30 мм и
пушка, размещаемая в специальной подвесной
гондоле;
2)	ракетное вооружение — ракеты “воздух —
воздух” ближнего, среднего и дальнего действия
с различными головками самонаведения; раке-
ты “воздух — земля”, предназначенные для вы-
сокоточного поражения с помощью лазерно-те-
левизионной системы наведения или ракет с
большими дальностями полета для поражения
РЛС противника или хорошо защищенных
объектов типа мостов, авианосцев и др.;
3)	неуправляемое вооружение “воздух—
земля”, состоящее из пусковых систем неуп-
равляемых ракетных систем, неуправляемых
ракетных снарядов (НУРС), авиационных бомб
различного назначения калибра 100...1000 кг
и авиационных бомб калибра 100...500 кг;
4)	управляемые авиационные бомбы (КАБ),
которые осуществляют наведение на цель пос-
ле сброса с самолета.
Развитие этих систем вооружения прохо-
дило в соответствии с различными периодами
развития авиационной техники.
В период Великой Отечественной войны
советская боевая авиация комплектовалась как
пулеметным и пушечным вооружением, так и
неуправляемым ракетным, которое применя-
лось на самолете Ил-2 и на некоторых типах
истребителей. Кроме того, самолеты имели
возможность атаковать противника с помо-
щью авиационных бомб.
В этот период применялись синхронные и
редукторные пушки с высокой скорострельно-
стью. Переход на крупнокалиберное стрелко-
вое оружие обусловлен появлением целей с бо-
лее высокими характеристиками живучести и
более высокоскоростным полетом.
Новые типы авиационных бомб повышен-
ной эффективности — бронебойные, бетоно-
бойные, зажигательные и др.
После Великой Отечественной войны на-
чался этап интенсивного развития управ-
ляемого авиационного вооружения классов
“воздух—воздух”, “воздух—земля” и др,
Создавались новые авиационные комплексы и
параллельно велась разработка управляемых
ракетных средств для их поражения. В 50-е
годы была создана и принята на вооружение
самонаводящаяся ракета класса “воздух—воз-
дух” Р-ЗС с тепловой головкой наведения.
Ракета Р-ЗС и варианты ее модернизации из-
готовляли крупными сериями. Она применя-
лась практически на всех отечественных ис-
требителях и поставлялась на экспорт.
Параллельно создавалось управляемое авиа-
ционное вооружение различных типов классов
“воздух—воздух”; “воздух—земля”. Авиацион-
ное вооружение стало составной частью боевых
авиационных комплексов. Принятые на воору-
жение управляемые ракетные средства пораже-
ния класса “воздух—воздух” в летных испытани-
ях отрабатывались, как правило, на самолетах
МиГ. Авиационное вооружение класса “воз-
дух—воздух” условно делят на группы:
1)	ракеты малой дальности и ближнего ма-
невренного воздушного боя Р-ЗС (и варианты
ее модернизации), Р-60, Р-73 и др. — само-
наводящиеся ракеты, укомплектованные теп-
ловыми головками самонаведения;
80
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
2)	ракеты средней дальности Р-40, Р-23,
Р-24, Р-27 — ракеты, укомплектованные раз-
личными головками самонаведения. Созданы
варианты этих ракет с тепловыми, полуактив-
ными радиолокационными и пассивными ра-
диолокационными головками самонаведения;
3)	ракеты большой и сверхбольшой даль-
ности.
В последние годы для вооружения авиаци-
онных комплексов созданы и приняты на воору-
жение средства поражения, обеспечивающие
поражение наземных и надводных целей, имею-
щие высокую точность наведения и эффектив-
ное боевое снаряжение. В комплектации этих
управляемых ракетных средств поражения при-
менены системы наведения различных типов:
радиолокационные, лазерные, телевизионные
и др. Приняты на вооружение также корректи-
руемые авиационные бомбы с лазерными и те-
левизионными системами наведения (КАБы).
В 90-е годы создана и принята на
вооружение ракета класса “воздух—воздух”
РВВ-АЕ. Система самонаведения этой ракеты
инерциальная с радиокоррекцией (на началь-
ном участке наведения) и активной радиоло-
кационной головкой самонаведения. Эта раке-
та обладает высокими характеристиками и
обеспечивает высокую боевую эффективность
при ведении воздушного боя. Она может при-
меняться по различным типам целей (малораз-
мерным, крупноразмерным, вертолетам, в том
числе зависшим). Начальные условия пуска ее
не ограничивают режимов полета самолета-
носителя. Ракета обладает высокой помехоза-
щищенностью и маневренностью.
1.3.8. ТЯЖЕЛЫЕ УДАРНЫЕ САМОЛЕТЫ
Тяжелые ударные самолеты относятся к
категории “дальней авиации” в России и к ка-
тегории “стратегической авиации” в США.
Разработка и исследование идеологии
применения и облика будущего стратегическо-
го бомбардировщика — особо продолжитель-
ные процессы ввиду чрезвычайно больших
стоимостей конечного изделия (В-2, напри-
мер, стоит больше 1 млрд, долларов), большой
массы объекта (Ту-160, самый тяжелый в мире
стратегический бомбардировщик — ракетоно-
сец, весит 275 т), значительной наукоемкости,
длительности срока жизни (Ту-95 и В-52 соз-
даны в 1952 г„ стоят на вооружении России и
США сегодня и в модернизированном по обо-
рудованию виде их планируется оставить в
эксплуатации еще более 20 лет), а также очень
большого количества организаций (фирм,
компаний) соисполнителей и непосредствен-
ных участников (для Ту-160, например, более
850 организаций и предприятий).
Тяжелые бомбардировщики России. Первым
в мире четырехмоторный тяжелый бомбар-
дировщик “Илья Муромец” создан в России
в 1913 г. Серийно выпускавшиеся бомбарди-
ровщики “Илья Муромец” активно применя-
лись в течение первой мировой войны, а также
в годы гражданской войны. Позднее подобные
бомбардировщики были созданы в Англии,
Франции, Германии и США. Опыт боевого
применения первых тяжелых бомбардиров-
щиков послужил основой для разработки мето-
дик формирования и использования стратеги-
ческой авиации на последующий период.
После гражданской войны Россия начала
создавать мощную стратегическую авиацию. Уже
в 1925 г. взлетел первый в мире цельнометалли-
ческий тяжелый бомбардировщик ТБ-1 конст-
рукции А.Н.Туполева. Он имел три пулеметных
точки и нес бомбовую нагрузку массой 1 т.
Самолет ТБ-1, как и все последующие тяжелые
бомбардировщики А.Н.Туполева, имел моно-
планную схему с высокой весовой отдачей.
С 1929 по 1933 гг. была построена серия из
626 самолетов ТБ-1 и его варианта АНТ-7 на
трех заводах. Его схема и конфигурация стали
классическими в мировом самолетостроении.
В 30-х годах четырехмоторный бомбарди-
ровщик А.Н.Туполева ТБ-3 (АНТ-6) — первый
в мире моноплан с четырьмя двигателями, рас-
положенными по размаху крыла, с бомбовой
нагрузкой 4 т был единственным в мире тяже-
лым бомбардировщиком крупносерийного
производства. Самолет постоянно совершенст-
вовался и использовался не только как страте-
гический бомбардировщик, но и в рекордных
и транспортных операциях.
Опытный тяжелый бомбардировщик
А.Н.Туполева ТБ-4 (1933 г.) с шестью двигате-
лями был способен поднимать до 10 т бомб и
имел десять пулеметов и две 20-мм авиационные
пушки. Несколько дальних высотных бомбар-
дировщиков АНТ-36 (1930 г.) на базе АНТ-25
имели дизельные моторы, что позволяло полу-
чать беспосадочную дальность 25 тыс. км.
В 1934 г. взлетел опытный дальний бом-
бардировщик А.Н.Туполева ДБ-2 (АНТ-37),
а в 1938 г. вариант этого бомбардировщика —
“Родина” — выполнил беспосадочный полет
в 5908 км между Москвой и Дальним Восто-
ком. Самолет пилотировался М.Расковой,
В.Гризодубовой и П.Осипенко. Созданный
ТЯЖЕЛЫЕ УДАРНЫЕ САМОЛЕТЫ
81
в 1934 г. скоростной бомбардировщик А.Н.Ту-
полеаа АНТ-40 изготовлен в количестве более
7000 в многочисленных вариантах.
В 1936 г, был создан четырехмоторный
бомбардировщик А.Н.Туполева АНТ-42 (ТБ-7,
с 1942 г. называвшийся также Пе-8, в память о
погибшем в 1942 г. авиаконструкторе В.М.Пет-
лякове), явившийся родоначальником семей-
ства тяжелых скоростных высотных бом-
бардировщиков. Самолет был оснащен всеми
новейшими видами приборного и элек-
трооборудования, обладал высокой маневрен-
ностью вплоть до высот 8...10 тыс. м и по
скорости превосходил все известные тяжелые
бомбардировищки мира, включая первые
Боинги В-17 (США) и даже был сопоставим с
истребителями. С высот до 10 тыс. м ТБ-7 осу-
ществлял прицельное бомбометание.
В 1933 г. конструктором А.К.Калининым
был построен тяжелый бомбардировщик К-7
с семью (из которых один толкающий) двигате-
лями, который не имел серийного выпуска.
Бомбовая нагрузка составляла 7... 10 т; он мог
нести до 100 парашютистов. Оборону самолета
от истребителей противника обеспечивали
восемь пулеметов и четыре пушки. При длине
28,19 м и размахе крыла 53 м его взлетная масса
составляла 36 т. Экипаж состоял из 12 человек.
В 1936 г. в серийное производство был
запущен дальний бомбардировщик ДБ-3 с
двумя моторами (с 1942 г. Ил-4), разра-
ботанный в ЦКБ В.С.Ильюшина. В период
1936—1945 гг. было построено 6784 экземпляра.
Эти самолеты, не являясь тяжелыми бомбарди-
ровщиками большой дальности, были способ-
ны выполнять ряд задач стратегического харак-
тера в составе численно больших авиагрупп.
Они обладали хорошей маневренностью и до-
пускали выполнение даже “мертвой петли”.
Взлетная масса Ил-4 составляла 6...9 т, скорость
полета 400 км/ч. Самолет имел три огневые
точки и мог нести 1...2,5 т бомб (в перегрузоч-
ном варианте с уменьшенной дальностью).
К дальним двухмоторным бомбардиров-
щикам серийного производства, применяв-
шимся в составе соединений бомбардиро-
вочной авиации, относился самолет Ер-2
конструктора Е.Г.Ермолаева. Несколько сотен
Ер-2 были выпущены с дизельными двигателя-
ми А4-30Б мощностью до 1500 л.с. К привлека-
тельным качествам Ер-2 относилась большая
чем у Ил-4 дальность. Максимальная бомбовая
нагрузка составляла 5 т. На внутренней подвеске
он мог доставлять к цели бомбы калибра 500 кг,
а на внешней — три бомбы по 1 т при макси-
мальной взлетной массе 18,6 т, крейсерской
скорости 395 км/ч на высоте 4650 м и макси-
мальной скорости 446 км/ч. К недостаткам са-
молета относилась большая потребная длина
взлетной дистанции — более 2000 м, проблемы
с надежностью двигателей и др.
В начале 1944 г. ОКБ им. А.Н.Туполева раз-
работало проект дальнего четырехмоторного
бомбардировщика — носителя атомной бомбы.
Самолет Б-4 (в дальнейшем Ту-4) был создан на
основе обмеров аналога и анализа американс-
кого бомбардировщика В-29 (рис. 1.3.21), а со
второй половины 1946 г. начал производиться се-
рийно, в количестве 847 экземпляров. Для нужд
дальней авиации он выпускался в различных ва-
риантах: в виде танкера, самолета-буксировщика
истребителей сопровождения, радиолокацион-
ной разведки и, в том числе, носителя первых
отечественных ракет “воздух—поверхность”.
Следующие типы тяжелых бомбардиров-
щиков А.Н.Туполева Ту-80 и Ту-85 были опыт-
ными. Последний имел размах крыла 56 м. Его
вооружение состояло из десяти пушек (НР-23),
Рис. 1.3.21. Бомбардировщик Ту-4
82
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
бомбовой нагрузки 5...20 т, включая атомные
или фугасные бомбы массой до 9 т. Экипаж
самолета состоял из 12...16 человек, его макси-
мальная масса достигала 107 т, скорость на вы-
соте 10 тыс. м 638 км/ч, дальность с бомбовой
нагрузкой в 5 т составляла 12 тыс. км.
Пути создания тяжелых бомбардировщиков
в связи с намечавшимся увеличением в 1,5 раза
скорости полета, обусловленным внедрением
реактивных двигателей и стреловидных крыль-
ев, в нашей стране и в США сильно разо-
шлись. Для Боингов была выбрана схема само-
лета с тонким сильно разгруженным стрело-
видным крылом большого удлинения, к кото-
рому на пилонах подвешивались пакеты спа-
ренных турбореактивных двигателей. По этой
схеме были построены самолеты В-47 (1947 г.)
и В-52 (1952 г.) (рис. 1.3.22).
А.Н.Туполев при создании нового меж-
континентального стратегического бомбарди-
ровщика Ту-95 принял решение соединить
крыло большого удлинения и большой стрело-
видности с установкой по размаху больших
турбовинтовых двигателей с восьмилопаст-
ными движителями противоположного враще-
ния диаметром 5,6 м.
Бомбардировщик Ту-95 имел много моди-
фикаций, в том числе и как носитель атомного
и водородного оружия. Как стратегический
ракетоносец Ту-95 и его вариант Ту-142М2
(рис. 1.3.23) оснащались разнообразными ви-
дами крылатых ракет различной дальности
и мощности, в том числе высокоточными
ракетами последних поколений с “абсолют-
ной” точностью попадания в цель. В период с
1955 г. до середины 90-х годов было выпущено
более четырехсот экземпляров этого самолета.
Для нужд стратегической авиации и ВМФ
СССР он применяется в вариантах дальнего
разведчика, самолета-целеуказателя и самолета
для обнаружения и атаки подводных лодок с
самой большой в мире дальностью и продолжи-
тельностью патрулирования (более 17 ч). На
одном из Ту-95 в 1961г. были выполнены 34 по-
лета по испытаниям первого в мире прототипа
самолетной атомной силовой установки.
В 60—80-х годах на вооружении состоял
вариант Ту-95 — самолет дальнего радиолока-
ционного обнаружения воздушных и морских
целей Ту-126 типа “АВАКС”. Самолеты Ту-95
и В-52 продолжают оставаться в строю, демон-
стрируя долговечность, которая превзошла все
предполагавшиеся на момент их создания
прогнозы. При этом Ту-95 (Ту-142) по числу
модификаций значительно превзошел В-52.
К самолетам стратегической авиации отно-
сился также тяжелый бомбардировщик конст-
руктора В.М.Мясищева М-4. Самолет М-4
взлетел в 1953 г, строился также как и его вари-
ант ЗМ серийно (90 экземпляров). Особен-
ностью его было наличие велосипедного шасси,
а также размещение четырех турбореактивных
двигателей в “толще” корневой части крыла.
В качестве бомбардировщика, носителя ядер-
ного и обычного бомбового оружия самолет
использовался в частях ВВС до 70-х годов.
На его базе был сделан самолет-заправ-
щик. В дальнейшем все самолеты М-4 были пе-
Рис. 1.3.22, Компоновочная схема самолета B-52G
ТЯЖЕЛЫЕ УДАРНЫЕ САМОЛЕТЫ
83
Рис. 1.3.23. Компоновочная схема Ту-142М2
84
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
реоборудованы в самолеты-заправщики. Прак-
тическая дальность этого самолета оценивается
в 9000 км. В 50-х годах в том же конструктор-
ском бюро разрабатывался и был построен
опытный экземпляр сверхзвукового ракетонос-
ца М-50 с треугольным крылом и четырьмя ТРД.
Испытания этого самолета из-за отсутствия не-
обходимых двигателей на момент его разработки
и последующего закрытия КБ производились на
средних дозвуковых скоростях. При продолже-
нии работ этот самолет, как полагали, мог стать
исходным для разработки сверхзвукового пасса-
жирского или боевого самолета будущего.
Из обширного семейства тяжелых реак-
тивных бомбардировщиков конструкции А.Н.Ту-
полева середины 50-х годов (Ту-16, Ту-22 или
“105А”, и Ту-22М или “145”, “45”) самолет
Ту-16 может считаться одним из самых примеча-
тельных в мировой и отечественной авиации
XX века. Он был на вооружении ВВС ряда стран
почти полвека (в России, Египте, Индонезии,
Китае, Индии и Ираке). Самолет, взлетевший
27 апреля 1952 г., был построен в количестве бо-
лее 1500 экземпляров. Ту-16 стал единственным
в мире стратегическим бомбардировщиком, сде-
ланным в нашей стране, который выпускался
также по лицензии в Китае, где их было
собрано 120 экземпляров как Н-6. В СССР (Рос-
сии) он использовался в рекордно большом (бо-
лее 50) количестве вариантов конструкции и
оборудования. С Ту-16 была сброшена первая
советская водородная бомба.
В этой конструкции для обеспечения за-
данных показателей дальности, скорости и
массы боевой нагрузки была применена экс-
траординарная методика снижения массы всех
узлов планера, позволившая при сохранении
необходимой прочности уменьшить массу се-
рийных изделий на 5,5 т. Это позволило Ту-16
занять место самого скоростного в мире бом-
бардировщика своего времени с максимальной
скоростью (практически равной скорости
звука), приближающейся к 1100 км/ч.
В дальнейшем А.Н.Туполевым созданы
еще два самолета стратегической авиации:
Ту-105А (Ту-22) и Ту-145 (45 или 22М), Само-
лет Ту-22 вошел в историю как первый тяже-
лый сверхзвуковой стратегический серийный
бомбардировщик-ракетоносец. В полках даль-
ней авиации и в авиации ВМФ с 60-х до на-
чала 90-х годов находилось около 200 машин
Ту-22 различных модификаций. Всего было
произведено 311 таких самолетов.
После создания и принятия на вооружение
самолета Ту-22 в ОКБ им. А.Н.Туполева про-
должились исследования следующей модели
дальнего ракетоносца и бомбардировщика
Ту-22М0. Он подвергся практическим испыта-
ниям, в том числе в опытной серии в подразде-
лениях дальней авиации. Испытания по опти-
мизации облика, параметров и поведения мно-
гочисленных систем нового бомбардировщика
были продолжены на следующей модификации
Ту-22М1, отличавшейся меньшей массой пус-
того самолета, измененной конструкцией воз-
духозаборников, механизацией крыла и др.
Этот самолет взлетел 22 июля 1971 г. и был пос-
троен серией из девяти самолетов, на которых
были продолжены испытания и исследования.
Головной самолет новой серии Ту-22М2 под-
нялся в воздух 7 мая 1973 г. В строевых полках
дальней авиации его освоение происходило с
апреля 1974 г. В августе 1976 г. был принят на
вооружение дальней авиации и авиации ВМФ
комплекс К-22М с подфюзеляжной ракетой.
Самолет имел самое современное пилотажно-
навигационное оборудование с большим диа-
пазоном функциональных возможностей. Эр-
гономика кабины экипажа обеспечивала четы-
рем членам экипажа при выполнении длитель-
ных полетов возможность успешно решать
многочисленные задачи пилотирования, нави-
гации и управления системами вооружения.
В ходе последующего совершенствования
этого самолета был создан его самый совре-
менный вариант Ту-22МЗ, производившийся
крупной серией до 1984 г. Ту-22МЗ имел
новые воздухозаборники с горизонтальной
схемой регулирования, еще более облегченную
конструкцию планера, шасси и многих агре-
гатов. На самолете были установлены сотни
новых видов электрического, электронного
и топливного оборудования. Ту-22МЗ взлетел
20 июня 1977 г. Самолет имеет максимальную
скорость 2300 км/ч и по сравнению с Ту-22М2
в 2,2 раза большую боевую эффективность.
Многовариантное бомбово-ракетное воору-
жение самолета массой до 24 т включало высо-
коточные крылатые ракеты на внутрифюзеляж-
ной “револьверной” катапультной установке и
на крыльевых балочных держателях. До 1993 г.
произведено почти 500 самолетов типа Ту-22М
различных модификаций и назначений.
В 60-х годах ОКБ им. П.О.Сухого спроек-
тировало и построило опытный стратегичес-
кий бомбардировщик Т-4 (изделие “100”), об-
ладавший уникальными для своего времени
характеристиками. Однако по разным причи-
нам этот самолет серийно не выпускался.
Значительный многолетний опыт в конст-
руировании сверхзвуковых дальних тяжелых
бомбардировщиков-ракетоносцев, в том числе
ТЯЖЕЛЫЕ УДАРНЫЕ САМОЛЕТЫ
85
с изменяемой стреловидностью крыльев был с
большим успехом реализован в новом проекте
Ту-160 “Блэкджек” (рис. 1.3.24) главным кон-
структором В.И.Близнюком вместе с А.А.Ту-
полевым. Ту-160 взлетел 18 декабря 1981 г. Са-
молет успешно прошел заводские и летные
государственные испытания, выдержал без
нерасчетных разрушений все статические и
усталостные испытания.
С мая 1987 г. Ту-160 состоит на вооруже-
нии ВВС России. Самолет оборудован много-
численными современными системами для
пилотирования и боевых действий. Внутри бо-
евых отсеков, самых больших из когда-либо и
где-либо имевших место отсеков бомбардиров-
щиков дальнего действия, может размещаться
ракетное и бомбовое вооружение в разнооб-
разных вариациях, в том числе: на двух
“револьверных” барабанах 12 крылатых ракет
Х-55 с дальностью полета 3000 км, 24 ракеты
Х-15, а также бомбы различного назначения (в
том числе ядерные). На сегодняшний день
Ту-160 имеет самые большие из всех когда-
либо построенных в России или за рубежом
тяжелых бомбардировщиков показатели ско-
рости (2200 км/ч), взлетной массы (275 т) и бо-
евой нагрузки (45 т) в сочетании с дальностью
около 14 тыс. км. Экипажами ВВС на Ту-160
установлено 44 мировых рекорда.
За годы боевой эксплуатации Ту-160 мно-
гократно совершали дальние полеты, в том чис-
ле с пусками крылатых ракет и бомбометанием.
Ту-160 оснащен системой заправки топливом в
воздухе, что многократно увеличивает время его
пребывания в полете. Для удобства экипажа
предусмотрена также кухня, откидная койка и
другое оборудование. На борту имеется более
100 ЭВМ. Современные, в том числе спутнико-
вые системы для навигации и прицеливания
обеспечивают высокую точность выведения са-
молета в районы пусков и поражения целей.
Ту-160 является исключительно сложным
и уникальным научно-техническим объектом.
Значительная часть разработок, внедренных в
его конструкцию и системы, не имеет анало-
гов в предшествующих проектах как в нашей
стране, так и за рубежом. Это относится, на-
пример, к конструкции шарнирного узла по-
ворота громадного крыла Ту-160 изменяемой
стреловидности. При минимальной стрело-
видности xmjn = 15° полный размах крыльев
самолета Ту-160 составляет 55,7 м. Самолет
стратегической авиации США аналогичной
конструкции имеет размах почти на 15 м
меньше. Подобные размеры в сочетании с вы-
сокими аэродинамическими характеристика-
ми и параметрами силовой установки обеспе-
чили Ту-160 ббльшую по сравнению с В-1В
бездозаправочную дальность, ббльшую боевую
нагрузку и почти в 2 раза ббльшую макси-
мальную скорость.
Самолет выполнен по “интегральной”
схеме сочленения крыла и фюзеляжа, имеет
цельноповоротные вертикальное и горизон-
тальное оперения. Главным силовым фрагмен-
том является цельносварная (из титана) цент-
ральная балка фюзеляжа, в которой закомпо-
нованы поворотные узлы крыльев.
Рис. 1.3.24. Самолет Ту-160
36
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
Для изготовления этого агрегата разрабо-
таны уникальные технологии на основе элек-
тронно-лучевой сварки в нейтральной среде на
специально созданном оборудовании, не име-
ющем аналогов в мире. Примерно 38% конст-
рукции Ту-160 выполнено из титановых спла-
вов. Отдельные элементы изготовлены из
композиционных материалов и высококаче-
ственных сталей. Для противодействия факто-
рам усталостных повреждений панели поворот-
ной части крыла Ту-160 сделаны сплошными
из заготовок длиной более 25 м, выполненных
на специально созданном для этого оборудова-
нии. Обширные дополнительные исследова-
ния проведены по оптимизации воздухозабор-
ника двигательной установки, а также по
обеспечению функционирования топливных
систем двигателей самолета в условиях про-
должительного полета.
Тяжелые бомбардировщики США. Первый
бомбардировщик США, который может быть
отнесен к категории тяжелых самолетов страте-
гической авиации, был В-17 “Флайинг форт-
ресс” (“Летающая крепость”) фирмы Боинг
(рис. 1.3.25), совершивший первый полет в
1935 г. По характеристикам дальности, скорос-
ти, высотности и бомбовой нагрузки этот четы-
рехмоторный самолет примерно соответствовал
русскому бомбардировщику ТБ-7 (АНТ-42).
Этот самолет, а также В-24 “Либерейтор” фир-
мы Консолидейтед Валти использовались во
второй мировой войне.
В 1944 г. США применили в боевых дейст-
виях против Японии бомбардировщик В-29
“Суперфортресс” фирмы Боинг, который сде-
лал первый вылет в 1942 г. Всего было постро-
ено 3970 самолетов В-29 различных модифика-
ций. Он широко применялся США в воздуш-
ных бомбардировках в Корее. Фирма Боинг
разработала также стратегические реактивные
бомбардировщики В-47 “Стратоджет” (1947 г.)
с шестью ТРД и В-52 “Стратофортресс” (1952 г.)
с восемью ТРД. В модернизированном виде
B-52G (см. рис. 1.3.22) продолжает оставаться
одним из трех типов самолетов стратегической
авиации США сегодня и на отдаленную перс-
пективу.
Для стратегической авиации фирма Боинг
создала самолеты-танкеры К.С-97 (на базе В-29)
и КС-135 (на базе В-707), самолеты Е-3 сис-
темы дальнего радиолокационного обнаруже-
ния, Е-4 для управления воздушными и назем-
ными операциями, Е-8 для воздушного управ-
ления и радиолокационного обнаружения.
В 40—50-х годах на вооружении ВВС США
был В-Зб фирмы Конвэр, ставший самым боль-
шим в мире серийным (429 экземпляров) бом-
бардировщиком (размах крыльев 70,1 м, длина
самолета 49,9 м). Вторым после В-52 серийным
бомбардировщиком стратегической авиации
США, стоящим в настоящее время на вооруже-
нии, стал самолет с крылом изменяемой гео-
метрии В-1В фирмы Рокуэлл (рис. 1.3.26). В ва-
рианте В-1А он проходил испытания в
1974—1977 гг. Переработка конструкции и из-
менение стратегии использования подобных
самолетов сопровождались изменением ряда
параметров самолета, в частности, двухкрат-
ным уменьшением скорости в пользу суще-
ственного улучшения показателей радиолока-
ционной незаметности. При создании самолета
В-1В (модификация В-1А) предполагалось, что
он будет способен преодолевать существую-
щую в 80-х годах и прогнозируемую на 90-е
годы систему ПВО потенциального противни-
ка и защищенные зоны ПВО в XXI веке. Но по
утверждению ВВС США самолет В-1В оптими-
зирован не только для выполнения задач пре-
одоления зоны ПВО потенциального против-
ника. Он может использоваться как носитель
крылатых ракет, как обычный бомбардиров-
щик для выполнения операций на театре воен-
ных действий и других боевых задач, таких как
стратегическая морская разведка, противоло-
дочный дозор, минирование и др.
Боевые возможности самолета В- 1В опре-
деляются его вооружением, которое разраба-
тывалось в соответствии с задачами боевого
применения и учетом вероятной системы ПВО
потенциального противника. Самолет В-1В
является многоцелевым и может нести различ-
ное обычное и ядерное оружие, размещаемое в
отсеке длиной 9,53 м и на восьми подфюзеляж-
ных узлах подвески внешних грузов (рис. 1.3.27).
Боевые возможности самолета В-1В опре-
деляются также его наступательным радио-
электронным оборудованием и оборонитель-
ной системой радиоэлектронного проти-
водействия. Эта система насчитывает более
100 быстросменных блоков, работает в автома-
тическом режиме, однако оператор может вме-
шиваться в ее работу в зависимости от обста-
новки. Масса системы (без проводки, индика-
торов и органов управления) около 2270 кг.
Потребляемая мощность в “полном” режиме
постановки помех 120 кВт.
Некоторое представление о составе элек-
тронных систем современного ударного само-
лета дает компоновка радиоэлектронного
оборудования самолета В-1В, показанная
на рис. 1.3.28, поставляемого государствен-
ными предприятиями, нового и модифициро-
ТЯЖЕЛЫЕ УДАРНЫЕ САМОЛЕТЫ
87
Рис. 1.3.25. Бомбардировщик Боинг-В-170 “Летающая крепость”:
1 — элерон с полотняной обшивкой; 2 — лонжероны; 3 — протестированные баки для топлива; 4 — отверстия
на верхней поверхности крыла от масляного и промежуточного радиаторов; 5 — люк для фотоаппарата;
6 — нижняя сферическая двухпулеметная башня; 7 — трап; 8 — патронные коробки; 9 — правый бортовой пу-
лемет; 10 — дверь; 11 — углубление в фюзеляже для убирания хвостового колеса; 12 — антиобледенитель;
75 — руль высоты с полотняной обшивкой; 14 — хвостовые пулеметы; 15 — руль направления с полотняной
обшивкой; 16 — удлиненный киль; 77— левый бортовой пулемет; 18 — верхний пулемет (огонь ведет радист);
19 — место радиста; 20 — бомбы, расположенные горизонтально в вертикальных бомбодержателях в фюзеля-
же; 21 — место хранения надувных спасательных лодок; 22 — девятицилиндровый звездообразный мотор Райт
“Циклон”, взлетной мощностью 1200 л.с.; 23 — верхняя двухпулеметная башня; 24 — место пилота; 25 — фо-
нарь для астрономических наблюдений; 26 — столик штурмана; 27 — переставной пулемет; 28 — место бом-
бардира; 29 — подфюзеляжная двухпулеметная башня с дистанционным управлением; 30 — пулемет (огонь
ведет штурман); 31 — место второго пилота; 32 — кислородные баллоны; 33 — откидные панели, закрываю-
щие аккумуляторные батареи; 34 — масляный бак; 35 — винт; 36— всасывающие патрубки в носовой части
крыла, через которые воздух поступает к турбокомпрессору и промежуточному радиатору; 37— всасывающий
патрубок в носовой части крыла, через который воздух поступает к масляному радиатору; 38 — регулируемые
щитки юбки капота; 39 — турбокомпрессор фирмы Дженерэл Электрик (установлен в каждой моторной гондо-
ле); 40— посадочная фара; 41 — перепускной клапан; 42— всасывающий патрубок для забора воздуха к турбо-
компрессору; 43 — всасывающий патрубок для забора воздуха к промежуточному радиатору; 44 — воздушный
фильтр; 45— промежуточный радиатор; 46 — трубопровод, подающий сжатый воздух от промежуточного ради-
атора к карбюратору; 47 — карбюратор; 48 — трубопроводы кольцевого выхлопного коллектора; 49 — трубопро-
вод, подводящий выхлопные газы к турбинному колесу; 50 — нагнетатель турбокомпрессора; 57 — крышка с па-
трубком, подводящим воздух для охлаждения турбины; 52 — турбина, работающая от выхлопных газов;
53 — выхлопной патрубок
88
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
Рис. 1.3.26. Самолет В-1
ТЯЖЕЛЫЕ УДАРНЫЕ САМОЛЕТЫ
89
Рис. 1.3.27. Вариант размещения вооружения во внутренних отсеках самолета В-1В:
1 — передний отсек вооружения; 2 — задний отсек вооружения; 3 — переставная перегородка; 4 — обычное
оружие; 5 — ядерное оружие; 6 — крылатые ракеты ALCM; 7 — подвесное оружие
Рис. 1.3.28. Схема бортового радиоэлектронного оборудования бомбардировщика В-1В:
1 — оборудование, поставляемое государственными предприятиями; 2 — новое оборудование; 3— модифици-
рованное оборудование; 4 — оборудование, применяемое на самолете В-1А; 5 — оборудование, применяемое
на самолете F-I6; 6 — радиоэлектронное оборудование наступательного назначения, применяемое на
бомбардировщике В-52; 7— блок передачи данных; 8 — генератор графических данных; 9 — процессоры бор-
товой ЭВМ; 10 — запоминающее устройство большой емкости; 11 — электронный блок данных радиолокаци-
онной индикации данных РЛС; 12 — одноразовый контроллер системы РЭВ; 13 — блок электронной индика-
ции; 14 — видеомагнитофон; 15 — блок электропитания средств управления и индикации; 16 — система
предупреждения об угрозе со стороны задней полусферы; 17— панели управления; 18— блок электронной
индикации; 19 — многофункциональный индикатор; 20 — блок индикации данных от РЛС; 21 — радиовысо-
томер; 22 — блок оборудования для выполнения полета в режиме следования рельефу местности; 23 — коди-
рованный переключатель; 24 — доплеровская РЛС; 25 — терминал РЛС; 26 — инерциальная навигационная
система; 27 — антенна с низким уровнем лепестков диаграммы направленности; 28 — наступательная РЛС;
29 — интерфейсный блок управления ракетами; 30,31 — оборудование для применения ядерного и обычного
вооружения (по три блока); 32 — электронные блоки сопряжения систем ракет с бортовой системой управле-
ния вооружением
90
Глава 1.3. ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
ванного оборудования, применявшегося на
самолетах В-1А, а также наступательного ра-
диоэлектронного оборудования, применяемо-
го на бомбардировщике В-52. По мере совер-
шенствования системы ПВО потенциального
противника в радиоэлектронное оборудование
самолета В-1В вносились технические усовер-
шенствования, в том числе разрабатываемые
по другим программам ВВС США.
В период 1974—1984 гг. после серийного
производства бомбардировщиков В-1А в США
были проведены исследования и дискуссии о
необходимости нового бомбардировщика, вы-
боре концепции и его облике.
Успехи, достигнутые к тому времени по
программе “Стеле”, предопределили выбор
концепции малозаметного бомбардировщика
АТВ (Advanced Technology Bomber). Разработ-
ка этого самолета была поручена фирме Норт-
роп, которая в ноябре 1987 г. заключила кон-
тракт стоимостью 2 миллиарда долларов на
производство бомбардировщика “Стеле”, по-
лучившего название В-2 (рис. 1.3.29).
Многоцелевой бомбардировщик В-2 создан
в конце 80-х годов для доставки ядерного и
обычного вооружения и нанесения ударов как
по неподвижным, так и по движущимся целям.
Его основные задачи — преодоление мощной
системы ПВО потенциального противника и
атака наиболее важных целей независимо от их
типа. Известно, что к числу таких целей заказчи-
ки самолета относили баллистические ракеты,
запускаемые с подвижных пусковых установок.
Наиболее оптимальным с точки зрения мало-
заметности внешним очертанием был принят са-
молет, выполненный по схеме “летающее крыло”.
Характерной особенностью самолетов типа “лета-
ющее крыло” является статическая неустойчи-
вость полета. Однако современная технология
располагает возможностями для решения техни-
ческих проблем, которые тормозили реализацию
этой концепции в прошлом, так как в настоящее
время бортовые вычислительные системы могут
обеспечить автоматическое управление полетом
самолета с сохранением его устойчивости, несмо-
тря на отсутствие вертикальных поверхностей.
Основные конструктивные особенности
для обеспечения скрытности полета известны
достаточно давно и в той или иной степени
были практически воплощены на некоторых
военных самолетах: размещение двигателей
внутри основной конструкции самолета, не-
большая площадь сечения самолета при обзо-
ре спереди и др. Отличительные особенности
самолета “Стеле” — обтекаемые контуры или
плоские (неизогнутые) конструкции, неспо-
собные направленно отражать радиолока-
ционное излучение. Повышению скрытности
полета, кроме внешнего очертания самолета,
способствует применение поглощающих ра-
диолокационное излучение материалов в соче-
тании с методами ИК-демаскирующих при-
знаков с использованием высокоэффективно-
го комплекта бортового оборудования РЭП,
а также снижение инверсионного следа.
Рис. 1.3.29. Компоновочная схема самолета В-2А
S1

ТЯЖЕЛЫЕ УДАРНЫЕ САМОЛЕТЫ
91
Самолет В-2 в плане образован 12-ю пря-
мыми линиями. Передние кромки консолей
имеют угол стреловидности около 35°, закон-
цовки консолей срезаны под острым углом,
задняя кромка внешних частей расположена
почти параллельно передней кромке. Задняя
кромка внутренних частей консолей крыла
имеет излом назад, а по бокам от продольной
оси имеются вырезы над соплами двигателей.
С точки зрения аэродинамики и конструк-
ции такая компоновка сохраняет преиму-
щества “летающего крыла” по распределению
нагрузок вдоль размаха, масса и подъемная
сила распределяются по размаху крыла сход-
ным образом, благодаря чему уменьшаются из-
гибающие моменты. Одновременно увеличе-
ние размеров корневой части по хорде и высоте
обеспечивают объем для размещения таких
крупных элементов конструкции как кабина
экипажа, отсек вооружения и двигатели. Угол
стреловидности крыла достаточно велик, чтобы
обеспечивался необходимый момент сил при
отклонении рулей высоты или элевонов, распо-
ложенных на внешней части консолей. Обеспе-
чена также достаточная эффективность зак-
рылков, установленных на внутренней части
консолей крыла. Сужение законцовок консо-
лей приводит к тому, что распределение подъ-
емной силы по размаху имеет скорее “колоко-
лообразную”, чем эллиптическую форму.
Считается, что таким образом можно решить
проблему боковой неустойчивости, присущей
самолетам схемы “летающее крыло”. В конст-
рукции планера отсутствуют кромки поверх-
ностей с совпадающими по направлению
нормалями, что способствует уменьшению ве-
роятности обнаружения самолета с помощью
радиолокатора.
В обтекателях с каждой стороны размеще-
ны двигатели и входные устройства; плоские
сопла с неотклоняемым вектором тяги распо-
ложены над крылом. Вспомогательные возду-
хозаборники расположены ниже основных и
обеспечивают поступление воздуха для охлаж-
дения. На бомбардировщике В-2 также отсут-
ствуют вертикальные поверхности управления,
которые увеличивали бы эффективно отража-
ющую поверхность (ЭОП) самолета.
Другими источниками ЭОП являются зак-
лепки на поверхности крыла и хорошо отража-
ющие радиоволны металлические компонен-
ты. Влияние этих источников может быть па-
рировано применением графитоэпоксидных
радиопоглощающих материалов, конструкция
из которых может быть на 75% легче, чем алю-
миниевая при одинаковой прочности. Двига-
тели и отсеки вооружения самолета В-2 имеют
радиопоглощающие экраны и покрытия. На
самолете типа “Стеле” воздухозаборники обыч-
ной конструкции не могут быть использованы,
так как радиолокационное излучение, проходя
через них, может отражаться от лопаток комп-
рессора двигателя, поэтому на самолете В-2,
как и на В-1В, применены S-образные каналы
воздухозаборников (рис. 1.3.30). Для затрудне-
ния обнаружения самолета наземными РЛС
воздухозаборники расположены над крылом.
Для снижения ИК-излучения на самолете
установлены двигатели, имеющие высокую
степень двухконтуриости, а также производит-
ся снижение температуры вытекающих газов.
Охлаждение воздуха возможно еще и приме-
нением дополнительных воздухозаборников,
которые могут быть расположены над крылом.
Возможно оснащение самолетов “Стеле”
сопловым устройством с решетками лопаток,
отклоняющими и охлаждающими вытекающие
газы двигателей за счет циркуляции хладаген-
та через полые лопатки. Расположение сопел
двигателей над крылом снижает также ИК-
сигнатуру самолета. Обеспечение балансиров-
ки самолета типа “летающее крыло” может
осуществляться также за счет отклонения под
некоторым углом вытекающих вверх газов.
Техника “Стеле” не допускает размещения
боевой нагрузки на внешней подвеске, поэтому
на самолетах В-2 и В-1В она размещена во внут-
ренних отсеках. Первому полету самолета В-2,
состоявшемуся в июле 1989 г., предшество-
вали беспрецедентно большие объемы испы-
таний в аэродинамических трубах (24 000 ч),
испытаний и оценки БРЭО (44000 ч), модели-
рования на пилотажном стенде (12 000 ч) и ис-
пытаний и оценки системы управления поле-
том (6000 ч). Испытаниям объемом 800 000 ч
подверглись различные компоненты подсис-
тем и систем для обеспечения требуемых
Рис. 1.3.30. Схема компоновки двигателей
Джеиерал-Электрик Г-118 на самолете В-2:
1 — отвод пограничного слоя; 2 — искривленный воз-
духозаборник; 3 — ТРДД Дженерал-Электрик F-118;
4 — смещение холодного воздуха и горячих газов;
5 — реактивное сопло
92
Глава 1.4. САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
надежности и эксплуатационно-ремонтной
технологичности.
По опубликованным данным, объем лет-
ных испытаний шести опытных самолетов сос-
тавлял около 3600 ч. Первый опытный самолет
был предназначен для исследования основной
области режимов полета и начальных испыта-
ний на заметность. Второй и третий опытные
самолеты были поставлены для проведения
прочностных испытаний.
Второй опытный самолет использовался
также для исследования нагрузок и характери-
стик самолета и проведения некоторых испы-
таний по отделению оружия. Третий и чет-
вертый самолеты были снабжены полным
комплектом БРЭО для испытания на замет-
ность и испытаний оружия. Пятый самолет ис-
пользовался для климатических испытаний и
испытаний на заметность. Все опытные само-
леты, кроме одного, затем были переобору-
дованы и поставлены стратегическому авиа-
ционному командованию. Уже предваритель-
ные результаты летных испытаний показали,
что пилотажные характеристики самолета В-2
соответствуют или лучше характеристик, про-
демонстрированных на стенде.
Взлетная скорость В-2 составила 260 км/ч и
мало зависела от взлетной массы. Самолет до-
стигает большой дозвуковой скорости и мак-
симальной высоты 15 250 м.
Площадь крыла более чем в 2 раза превы-
шает площадь крыла самолета В-1В. Хотя лета-
ющее крыло имеет малый наклон кривой
подъемной силы (малое изменение подъемной
силы с изменением угла атаки), для приемле-
мого уровня перегрузок требуется использова-
ние активной системы ослабления воздействия
воздушных порывов с исполнительными орга-
нами в виде элевонов и центрального “бобро-
вого хвоста”.
Система управления полетом имеет быст-
родействующие приводы, питающиеся от гид-
равлической системы с рабочим давлением
28 МПа. По данным летчиков самолет В-2
имеет превосходную путевую устойчивость и
лучшие, чем ожидалось, поперечные характе-
ристики и продольную устойчивость. Хотя
плечо органов управления тангажом невелико,
самолет хорошо демпфируется благодаря
большой площади органов управления, со-
ставляющей около 15% площади крыла.
Для замены триады существующих бом-
бардировщиков ВВС США приступили к изу-
чению концепции перспективных ударных
самолетов стратегической авиации. В поиско-
вых исследованиях участвуют ведущие фирмы.
Так, фирма Нортроп Грумман предлагает бес-
пилотный стратегический ударный самолет,
имеющий сходство с В-2А, но меньших раз-
меров, для несения боевой нагрузки массой
до 9000 кг. Он мог бы действовать как авто-
номно, так и во взаимодействии со специали-
зированными самолетами.
Другим вариантом перспективного само-
лета стратегической авиации является проект
“Глобал Страйк” взлетной массой 118 т, с
крейсерской скоростью, соответствующей чис-
лу 1,5М и боевым бездозаправочным радиусом
9300 км. Таких показателей предполагается до-
биться за счет как использования передовых
достижений в области аэродинамики и сило-
вых установок, так и снижения массы боевой
нагрузки из сверхлегких высокоточных бое-
припасов следующего поколения.
Известны также другие проекты, напри-
мер, под названием “Future Strike Aircraft”
(FSA — будущий ударный самолет), являю-
щийся переработанным вариантом В-2. Стои-
мость такого самолета с боевой нагрузкой в
22 700 кг оценивается в 200 млн. долларов, что
существенно меньше стоимости самолета В-2А.
Глава 1.4
САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
Гидросамолет — самолет, способный взле-
тать с водной поверхности и садиться на нее,
а также маневрировать на воде. Гидросамолет
должен обладать плавучестью, остойчивостью
движения по воде, непотопляемостью, море-
ходностью, приемлемым брызгообразованием.
Под плавучестью понимается способность
гидросамолета плавать при заданной массе, сох-
раняя определенную ватерлинию. Под остой-
чивостью — способность при отклонении от
исходного равновесного положения возвра-
щаться к нему. Под непотопляемостью — спо-
собность при затоплении нескольких отсеков
фюзеляжа и поплавков сохранять плавучесть
и остойчивость. Под мореходностью — спо-
собность пилотируемого гидросамолета при
определенном морском волнении и ветре со-
вершать плавание, дрейф, маневрирование на
воде, взлет с воды и посадку на воду.
Исходная схема гидросамолета — сухо-
путный самолет, у которого вместо колесного
шасси установлены поплавки: два главных и
один в хвостовой части. Эта схема развивалась
по двум параллельным направлениям — соз-
САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
93
давались лодочные и поплавковые гидросамо-
леты. Отказ от хвостового поплавка в трех-
поплавковой схеме привел к созданию одно-
поплавковой и двухпоплавковой схем.
Однопоплавковая схема обладает более
высокой мореходностью. Для обеспечения
поперечной устойчивости на консолях крыла
устанавливались небольшие дополнительные
поплавки. Дальнейший рост размеров поплав-
ка позволил разместить в нем экипаж и
оборудование. Тем самым выделилось направ-
ление гидросамолетов типа “летающая лодка”.
Двухпоплавковая схема обладает достаточ-
ной поперечной устойчивостью: необходи-
мость в подкрыльевых поплавках отпадает. Эта
схема нашла самое широкое применение для
легких самолетов. Дальнейшим ее развитием
можно считать двухлодочные (катамаранные)
схемы.
Интегральная схема представляет собой
единое целое крыла и лодки. В аэродина-
мическом отношении она близка к сухопут-
ным самолетам. Такая схема нашла отражение
в последних проектах гидросамолетов.
Становление отечсствеииой гидроавиации
во многом обязано работам выдающего конст-
руктора Д.П.Григоровича (1883—1938 гг.). Им
было создано около 80 конструкций самолетов,
многие из которых строились серийно. Он
первым в России начал проектировать гидро-
самолеты типа “летающая лодка”. Первый та-
кой гидросамолет М-1 (1913 г.) представлял со-
бой двухместный биплан с двигателем в 50 л.с.
Затем последовала серия лодок: М-2 — М-9,
М-11, М-12, М-15. Особенно удачными оказа-
лись лодки М-5 и М-9.
Летающая лодка М-5 (1915 г.) — основной
самолет русской морской авиации, строилась
серийно вплоть до 1923 г. По скорости полета
128 км/ч она превосходила все сухопутные
самолеты того времени. В годы первой миро-
вой войны был создан более совершенный са-
молет М-9 с двигателем мощностью в 100 л.с.
Летающая лодка обладала высокими мореход-
ными качествами.
В 1916 г. Д.П.Григорович создал первый в
мире гидро сам о лет-истребитель М-11, кото-
рый развивал рекордную для летающих лодок
скорость 145 км/ч и строился впоследствии се-
рийно.
Особый интерес представлял вышедший
на испытание в конце 1916 г. крупнейший
трехмоторный гидросамолет МК-1 (“морской
крейсер”). Особенностью его конструкции
явилось крепление бипланной коробки с поп-
лавком посредством резиновой шнуровой
амортизации, обеспечивающей свободный ход
в 180 мм. Через год аналогичную конструкцию
запатентовала французская фирма “Фарман”.
В соавторстве с М.М.Шишмаревым в это же
время Д.П.Григорович создает первый в мире
“морской торпедоносец” ГАСН (гидроплан
специального назначения). Двухпоплавковый
биплан с двумя двигателями по 220 л.с. каждый
мог брать небывалый по тому времени груз —
торпеду массой 1 т.
Гидросамолетом М-24 — трехмоторной,
летающей лодкой цельнодеревянной конст-
рукции с двигателем в 260 л.с., получившей
широкое применение (в зимний период уста-
навливалась на лыжи), собственно завершалось
строительство летающих лодок серии “М”.
В гидросамолетостроении намечалась но-
вая полоса. Требовались гидросамолеты с
большей дальностью, скоростью, обладающие
повышенной мореходностью. На базе уже раз-
вернувшегося строительства цельнометалличе-
ских сухопутных самолетов перед конструкто-
рами ставилась задача создания цельнометал-
лических гидросамолетов.
В 1927 г. конструкторская группа отдела
морского опытного самолетостроения (ОМОС)
под руководством Д.П.Григоровича приступи-
ла к проектированию морского дальнего раз-
ведчика (МДР). В конце года гидросамолет
РОМ-1 (разведчик открытого моря) поступил
на летные испытания. Это была четырехмест-
ная летающая лодка, по схеме “полутораплан”
с двумя двигателями по 450 л.с. каждый.
Большой вклад в развитие советской гид-
роавиации в этот период внес А.Н.Туполев.
К проектированию первой морской машины
МДР-2 (АНТ-8) АН.Туполев приступил в 1925 г.
Для цельнометаллической летающей лодки
МДР-2 (морской дальний разведчик) — моно-
плана с двумя двигателями, установленными
на стойках над крылом, использовались уже
проверенные в полетах крыло и оперение пас-
сажирского самолета АНТ-9. Выбранные обво-
ды лодки оказались удачными, гидросамолет
обладал хорошей мореходностью и большой
грузоподъемностью.
В конце 1932 г. по заданию ВМФ А.Н.Ту-
полев приступил к разработке тяжелого само-
лета — морского крейсера МК-1 (АНТ-22). Са-
молет должен был иметь высокие летные
характеристики, обладать повышенной море-
ходностью и нести значительную боевую на-
грузку. Схема “катамаран” позволила при
крыле большого размаха отказаться от под-
крыльных поплавков и обеспечить бльшую по-
перечную устойчивость.
94
Глава 1.4. САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
Последним гидросамолетом, спроектиро-
ванным в предвоенные годы в ОКБ А.Н.Тупо-
лева, был морской тяжелый бомбардировщик
МТБ-2 (АНТ-44) — четырехмоторная цельно-
металлическая летающая лодка с крылом типа
“чайки”. Позже было установлено колесное
шасси и самолет стал амфибией.
В период 1925—1931 гг. коллективы ОМОС
и ЦКБ еще не могли создать гидросамолеты,
пригодные для серийного производства. Это по-
служило причиной закупки и лицензионной по-
стройки самолетов фирмы Юнкере, Савоя, Дор-
нье и Хейнкель. Серийно выпускались только
поплавковые варианты отечественных сухопут-
ных самолетов ТБ-1, Р-5 и Р-б.
В 1928 г. авиаконструктор В.Б.Шавров
создает свою первую двухместную амфибию
Ш-1, на базе которой строит серийную амфи-
бию Ш-2 (1932 г.) с двигателем М-11. Эта
лодка деревянной конструкции со складываю-
щимися назад крыльями широко применялась
в 30-х годах.
Следует отметить, что в период 1914—
1935 гг. гидросамолеты создавались иа равных
условиях с сухопутными. Характерным для
этого времени являлось то обстоятельство, что
на удачные сухопутные самолеты устанавлива-
лись поплавки и самолеты использовались как
в сухопутном, так и в морском вариантах.
По скорости полета гидросамолеты успеш-
но соревновались с сухопутными самолетами,
имевшими в тот период сравнительно невысо-
кие скорости (350...400 км/ч). Установленная в
1934 г. на гидросамолете Макки—Кастольди
МС-72 рекордная скорость 709,2 км/ч была пе-
рекрыта сухопутным самолетом только в 1939 г.
Характеристики дальности гидросамоле-
тов, особенно тяжелых, также превосходили
соответствующие характеристики сухопутных.
Так, в 1935—1937 гг. тяжелые морские бомбар-
дировщики имели дальность 6000...7000 км, в
то время как у сухопутных она составляла
3000...4000 км при примерно одинаковой мак-
симальной скорости (порядка 400 км/ч).
В связи с улучшением аэродинамики сухо-
путных самолетов (в основном благодаря приме-
нению схемы свободнонесущего моноплана и
убирающегося шасси) с середины 30-х годов на-
метилось лидирующее положение сухопутных
самолетов по сравнению с гидросамолетами.
Тем не менее, строительство гидросамолетов,
хотя и в меньших масштабах, продолжалось. Ле-
тающие лодки преобладали на многих трассах: с
их помощью открывали новые острова, прони-
кали в Арктику и Антарктику и пересекали оке-
аны. Уверенность в том, что при отказе двигате-
лей можно безопасно спуститься на воду, явля-
лась важным преимуществом при использова-
нии летающих лодок на трансокеанских линиях.
Одновременно широко использовалось свойство
гидросамолета быть независимым от сухопутных
аэродромов, которых, естественно, не имели
вновь открытые районы.
Гражданская транспортная авиация для
перевозок иа большие расстояния почти пол-
ностью состояла из гидросамолетов. В конце
30-х годов самолеты Мартин “Клиппер” пере-
секали Тихий океан, гидросамолеты “Сикор-
ский” бороздили небо над Карибским морем,
самолеты фирмы Боинг обеспечивали полеты
из США в Португалию через Атлантику.
Французские летающие лодки через Среди-
земное море обеспечивали связь с Южной
Америкой и Западной Африкой.
Оригинальный гидросамолет СПЛ Гидро-1
для базирования на подводной лодке был соз-
дан И.В.Четвериковым. По схеме он представ-
лял летающую лодку-моноплан с коротким од-
нореданным корпусом (поперечные уступы —
реданы) и хвостом в виде трехгранной фермы,
несущей оперение. При размещении самолета
на подводной лодке в походном положении он
вписывался в цилиндр диаметром 2,5 и длиной
7,45 м. Это достигалось складыванием консо-
лей крыла и опрокидыванием двигателя назад.
Время складывания и приведения в готовность
составляло всего 4...5 мин. Самолет экспони-
ровался в 1936 г. на международной авиацион-
ной выставке в Милане.
Вторая интересная работа И.В.Четвери-
кова — самолет АРК-3, предназначенный для
ледовой разведки, связи и перевозок на севере.
Не совсем обычной была его схема: тандемная
силовая установка размещалась на пилоне над
крылом с целью защиты винтов от воды. Са-
молет имел рекордно малые массу и габарит-
ные размеры. В 1936 г. в ОКБ им, И.В.Четве-
рикова началась разработка морского дальнего
разведчика МДР-6, в дальнейшем под обозна-
чением Че-2, выпускавшимся серийно.
Лодки, спроектированные в ОКБ им.
И.В.Четверикова имели относительно неболь-
шой мидель, а модификация МДР-6 (Б-1) —
убираемые в полете подкрыльные поплавки.
После МДР-6 ОКБ им. И.В,Четверикова
еще некоторое время занималось проектирова-
нием транспортной амфибии (ТА) и ее аэро-
фотосъемочным вариантом (ТАФ).
Развитие отечественной гидроавиации
последних лет тесно связано с деятельностью
Г.М.Бериева и созданного им конструкторско-
го бюро (ТАНТКим. Г.М.Бериева).
САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
95
Первым самолетом Г.М.Бериева (1934 г.)
был морской ближний разведчик МБР-2
(рис. 1.4.1), который строился серийно. Он
представлял собой летающую лодку с моно-
планным свободнонесущим крылом смешан-
ной деревянно-металлической конструкции.
Двигатель М-17 с толкающим винтом устанав-
ливался над центропланом крыла. Лодка двух-
реданная с плоскокилеватым днищем. Для по-
перечной остойчивости под крылом предус-
мотрены поплавки. Хвостовое оперение со
средним расположением стабилизатора. На са-
молете были установлены радиостанция,
фотоаппарат, аэронавигационное оборудова-
ние, стрелковое и бомбардировочное вооруже-
ние. В носовой и средней частях лодки разме-
щались две турели для пулеметов. Бомбы под-
вешивались под крылом. В зимнее время на
самолет устанавливались лыжи.
Модификация МБР-2 (1935 г.) имела бо-
лее мощный двигатель М-34Н, крыло с
закрылками, кабину летчика, закрываемую
фонарем, и частичную замену оборудования.
Самолет длительное время находится на
вооружении ВМФ; построено свыше 1500 эк-
земпляров. В Великую Отечественную войну он
участвовал в боевых операциях в составе всех
флотов.
На базе МБР-2 создан пассажирский
гидросамолет МП-1 (морской пассажирский) с
двигателем М-34. С самолета было снято
вооружение и установлены шесть кресел для
пассажиров. Платная нагрузка составила 540 кг.
Самолет применялся для пассажирских пере-
возок на юге страны и в Сибири. На МП-1
в 1937 г. П.Д.Осипенко установила шесть ми-
ровых рекордов, а в 1938 г. на этом же само-
лете П.Д.Осипенко, В.Ф.Ломако и М.М.Рас-
кова совершили беспосадочный перелет
Севастополь — Архангельск.
Корабельный самолет КОР-1 или Бе-2
(1937 г.), предназначенный для вооружения ко-
раблей (для ведения разведки в море, фото-
Рнс. 1.4.2. Морской дальний разведчик МДР-5
съемки, корректировки артиллерийского огня,
связи, бомбометания), выпускался серийно.
Самолет — однопоплавковый биплан с двига-
телем М-25А мог производить взлет с катапуль-
ты, с воды и посадку на воду. Центральный не-
сущий поплавок мог быть заменен сухопутным
шасси. Конструкция самолета смешанная: кры-
лья из дуралюмина; обшивка полотняная; ко-
робка крыльев складывающаяся для удобства
размещения самолета на корабле; фюзеляж фер-
менной конструкции, его обшивка из дуралю-
мина и полотна; центральный поплавок из дура-
люмина. Управление двойное, спаренное;
вооружение — три пулемета ШКАС.
Морской дальний разведчик МДР-5
(1938 г.) — летающая лодка с высоко располо-
женным крылом и двумя двигателями М-87А
на крыле (рис. 1.4.2). Конструкция самолета
цельнометаллическая. Лонжеронное крыло с
работающей обшивкой снабжено отклоняю-
щимися щитками. Лодка двухреданная. Воору-
жение включало три стрелковые установки
(носовую, среднюю и кормовую выдвижную
под пулеметы ШКАС) и подвешиваемые под
крылом бомбы. Самолет был построен в амфи-
бийном и лодочном вариантах. Испытания
прошел в лодочном варианте. Серийно не
строился.
Морской ближний разведчик МБР-7
(1938 г.) — летающая лодка с высоко располо-
женным крылом и двигателем М-103 на верх-
ней поверхности центроплана (рис, 1.4.3).
Рис. 1.4.3 Морской ближний разведчик МБР-7
Рис. 1.4.1. Морской ближний разведчик МБР-2
96
Глава 1.4. САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
Планер самолета смешанной конструкции.
Крыло двухлонжеронное с работающей обшив-
кой, каркас хвостовиков крыла и элеронов ме-
таллический, обшит полотном. Лодка деревян-
ная, люки, двери, остов фонаря металлические,
оперение — каркас металлический, рули обши-
ты полотном. Стрелковое вооружение — носо-
вая неподвижная и задняя турельная установки
под пулеметы ШКАС; бомбардировочное —
подвешиваемые под крылом бомбы. Серийно
не строился.
КОР-2, или Бе-4 (1940 г.) — катапульт-
ный корабельный и базовый гидросамолет,
предназначенный для разведки в море,
корректировки артиллерийского огня, борьбы
с подводными лодками и торпедными катера-
ми, производимый серийно (рис. 1.4.4). Вы-
полнен по схеме летающей лодки с подкос-
ным крылом типа “обратной чайки”. Планер
самолета цельнометаллической конструкции.
Крыло двухлонжеронное с работающей об-
шивкой снабжено отклоняющимися щитками.
Консоли крыла могли разворачиваться и скла-
дываться вдоль оси самолета. Лодка двухре-
данная. Оперение свободнонесущее, стабили-
затор и киль двухлонжеронной конструкции.
Рули и элероны обшиты полотном. Стрелко-
вое вооружение — две установки под пулеме-
ты УБ (носовая установка неподвижная, сред-
няя — турельная). Бомбардировочное воору-
жение подвесное.
За рубежом были спроектированы и стро-
ились серийно летающие лодки больших раз-
меров, такие как военно-транспортная лодка
Мартин “Марс” (рис. 1.4.5) с полетной мас-
сой 75 т, первый экземпляр который был пос-
троен в 1939 г. в США, или шестимоторная
летающая лодка Блом и Фосс, BV-222 “Ви-
кинг" (Германия).
В годы второй мировой войны летающие
лодки осуществляли охрану морских конвоев,
поиск и уничтожение подводных лодок и над-
водных кораблей, транспортные перевозки в
Рис. 1.4.4. Катапультный корабельный и базовый
гидросамолет КОР-2
труднодоступные прибрежные районы, поиск и
спасение экипажей потопленных судов и сби-
тых летчиков. Из самолетов этого периода сле-
дует отметить летающую лодку Мартин-162
“Маринер", выпускавшуюся серийно в период
1938—1947 гг. Довольно широко применялись:
в США амфибия Конвэр “Каталина”, в Анг-
лии амфибии Виккерс-Супермарин “Уолрас”
и “Си-Оттер”.
Легкие гидросамолеты были представлены
как поплавковыми вариантами сухопутных
самолетов таких, как английский истребитель
“Супермарин-Спитфайр”, так и специально
спроектированными — корабельными развед-
чиками “Арадо-196” (Германия) и Кертис
“Сигалл” (США).
Из транспортных самолетов этого пери-
ода представляет интерес лодка “Шетланд”
(Англия) с полетной массой 60 т. Она была
спроектирована до войны, а строительство
завершено в 1947 г., но успеха не имела, так
как при достаточно большой дальности имела
низкую скорость полета (300 км/ч). В США
в 1942 г. была начата, а в 1947 г. закончена по-
стройка гигантской цсльнодерсвянной лодки,
рассчитанной на перевозку 450 человек.
Низкие, по сравнению с сухопутными са-
молетами, летные характеристики гидросамо-
летов в это время объясняются рядом объ-
ективных причин. В отличие от фюзеляжа
Рис. 1.4.5. Военно-транспортная лодка Мартин
(“Марс”)
САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
97
сухопутного самолета днище лодки имеет по-
перечные уступы — реданы. Как правило,
первый редан размещен вблизи центра тяжес-
ти, а второй — в кормовой части. Наличие ре-
данов является основной причиной повышен-
ного аэродинамического сопротивления. По-
пытки полностью устранить редан не увенча-
лись успехом, так как подсос, возникающий в
задней части днища, не давал лодке возмож-
ности оторваться от воды.
Большое сопротивление создавали также
места пересечения борта с днищем лодки —
острые скуловые линии на всей длине корпуса
и выгиб носовых скул, необходимый для соз-
дания приемлемого брызгообразования. Для
обеспечения запаса плавучести лодки гидро-
самолетов по своим размерам превосходили
фюзеляжи аналогичных сухопутных самоле-
тов. Во избежание попадания воды в двигате-
ли, крыло устанавливалось на верхней поверх-
ности лодки или выполнялось с изломом
(типа “чайка”).
Эти особенности, естественно, снижали
летные характеристики гидросамолетов и тормо-
зили их развитие. Предпринимались попытки
улучшения аэродинамики гидросамолета при
сохранении заданных мореходных качеств. Так,
Рис. 1.4.6. Гидросамолет ЛЛ-143
ОКБ нм. Г.М. Бериева
перед войной фирмой Блекберн (Англия) был
создан экспериментальный гидросамолет В-20.
Корпус лодки в горизонтальной плоскости
был разделен на две части, причем нижняя
часть с помощью гидроцилиндров могла опу-
скаться и подниматься, как шасси сухопутно-
го самолета.
Взлет осуществлялся при опущенной
нижней части, при этом обеспечивалось дос-
таточное удаление воздушных винтов от воды.
В полете нижняя часть подтягивалась и полу-
чались обводы корпуса с минимальным сече-
нием по миделю. Подкрыльевые поплавки в
полете также убирались. Самолет проходил
испытания, которые были прекращены в связи
с началом войны.
Развитие гидроавиации. В ОКБ им. Г.М.Бе-
риева в 1945 г. был разработан гидросамолет
ЛЛ-143 (рис. 1.4.6), предназначенный для даль-
ней морской разведки, патрульной службы,
постановки минных заграждений, бомбомета-
ния, торпедометания. Он представлял собой
цельнометаллическую летающую лодку с вы-
соко расположенным крылом типа “чайка” с
двумя двигателями АШ-72 на крыле, с двухки-
левым оперением. Крыло — двухлонжеронное
с работающей обшивкой снабжено щелевыми
закрылками. Лодка двухреданная. Топливо
размещалось в мягких баках, находящихся в
прочных контейнерах в крыле и лодке, Стрел-
ковое вооружение — носовая, верхняя палуб-
ная, кормовая и две подвижные установки под
пулеметы УБТ; бомбардировочное — бомбы,
мины, торпеды. Серийно не строился.
В период 1946—1950 гг. из отечественных
самолетов были построены Бе-6 и Бе-8, из за-
рубежных — амфибии Грумман “Альбатрос”,
Мартин Р5М “Марлин”, пассажирская летаю-
щая лодка S.E.200. На всех этих самолетах
применялись поршневые двигатели.
Гидросамолет Бе-6 (1947 г.), созданный
на базе самолета ЛЛ-143, предназначался для
дальней морской разведки, бомбометания,
торпедометания и десантирования и строился
серийно (рис. 1.4.7). Конструкция аналогична
Рнс. 1.4.7. Гидросамолет Бе-6
4 - 9874
98
Глава 1.4. САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
прототипу. На самолете установлены новая
силовая установка с двумя двигателями
АШ-73, радиолокационная станция с выд-
вижным локатором в днище межреданной
части. Стрелковое вооружение включало три
пушечные установки (носовую с одной пуш-
кой HP-23, палубную и кормовую с двумя
пушками НР-23). Самолет использовался для
изучения проблем мореходности и прочности
гидросамолетов.
Самолет-амфибия Бе-8 (1947 г.), предназ-
наченный для связи, перевозки пассажиров,
аэрофотосъемки и обучения курсантов мор-
ских авиационных училищ, представлял собой
однодвигательную летающую лодку-амфибию
с высокорасположенным крылом подкосного
типа, однокилевым оперением. Двигатель
АШ-21 установлен на крыле. Конструкция са-
молета цельнометаллическая. Крыло снабже-
но закрылками. Рули и элероны обшиты по-
лотном. Шасси с хвостовым колесом, главные
стойки шасси убираются в борта лодки, что
дает возможность производить самостоятель-
ный спуск самолета на воду и выход из воды.
Кабина рассчитана на размещение шести пас-
сажиров. Самолет использовался для натурных
исследований применения гидрокрыльев в ка-
честве взлетно-посадочных устройств гидро-
самолетов. Серийно не строился.
С применением реактивных двигателей в
истории гидроавиации начался важный этап
ее развития, открылись новые возможности,
возникли новые проблемы, связанные с
увеличением скоростей. Стало очевидным, что
Рис. 1.4.8. Реактивный гидросамолет Р-1
традиционные формы корпусов лодок в новых
условиях непригодны. Начинается интенсив-
ная научно-исследовательская работа, направ-
ленная на поиск новых форм и решений.
Значительные усилия были направлены на
поиск путей снижения сопротивления редана.
Предпринимались попытки создать капотиру-
емый в полете редан. Обтекаемый утюгообраз-
ный редан заметно снижает аэродинамическое
сопротивление, причем в прямой зависимости
от угла при вершине редана. Однако уменьше-
ние этого угла ухудшает гидродинамические
характеристики корпуса лодки.
Проводились исследования влияния удли-
нения корпуса лодки на аэродинамические и
гидродинамические характеристики. С точки
зрения потребной мощности летающая лодка
на взлете находится в худших условиях, чем
сухопутный самолет. Сопротивление сухопут-
ного самолета на взлете складывается из со-
противления воздуха и трения качения колес.
Летающая лодка при взлете испытывает со-
противление глиссирования и поверхностно-
го трения. Все виды сопротивления взаимо-
связаны и мероприятия, направленные на
уменьшение одного из них, могут привести к
увеличению другого.
Одним из направлений работ было выяв-
ление целесообразности применения подвод-
ных крыльев для увеличения гидродинамичес-
кой подъемной силы корпуса. Применение
подводных крыльев в конструкции летающих
лодок давало дополнительную подъемную силу
на малых скоростях при небольшом росте соп-
ротивления.
Проводились также исследования по вы-
явлению рациональных, с точки зрения при-
емлемого брызгообразования, обводов корпу-
сов лодки.
Результатом этих работ стал первый в на-
шей стране металлический реактивный гид-
росамолет Р-1 (1952 г.) — летающая лодка со
свободнонесущим крылом типа “чайка” с
двумя турбореактивными двигателями ВК-1
(рис. 1.4.8). Крыло кессонного типа, лодка
двухреданная. В лодке размещаются носовая и
кормовая гермокабины; в первой установлены
два катапультных кресла для летчика и штур-
мана. В средней части лодки находится дре-
нажное устройство для подвода воздуха за ре-
дан при глиссировании. Поддерживающие
поплавки убираются за концы консолей кры-
ла. Самолет был использован для исследова-
ния проблемы устойчивости движения гидро-
самолета по воде на больших скоростях.
Серийно не строился.
САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
99
На основе опыта, полученного при пост-
ройке и испытаниях гидросамолета Р-1, был
создан гидросамолет Бе-10 (1956 г.), пред-
назначенный для разведки в море и торпедо-
метания, выпускаемый серийно (рис. 1.4.9).
Это была цельнометаллическая летающая лод-
ка с высокорасположенным стреловидным
крылом типа “чайка” и двумя ТРД АЛ-7ПБ,
расположеными у борта лодки под крылом.
Поддерживающие поплавки установлены
на концах крыла. Крыло кессонного типа,
снабжено закрылками. Лодка двухреданная, в
ее носовой и кормовой частях размещены гер-
мокабины для экипажа с катапультными
сиденьями. В межреданной части расположен
грузовой отсек со створками в днище лодки.
Стрелковое вооружение — две носовые непо-
движные и кормовая подвижная установки
под пушки НР-23, бомбардировочное — торпе-
ды, бомбы, мины, размещаемые в лодке. На
нем установлено 10 мировых рекордов.
Созданный в 1960 г. противолодочный
самолет-амфибия Бе-12 — цельнометалличес-
кая летающая лодка с высокорасположенным
крылом типа “чайка” и разнесенным верти-
кальным оперением, выпускаемая серийно. На
крыле расположены два ТВД типа АИ-20Д.
Крыло кессонного типа, снабжено закрыл-
ками. Лодка двухреданная. В носовой части
лодки установлены брызгоотражающие щит-
ки, в межреданной части расположен грузовой
отсек со створками в днище.
Шасси самолета с хвостовым колесом.
Убирающееся в лодку шасси позволяет произ-
водить взлет как с суши, так и с воды, самосто-
ятельный спуск на воду и выход самолета из
воды. На нем установлено 42 мировых рекорда.
На базе этого самолета создан также
серийный поисково-спасательный самолет-ам-
фибия Бе-12ПС. Конструкция планера, сило-
вая установка и штатное оборудование анало-
гичны прототипу. В лодке оборудован специ-
альный отсек с бортовым люком для приема
пострадавших. Самолет оснащен радиотехни-
ческими средствами поиска, средствами под-
бора пострадавших из воды и приема их на
борт, оказания им медицинской помощи. На
самолете размещены спасательные средства,
сбрасываемые на плаву и в воздухе. В экипаж
самолета дополнительно введены борттехник
и медработник.
В начале 60-х годов летающие лодки ото-
шли на второй план, поскольку взгляды на об-
ласти их использования изменились в пользу
сухопутных самолетов. Это привело к тому,
что и без того немногочисленные изготовители
Рис. 1.4.9. Цельнометаллическая летающая лодка
со стреловидным крылом типа “чайка” Бе-10
гидросамолетов резко сократили их выпуск.
Тем не менее сотни летающих лодок старых
построек оставались еще во всем мире, так как
были необходимы для выполнения таких задач,
как поиск и спасение на море, выполнение за-
дач противолодочной обороны (ПЛО), транс-
портные операции в определенных условиях,
тушение пожаров и др.
Перспективы развития гидроавиации опре-
деляются следующими объективными факто-
рами. Хотя в общем объеме перевозок воздуш-
ным транспортом летающие лодки сегодня
играют незначительную роль и, естественно,
не могут соперничать с сухопутными самоле-
тами, однако ситуация меняется с учетом воз-
растающего спроса на транспортные услуги в
регионах, где из-за природных условий невоз-
можно или нецелесообразно с экономической
точки зрения строительство аэродромов. К ним
относятся районы, изобилующие озерами, ре-
ками, побережья, а также морские и океанские
архипелаги.
Так, в России в последние годы сложилась
новая транспортно-коммуникационная ситуа-
ция, особенно в дальневосточном регионе. На-
личие большого количества бухт на побережье
Японского и Охотского морей, необходимость
быстрой доставки морепродуктов от рыболо-
вецких флотилий к местам переработки и по-
требления, как в Россию, так и Японию обус-
ловливают эффективное применение амфи-
бийной авиации.
Быстрое экономическое развитие стран
Юго-Восточной Азии привело кросту потоков
пассажиров и грузов, превышающему более
чем в 2 раза среднее значение по всему миру.
4*
100
Глава 1.4. САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
Решение проблемы разгрузки аэропортов-
центров, расположенных на побережье, а так-
же на островах, может обеспечить применение
современных самолетов-амфибий, способных
доставить и забрать пассажиров из ближайше-
го гидропорта, расположенного рядом с аэро-
портом-центром, освобождая взлетно-поса-
дочные полосы последнего для обеспечения
дальних рейсов.
Эксплуатация самолетов-амфибий потре-
бует минимальных изменений в инфраструк-
туре транспортной системы. На фоне милли-
ардных затрат на создание новых аэропортов
затраты на оборудование акватории для само-
летов-амфибий будут незначительными. Меж-
ду тем, это даст возможность создать дополни-
тельные гидропорты для местных авиалиний.
В Азиатско-тихоокеанском регионе нахо-
дится свыше 25 тыс. островов, многие из кото-
рых не имеют взлетно-посадочных полос. В то
же время наличие большого числа закрытых
бухт позволяет эксплуатировать самолеты-ам-
фибии во многих случаях практически без
затрат или с минимальными затратами на
создание дополнительной инфраструктуры на
таких островах. Авиационная транспортная
сеть в этом регионе сможет доставлять пасса-
жиров и грузы оперативно в любое время, эф-
фективней любого другого вида транспорта.
Другой важной задачей летающих лодок
является борьба с лесными пожарами с воз-
духа. Сохранение лесных богатств ввиду все
более интенсивного их истребления становит-
ся поистине одной из важнейших задач не
только с экологической, но и с экономической
точки зрения.
На ранних стадиях борьбы с лесными по-
жарами с воздуха в 17 западных странах при-
менялись самолеты второй мировой войны, в
том числе бомбардировщики В-17, В-24, В-25
и В-26. Но особенно широко и эффективно
использовался самолет-амфибия “Каталина”
и летающая лодка “Марс” (см. рис. 1.4.5).
Применялись и поплавковые гидросамолеты
Де-Хэвилленд “Бивер” и “Оттер”, у которых
водяные баки устанавливались в поплавках.
В 60-х годах преимущество гидросамоле-
тов перед сухопутными в сфере борьбы с лес-
ными пожарами стало очевидным. При их ис-
пользовании отпадает необходимость в слож-
ном и дорогостоящем специальном наземном
оборудовании для смешивания огнегасящих
смесей и загрузки их в баки самолета. Гидро-
самолет “водяной бомбардировщик” за-
полняет баки при глиссировании по водной
поверхности водоема. Вода в баки поступает
через специальные выдвижные водозабор-
ники, входное отверстие которых направлено
против потока. При этом время заполнения
баков во много раз меньше, чем при стацио-
нарной заправке сухопутных самолетов.
Эффективность использования самоле-
тов-амфибий для решения различных хозяйст-
венных задач была подтверждена применени-
ем модификаций военных самолетов-амфибий
Бе-12, переоборудованных в противопожарные
Бе-12П, Бе-12П-200 (рис. 1.4.10) и транспорт-
ный Бе-12НХ варианты.
Рис. 1.4.10. Противопожарный самолет-амфибия Бе-12П-200
САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
101
Тушение лесных пожаров проводилось в
Иркутской области с забором воды из о, Бай-
кал, Иркутского и Братского водохранилищ, в
районе г. Геленджик и г. Ялта с забором воды
из акватории Черного моря, в Ростовской об-
ласти с забором воды из Цимлянского водо-
хранилища, тундровых пожаров на Чукотке с
забором воды из оз. Красное.
При расстоянии между водоемом и пожа-
ром 15...20 км самолет-амфибия Бе-12П спо-
собен при заправке топливом 4...4,5 т сбросить
на пожар до 130 т воды, при этом за 1 ч сбра-
сывается до 44 т воды.
За пятилетний период летной эксплуата-
ции Бе-12П, освоены для забора воды о. Бай-
кал и Красное (Чукотка), реки Лена, Витим,
Зея, Дон, водохранилища Братское, Усть-
Илимское, Иркутское, Красноярское, Цим-
лянское, акватория Черного моря.
Самолеты Бе-12НХ активно применялись
в Сахалинской области для поиска рыбы, до-
ставки грузов и пассажиров, эвакуации тяже-
лобольных, оказания помощи пострадавшим
от землетрясения. Бе-12НХ проложили трассы
на острова Кунашир, Парамушир, Шикотан,
Итуруп и Семушир. В 1992—1993 гг. регуляр-
ные рейсы выполнялись на острова Кунашир
с посадкой в Южно-Курильской бухте и выхо-
дом на берег по дну бухты.
При ликвидации последствий землетрясе-
ния на Курильских островах самолет-амфибия
Бе-12НХ первым из всех транспортных средств
в течение первых пяти дней доставлял аварий-
ные грузы на остров Кунашир.
Важной областью применения гидро-
самолетов является их использование для ре-
шения задач ПЛО. Из находящихся в эксплу-
атации средних и крупных гидросамолетов
более 70% используется в военной авиации, в
частности, для противолодочной обороны.
Основным недостатком сухопутной авиа-
ции ПЛО является ее зависимость от крупных,
дорогостоящих и легко уязвимых наземных баз.
Что касается современных средств обнаружения
подводных лодок (ПЛ), то самыми надежными
из них пока остаются радио гидроакустические
буи (РГАБ). В отличие от сухопутного самолета
ПЛО, который прослушивает буи, совершая по-
лет над зоной, где они выставлены, гидросамо-
лет может выполнить эту же операцию, находясь
на плаву, т.е. не расходуя топливо и ресурс дви-
гателя. Нельзя не учитывать и значительной сто-
имости РГАБ, буквально выбрасываемой в воду,
тогда как гидросамолет, оснащенный опускае-
мой на плаву гидроакустической станцией
(ОГАС), лишен указанного недостатка.
В последние годы в различных странах по-
строены и разрабатываются самолеты морской
разведки для гражданских служб: для контроля
загрязнения водной среды, координации дей-
ствий рыболовного флота, ледовой разведки,
контроля морских путей, поисковых и спаса-
тельных операций, патрулирования территори-
альных вод, проведения научных исследований.
Возросшая роль морских ресурсов, разработка
нефтяных месторождений в море и установле-
ние 200-мильной прибрежной зоны привели к
увеличению спроса на самолеты для разведки,
патрулирования и охраны этих ресурсов.
При сопоставлении возможностей сухо-
путных самолетов и гидросамолетов в реше-
нии рассматриваемых задач не следует забы-
вать о следующем обстоятельстве. Сухопутные
самолеты не могут принимать непосредствен-
ное участие в заключительных фазах опера-
ции, а именно: задержание и досмотр судна-
нарушителя, подбор пострадавших на воде.
Основные преимущества гидросамолетов
проявляются в тех операциях, которые связа-
ны с посадкой на воду:
возможности базирования — водная
поверхность занимает 3/4 земной;
возможность сохранения самолета при вы-
нужденной посадке на воду;
возможность проведения операций на пла-
ву; гидросамолет может приводниться в районе
бедствия, осуществить подбор пострадавших и
их срочную эвакуацию;
увеличение радиуса действия; для гидро-
самолетов дозаправка возможна как в воздухе,
так и на плаву от надводных кораблей и судов,
подводных лодок и плавающих емкостей;
возможность рассредоточения для сниже-
ния потерь от удара противника; для сухо-
путного самолета такая возможность ограни-
чивается имеющейся аэродромной сетью,
гидросамолеты имеют возможность широкого
рассредоточения на морской поверхности;
боевая устойчивость аэродрома базирова-
ния — водная поверхность гидроаэродрома об-
ладает естественной неуязвимостью;
высокая эффективность при борьбе с лес-
ными пожарами за счет заполнения баков во-
дой на глиссировании;
решение задач ПЛО; гидросамолет более
эффективен за счет несения длительного боево-
го дежурства на плаву с применением самолет-
ных гидроакустических станций (СГАС) в не-
посредственной близости от оперативного
района, кроме того, обеспечивается существен-
ная экономия средств при применении СГАС
вместо сбрасываемых гидроакустических буев.
102
Глава 1.4. САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
Таким образом, гидроавиация имеет свою
“нишу” на мировом рынке, на котором в
настоящее время фигурирует всего один круп-
ный производитель самолетов-амфибий —
фирма Canadair (Канада), производящая само-
лет-амфибию CL-415 (рис. 1.4.11). Он являет-
ся модификацией выпускаемого с 1965 г. само-
лета CL-215T. В ближайшее время потребуется
замена CL-415, который морально устарел.
В ТАНТК им. Г.М.Бериева разработан ряд
современных самолетов-амфибий. Первый из
них, взлетевший в 1986 г., прототип противо-
лодочного самолета-амфибии “Альбатрос” или
А-40 (рис. 1.4.12) — летающая лодка с высоко-
расположенным стреловидным крылом и Т-
образным оперением. Два двухконтурных тур-
бореактивных двигателя расположены над
крылом в его задней части. Крыло кессонного
типа снабжено эффективной механизацией с
двухщелевыми закрылками. Лодка большого
удлинения, двухреданная, с днищем перемен-
ной килеватости. Шасси самолета — с носо-
вым колесом. Главные стойки шасси убирают-
Рис. 1.4.11. Самолет-амфибия фирмы Canadair Рис. 1.4.12. Противолодочный самолет-амфибия А-40
(Канада) CL-415
ся в бортовые отсеки, носовая стойка — в лод-
ку. К настоящему времени на самолете уста-
новлено 140 мировых рекордов.
Удачная схема этого самолета была
использована при создании в 1998 г. много-
целевого турбореактивного самолета-амфи-
бии Бе-200 (рис. 1.4.13). Самолет со нзлет-
Рис. 1.4.13. Многоцелевой турбореактивный самолет-амфибия Бе-200
САМОЛЕТЫ ГИДРОАВИАЦИИ
103
□ бьем
водяных баков 12мэ
Количество
пассажиров 64
Максимальная
коммерческая
нагрузка 8т
Количество носилок
для пострадавших 30,
Мест для сидения 7
Рис. 1.4.14. Компоновочные схемы самолета Бе-200 различных модификаций
Рис. 1.4.15. Легкий многоцелевой самолет-амфибия Бе-103
104
Глава 1.5. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП)
ной массой 38 т имеет два турбовентилятор-
ных двигателя Д-436ТП с тягой по 7500 кг
каждый, установленых на пилонах над
крылом на обтекателях шасси, что исклю-
чает попадание в них воды при взлете и
посадке.
Базовым вариантом этого самолета явля-
ется противопожарный — самый эффектив-
ный самолет, обеспечивающий забор 12 т
огнетушащей жидкости из ближайшего к
очагу пожара водоема и сброс ее на огонь,
позволяя доставить общую массу жидкости,
превышающую 300 т. Помимо решения за-
дач пожаротушения, Бе-200 предназначен
для выполнения транспортных грузовых и
пассажирских перевозок, патрулирования
лесных массивов, поисково-спасательных
работ, санитарной службы, патрулирования
прибрежных вод и экономических зон, конт-
роля экологической обстановки. Компоно-
вочные схемы этих вариантов представлены
на рис. 1.4.14.
В базовой конструкции заложены техни-
ческие решения, максимально отвечающие
всем вариантам.
Впервые в мире лодка самолета-амфибии
Бе-200 выполнена полностью герметичной,
позволяющей эффективно осуществлять транс-
портные перевозки на крейсерской высоте
полета до 12 км.
При использовании самолета для пере-
возки грузов он оснащается комплектом
напольного оборудования, обеспечивающего
загрузку-вы грузку и швартовку грузов, пе-
ревозимых в стандартных контейнерах и на
поддонах, а также “в навал”. Дополнительно
предусмотрена перевозка сопровождающих
(до 19 человек) в задней части грузового
отсека.
В пассажирском варианте самолет позво-
ляет перевезти 72 пассажира. Кроме эксплуа-
тации с сухопутных аэродромов, он может ис-
пользоваться для перевозки пассажиров на
острова, не оборудованные ВПП, в удаленные
береговые районы, на морские суда различно-
го профиля, в труднодоступные местности,
имеющие водоемы.
Созданный в 1997 г. легкий многоцелевой
самолет-амфибия Бе-103 (рис. 1.4.15) нового
поколения предназначен для эффективного
использования в различных районах мира,
особенно в прибрежных и островных тер-
риториях, имеющих протяженные прибреж-
ные районы, а также в труднодоступных для
других видов транспорта регионах с большим
количеством рек, озер и мелких водоемов.
Глава 1.5
САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО
ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП)
1.5.1.	СХЕМЫ И ОСОБЕННОСТИ
КОНСТРУКЦИЙ
Самолетом вертикального взлета и по-
садки (СВВП) принято называть самолет, нт
котором обеспечивается взлет (отрыв oi
взлетно-посадочной площадки) без paioeia и
посадка (спуск на взлетно-посадочную n.in
шадку) без пробега, зависание на данной вы-
соте в течение заданного времени, обычный
полет и маневрирование.
Первым освоенным типом ЛА вертикаль-
ного взлета и посадки является Bepio.aei
Однако вертолеты обладают меныннми ско-
ростями полета (250...350 км/ч). дальнос|ями
и грузоподъемностью по сравнению с самоле-
тами. Естественно, возникла мысль обь-
единить свойства самолета и вертолет в од-
ном ЛА, который смог бы вертикально
взлетать и садиться подобно вертолете, а пос-
ле взлета осуществлять полет и маневрирова-
ние подобно современному самолету.
Для нормального функционирования
СВВП необходимо обеспечить:
подъемную силу, в вертикальной плоско-
сти превышающую массу самолета, для вер-
тикального взлета, посадки и висения:
возможность быстрого экономичного пе-
рехода с режима висения в горизонтальный
полет, и обратно;
управление СВВП и стабилизацию его на
околонулевых скоростях движения, когда
аэродинамические силы очень малы пли
отсутствуют;
защиту взлетно-посадочных площадок,
конструкции самолета и двигателя от воз-
действия выхлопных газовых струй двигателя
высокой энергии.
В начальный период исследовательских
работ по созданию СВВП в 50-х годах были
построены летающие стенды “Турболет"
(СССР), “Флаинг Бедстед” (Англия) и
“Флаинг АТАР” (Франция). Турбореактивные
двигатели на летающих стендах “Турболет " и
“Флаинг АТАР” были расположены верти-
кально, на стенде “Флаинг Бедстед" — гори-
зонтально и имели выхлопные трубы, заканчи-
вающиеся коленом для поворота газового
потока двигателя на 90°. Двигатели были при-
СХЕМЫ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ
105
креплены к каркасу, к которому крепилась так-
же небольшая кабина или сиденье летчика.
Управление стендами “Турболет" и “Фла-
инг Бедстед” производилось с помошыо сжа-
того воздуха, подаваемого в небольшие сопла
на концах четырех штанг, прикрепленных к
каркасу. “Флаинг АТАР” управлялся газовыми
рулями, расположенными в струе выхлопных
газов двигателя.
Результаты исследований на летающих
стендах позволили разработать и построить в
США и Франции ряд экспериментальных
СВВП: Конвэр XFY-1, Локхид XFV-1, Рай-
ан X-13 и СНЕК.МА С-450 ’’Колеоптер”,
которые имели вертикальное положение фю-
зеляжа при взлете и посадке. Работы по со-
зданию подобных самолетов не получили раз-
вития. Вертикальное положение фюзеляжа на
взлете и посадке и горизонтальное положение
в полете требуют применения поворотного
сиденья летчика, что существенно усложняет
конструкцию и ведет к ухудшению обзора из
кабины. Самолеты такого типа требуют совер-
шения сложного вертикального маневра перед
посадкой с набором большой высоты и после-
дующим длительным спуском, что весьма
неэкономично и ухудшает летные характерис-
тики самолета по дальности и продолжитель-
ности полета.
Основные усилия конструкторов после
этого были направлены на разработку и созда-
ние СВВП с горизонтальным положением фю-
зеляжа. Было построено несколько таких само-
летов: экспериментальные Белл XV-3 и
У7-4ДА с поворотными винтами, Боинг-Вер-
тол VZ-2 и Хиллер Х-18 с поворотом воздуш-
ных винтов (VZ-2) и винтов с двигателями
(Х-18) вместе с крылом; экспериментальные с
турбореактивными двигателями Белл VTOL,
Шорт SC. 1 и Белл X-14.
У самолета Белл VTOL по бокам фюзеля-
жа были установлены по два турбореактивных
двигателя, поворачиваемых из горизонтального
положения в вертикальное. На взлете, посадке
и висении самолет управлялся соплами, рас-
положенными на концах крыла и в задней ча-
сти самолета. Сжатый воздух в эти сопла пода-
вался из газотурбинного генератора.
Экспериментальный СВВП Шорт SC.1
построен в Англии для отработки схемы с
двумя группами двигателей: одна создавала
вертикальную тягу, а другая — горизон-
тальную. На взлете, висении и посадке само-
лет управлялся четырьмя соплами, располо-
женными на концах крыла, спереди и сзади
фюзеляжа.
Экспериментальный самолет Белл Х-14
предназначался для отработки схемы СВВП с
поворотом газовых струй турбореактивных
двигателей с горизонтального в полете до вер-
тикального на взлете и посадке и на промежу-
точные углы на переходных режимах.
Экспериментальные самолеты различных
типов создавались на базе уже построенных
в то время турбовинтовых или турбореак-
тивных двигателей. Эти двигатели дораба-
тывались для обеспечения их работоспособ-
ности в вертикальном или наклонном
положении. Большие работы были проведе-
ны по созданию и доработке воздушных
винтов и систем их управления для СВВП с
турбовинтовыми двигателями, а также но
созданию поворотных сопл на турбореак-
тивных двигателях. В этот период специ-
ально для СВВП был создан малогабарит-
ный легкий подъемный ТРД типа R.B.1OX,
примененный на экспериментальном СВВП
Шорт SC. 1.
В настоящее время известно много схем
самолетов вертикального излета и посадки.
Они классифицируются по разным приз-
накам. Один из возможных вариантов класси-
фикации СВВП по способу создания верти-
кальной и горизонтальной тяг силовой
установкой представлен в рис. 1.5.1, Согласно
этой классификации все СВВП подразделя-
ются на три класса:
1)	у которых вертикальная и горизонталь-
ная тяги создаются одними и теми же двигате-
лями;
2)	у которых вертикальная тяга создается
одной группой двигателей, а горизонтальная
другой;
3)	у которых вертикальная тяга создается
выносными агрегатами, а горизонтальная
маршевыми двигателями, используемыми для
работы выносных агрегатов на взлете и
посадке.
Первый класс СВВП включает самолеты, у
которых вертикальная и горизонтальная тяги со-
здаются:
поворотом выхлопных струй у ТРД НЛП
ТРДД и поворотом потока воздуха за воздуш -
ными винтами у самолетов с ТВД;
поворотом двигателей или винтов;
поворотом всего самолета из горизонталь-
ного в вертикальное положение.
Схема СВВП первого типа приведена па
рис. 1.5.2. Такой самолет вертикально излетает
и садится за счет тяги, создаваемой струями
газов ТРД, повернутыми на 90° поворотными
соплами. На вертикальном взлете, посадке и
106
Глава 1.5. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП)
Самолеты
вертикального взлета и посадки
Вертикальная и горизон-
тальная тяги создаются
оЗними и теми же двига-
телями
Вертикальная тяго
создается одной группой
двигателей, о горизон-
тальная - другой
Вертикальная
тяго - поЗь-
емными Збига-
теляни, а гори-
зонтальная -
маршевыми
двигателями
Вертикальная
тяга - подьем-
ными и подь-
енно - марше-
выми Збигате-
ляни, горизон-
тальная -
поЗьемна-
маршевыми
двигателями
Вертикальная
тяга-подьемно-
разгонными и
подьенно - нар-
шебыми двигате-
лями, горизон-
тальная тяга б
полете поЗьен-
но-маршебыми
двигателями
Вертикальная тяга созда-
ется выносными агрегатами,
а горизонтальная - морше-
выми (подьемно- маршевыми)
двигателями
[Поборотом всего
самолета
[Поборотом двигателей или винтов]
| Поборотом струй |
Поборо-
той
ТРД или
ТРДД
Поборо-
том дви-
гателей
вместе
с крылом
Поворо-
том воз-
душных
бинтов
Поборо-
том
выхлоп-
ных
сопл
Поборо-
том пото-
ка за
воздуш-
ными
бинтами
С
ТВД
С
ТРД или
ТРДД
Рис. 1,5.1. Классификация самолетов вертикального взлета н посадки по способу создания
вертикальной и горизонтальной тяг
Рис. 1.5.2. СВВП, у которого вертикальная
и горизонтальная тяга создаются двигателем
с поворотными выхлопными соплами
переходных режимах, т. е. на режимах перехо-
да с взлета в горизонтальный полет и с гори-
зонтального полета на посадку, управление са-
молетом производится с помощью газодина-
мических устройств, представляющих собой
небольшие реактивные сопла, расположенные
в передней и задней частях фюзеляжа и на
концах крыла, в которые подается сжатый воз-
дух, отбираемый за компрессором двигателя.
Воздух, вытекая из этих сопл, создает усилия,
которые и обеспечивают требуемую интенсив-
ность поворотов или компенсацию возникаю-
щих моментов в полете.
Достоинствами самолета такой схемы
являются возможность его использования либо
с вертикальным взлетом и посадкой, либо с
любым разбегом в зависимости от необходи-
мости, а также обычное расположение двига-
теля с осевым входом воздуха в воздухо-
заборник. Недостатком самолета является
необеспеченность безопасности полета на изле-
те и посадке при выходе из строя двигателя.
Ручное и ножное управление в кабине са-
молета такое же, как и на обычных самолетах,
за исключением наличия ручки управления
поворотными соплами, расположенной рядом
с ручкой управления двигателем. На режимах
взлета и посадки ручное и ножное управление
воздействует на положение сопл на концах
крыла и фюзеляжа и расход воздуха через них.
При взлете и посадке и на режимах висения
изменение высоты полета осуществляется
изменением режима работы двигателя.
В целях облегчения пилотирования само-
летом на режимах висения на нем вводится
искусственное демпфирование. Самолет по
СХЕМЫ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ
107
сравнению с вертолетом менее чувствителен к
порывам ветра, поскольку скорость истечения
из двигателя значительно выше скорости отбра-
сывания воздуха несущим винтом вертолета.
Переход из режима висения в горизон-
тальный полет на самолете осуществляется пе-
ремещением ручки управления поворотными
соплами вперед на максимальном режиме ра-
боты двигателя. Самолет набирает скорость за
короткое время практически без изменения
высоты.
Переход с горизонтального полета в ре-
жим висения осуществляется переводом дви-
гателя на малый газ и установкой сопл в вер-
тикальное положение. С уменьшением скоро-
сти полета для компенсации падения подъем-
ной силы крыла обороты двигателя увели-
чивают.
Снижение самолета для посадки произво-
дится на очень малой скорости. С высоты
4.5...3 м начинает сказываться влияние земли,
вызывая ухудшение устойчивости и управ-
ляемости п результате воздействия растека-
ющихся газовоздушных струй после их удара
о поверхность взлетно-посадочной полосы.
Близость поверхности земли оказывает влия-
ние не только на устойчивость и управляе-
мость самолета, но и на работу двигателя
вследствие попадания в его воздухозаборник
отраженных от поверхности выхлопных газов,
а также на величину подъемной силы из-за
подсасывающего действия выхлопных струй.
Для устранения этих явлений на СВВП при-
меняются щитки, ребра-отражатели и другие
устройства.
Представителем СВВП этой схемы явля-
ется околозвуковой истребитель-бомбардиров-
щик Хоукер Р.1127 (Англия) с одним двигате-
лем Бристоль-Сиддли BS.53, с тягой К165 кг
(рис. 1.5.3).На базе самолета P.1I27 создан
СВВП “Кестрел” F.G.A.Mk. I. Он выпускался
малой серией (девять самолетов). Развитием
этих самолетов стал СВВП “Харриер”, кото-
рый был запущен в серийное производство.
У него было несколько модификаций. Наибо-
лее известными являются "Харриер” GR.3 н
“Си Харриер”. В США фирмой Макдоннел-
Дуглас по лицензии из узлов, поставляемых из
Англии, собирался СВВП “Харриер", полу-
чивший обозначение AV-8A. В дальнейшем
фирма произвела его существенную модифи-
кацию, увеличив геометрические данные, за-
пас топлива, полезную нагрузку и дальность
полета. Такой СВВП получил наименование
AV-8B. Самолет “Харриер” находится на
вооружении ряда стран.
По подобной схеме в СССР (1964 66 гг.)
был создан экспериментальный СВВП Як-36
с турбореактивным двигателем 1’27-30(1
(рис. 1.5.4). Его испытания позволили полу-
чить ценный материал и отработать методику
выполнения вертикального взлета и посадки,
перехода к горизонтальному полету и обрат
но. На Як-.36 впервые в нашей стране Спала
опробована концепция реактивного ( ВВП с
единой силовой установкой (подъемно
маршевыми двигателями) п струйной curie
мой управления па эганах полет е нулевыми
и малыми поступательными скоростями. '-)го
позволило приступить к созданию боевою ре
активного вертикально в влетающего самолет-
Рис. 1.5.3. ИстреГ»ггсль-Гя>мГ>»|)Д|||м>пщнк с пе|яикп.и.-
вым взлетом в ноепдкой Р. 1127:
/, 7. 9— управляющие сопли; .? кабина m-iчнь.;i.
3 аотдухотвборппк; •! o(>iei<an-ai. nonopoiuoin
сопла; 5 в (> — поворотные выхлопные сопла; Л' Ни
копая стойка шасси; II) основные стойки inaci ii
Рас. 1,5.4. Экспериментальный самолет Як-36
108
Глава 1.5. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП)
штурмовика корабельного и сухопутного бази-
рования ЯК-38.
СВВП с поворотом двигателей или винтов
могут быть трех типов:
с поворотом одноконтурных или двухкон-
турных ТРД;
с поворотом двигателей вместе с крылом
самолета;
с поворотом воздушных винтов.
Схема СВВП с поворотом двигателей при-
ведена на рис. 1.5.5. Четыре турбореактивных
двигателя расположены в вырезах крыла.
В процессе взлета и посадки они синхронно
поворачиваются в узлах крепления на требуе-
мый угол для создания необходимой верти-
кальной и горизонтальной составляющих тяг.
Возможны СВПП подобной схемы с двумя по-
воротными двигателями, расположенными по
бокам фюзеляжа.
Достоинством самолетов такого типа яв-
ляется возможность использования обычных
двигателей. Трудность их создания связана с
постройкой легких, надежно работающих
поворотных узлов. Подобная схема в принципе
применима для сравнительно легких самоле-
тов. Это вызвано тем, что при большой их мас-
се требуется и большая тяга двигателя, а это
связано с увеличением его длины, т.е. с
неудобствами компоновки двигателя на само-
летах такого типа. Схема пока практически не
реализована.
Схема СВВП с поворотом двигателей вме-
сте с крылом реализована при создании в США
военно-транспортного самолета вертикального
взлета и посадки ХС-142А (рис. 1.5.6). Самолет
предназначен для перевозки 32 снаряженных
десантников или 3630 кг груза. Радиус действия
при вертикальном взлете и посадке 370 км.
В кабине дополнительно к обычным
системам управления размещена ручка управ-
ления поворотным крылом. В процессе взлета
и посадки крыло вместе с двигателями пово-
рачивается на угол до 100°. В целях предот-
вращения срыва потока с крыла на больших
углах атаки, на нем применена мощная меха-
низация в виде двухщелевых закрылков по
всему размаху. Концевые части закрылков
могут отклоняться на различный угол, что ис-
пользуется для управления относительно про-
дольной оси самолета. На участках вблизи фю-
зеляжа и вблизи гондол имеются предкрылки
также служащие для предотвращения срывов.
Стабилизатор управляемый, его углы уста-
новки могут изменяться в широких пределах.
Самолет снабжен вертикальным оперением
очень больших размеров, что потребовалось в
целях повышения путевой устойчивости на
малых скоростях полета.
В конце хвостовой балки фюзеляжа
горизонтально установлен трехлопастпый винт
изменяемого шага, приводимый во вращение
через трансмиссию основными двигателями.
Он служит для управления самолетом на режи-
мах висения и малых скоростях при излете и
посадке относительно поперечной оси. В
горизонтальном полете этот винт отключается
от приводного вала и затормаживается.
Силовая установка самолета ХС-142А
состоит из четырех турбовинтовых дишате-
лей T-64-GE-6 мощностью по 2850 л.с. каж-
дый, имеющих очень малый удельный вес
(0,114 кг/л.с./ Двигатели приводят но вра-
щение изготовленные из стеклопластика воз-
душные винты диаметром 4,72 м.
Все винты и двигатели связаны между со-
бой трансмиссией. Синхронизирующие налы
расположены в носке крыла и связаны с редук-
торами двигателей. Каждый редуктор двигате-
ля имеет муфту свободного хода, с помощью
которой обеспечивается автоматическое ы-
ключение выключившегося или вышедшего из
строя двигателя. При этом все четыре воздуш-
ных винта продолжают работать.
Управление самолетом на взлетно-поса-
дочных режимах и на висении обеспечивается
изменением шага воздушных винтов, хвосто-
вым винтом, концевыми частями закрылков,
управляемым стабилизатором и рулем иаправ-
Puc. 1.5.5. СВВП с поворотными двигателями
(двигатели поворачиваются относительно оси ОО)
Рис. 1.5.6. Воеппо-трапспортиый СВВП XC-I42A,
у которого двигатели поворачиваются вместе с крылом
па режимах вертикального взлета, посадки >1 висения
СХЕМЫ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ
109
ления. Поперечное управление и управление
по курсу осуществляется изменением положе-
ния концевых частей закрылков и дифферен-
циальным изменением шага крайних винтов,
продольное управление — хвостовым винтом.
Для обеспечения балансировки самолета на пе-
реходных режимах угол установки стабилиза-
тора увеличивается до 60°.
В системе управления самолетом ХС-142А
применено механическое интегрирующее уст-
ройство, которое вырабатывает исходные дан-
ные для системы управления самолетом в
зависимости от угла установки крыла.
По этой же схеме построен канадский
транспортный самолет “Канадэр” CL-84.
Схема СВВП с поворотом воздушных
винтов вместе с мотогондолами представлена
на рис. 1.5.7. Здесь винты и мотогондолы
находятся в положении, соответствующем ре-
жимам взлета, посадки и висения. Примером
самолета, выполненного по этой схеме, явля-
ется военно-транспортный самолет вертикаль-
ного взлета и посадки V-22 “Оспри”. Он пред-
назначен для использования корпусом мор-
ской пехоты, военно-морскими силами и во-
енно-воздушными силами США.
Самолет V-22 “Оспри” (рис. 1.5.8) —
высокоплан с крылом, имеющим небольшую
обратную стреловидность (-6°), что в горизон-
тальном полете предотвращает удар лопастя-
ми винта о крыло при их маховом движении.
На концах крыла установлены поворотные
мотогондолы с трехлопастными воздушными
винтами диаметром 11,7 м. В конструкции
самолета предусмотрен синхронизирующий
вал трансмиссии, обеспечивающий работу
обоих воздушных винтов при отказе одного из
двигателей, и синхронизирующий вал системы
поворота мотогондолы с воздушными винтами
для согласования одновременного поворота
обеих гондол на одинаковый угол. Мотогон-
долы с воздушными винтами могут поворачи-
ваться в вертолетное положение и на любой
Рис. 1.5.7. СВВП с поворотом воздушных винтов
вместе с мотогондолами
промежуточный угол. В горизонтальном по-
лете мотогондолы и воздушные винты уста-
навливаются и работают по-самолетному, т.е.
создают горизонтальную тягу.
Максимальная взлетная масса самолета
“Оспри” при вертикальном излете 21 550 кг. Раз-
меры грузовой кабины 7,4х 1,8х 1,85 м. Полез-
ная нагрузка в грузовой кабине 4500 кг, макси-
мальная скорость 583 км/ч [7]. В настоящее
время завершаются испытания этого самолета.
По данной схеме разработан ряд проектов транс-
портных самолетов гражданского назначения.
Поворот всего самолета приводит к схеме
СВВП с вертикальным положением фюзеляжа
(рис. 1.5.9). Эти самолеты могут быть созданы
Рве. 1.5.8. Самолет V-22 “Оспри”
Рис. 1.5.9. Схема сверхзвукового СВВП с вертикальным
положением фюзеляжа
по
Глава 1.5, САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТАЙ ПОСАДКИ (СВВП)
как с использованием турбовинтовых, так и
турбореактивных двигателей. Примеры выпол-
ненных экспериментальных СВВП по такой
схеме приведены выше. Других самолетов по
этой схеме не строилось.
Второй класс СВВП в зависимости от типа
применяемой силовой установки подразделя-
ется на следующие типы самолетов:
вертикальная тяга создается подъемными
двигателями, а горизонтальная — маршевыми;
вертикальная тяга создается подъемными
и подъемно-маршевыми двигателями, а гори-
зонтальная — подъемно-маршевыми двигате-
лями;
вертикальная и горизонтальная тяги на
взлете и посадке создаются подъемно-разгон-
ными двигателями, а горизонтальная — марше-
выми (подъемно-маршевыми) двигателями.
Достоинством СВВП с подъемными и мар-
шевыми двигателями является возможность
подбора двигателя с наилучшими параметрами
для создания вертикальной тяги, т.е. двигате-
лей, имеющих наименьшую массу, и с наи-
лучшими параметрами для создания тяги в
нормальном полете, т.е. двигателей с хорошей
экономичностью при приемлемых значениях
массы. Такой тип силовой установки, кроме
того, может обеспечить безопасность посадки,
а в некоторых случаях — и продолжение взле-
та при отказе одного из двигателей. Однако
СВВП данной схемы сложен в конструктив-
ном отношении из-за большого числа двига-
телей.
По этой схеме во Франции на базе су-
ществующего истребителя-бомбардировщика
“Мираж”3 построен экспериментальный СВВП
“Бальзак”. Его силовая установка состоит из
восьми подъемных и одного маршевого двига-
телей (рис. 1.5.10).
В схеме СВВП с подъемными и подъемно-
маршевыми двигателями часть вертикальной
тяги создается подъемными двигателями, а
часть — двигателями (или двигателем), созда-
ющими некоторую долю вертикальной тяги и
всю требуемую горизонтальною тягу. Послед-
ние двигатели принято называть подъемно-
маршевыми. Они могут создавать одновремен-
но вертикальную и горизонтальную тяги как
путем поворота выхлопных газов без поворота
двигателей, так и поворотом двигателей в уз-
лах крепления.
На рис. 1.5.11 приведены схемы самолетов
с подъемными и подъемно-маршевыми двига-
телями без поворота двигателей. Вертикальная
тяга подъемно-маршевыми двигателями созда-
ется поворотом потока газов в устройстве 3 на
бесфорсажном режиме. Схема, приведенная на
рис. 1.5.11,в, по типу и количеству применен-
ных двигателей подобна схеме 1.5.11,6, но от-
личается компоновкой. Все подъемные двига-
тели 1 в этой схеме размещены впереди центра
тяжести, а подъемно-маршевые 2 — сзади.
По схеме, близкой к показанной
на рис. 1.5.11,в, создан самолет VAK.-191B
(Германия), а также отечественный самолет
вертикального взлета и посадки Як-38 [3,15].
Рис. 1.5.10. Варианты компоновки СВВП “Мираж” с выдвижными направляющими решетками для подвода
воздуха к подъемным двигателям (слева внизу показаны варианты компоновки подъемных двигателей):
1 — подъемные ТРД; 2 — убирающиеся решетки подвода воздуха к подъемным ТРД; 3 — воздухопровод мар-
шевого двигателя; 4 — створки отсека подъемных ТРД; 5 — зоны расположения топливных баков; 6 — мар-
шевый ТРДД; 7— управляющие сопла; 8, 9— трубопроводы подвода воздуха к воздухозаборнику управляющим
соплом
СХЕМЫ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ
ш
Самолет Як-38 (рис. 1.5.12) одноместный с
комбинированной силовой установкой, состо-
ящей из двух подъемных (ПД) и одного подъ-
емно-маршевого (ПМД) двигателей. Подъем-
ные двигатели расположены тандемом за
кабиной пилота впереди центра тяжести
самолета, а подъемно-маршевый двигатель —
вблизи центра тяжести самолета, но его пово-
ротные сопла для изменения направления тяги
расположены сзади центра тяжести самолета.
Самолет Як-38 — среднеплан нормальной
аэродинамической схемы с трапециевидным
крылом и стреловидным хвостовым оперени-
ем. Концы крыла для удобства размещения в
корабельном ангаре складываются с помощью
гидроприводов. Управление складыванием
осуществляется из кабины пилота.
Управление самолетом в обычном полете
осуществляется рулями и элеронами, а на вер-
тикальных и переходных режимах — системой
реактивного управления, состоящей из трубо-
проводов, заслонок, носового, хвостового и
Рис, 1.5.11.СВВП с составной силовой установкой из
подъемно-маршевых и подъемных двигателей:
а — с двумя подъемными двигателями и одним
подъемно-маршевым двухконтурным; б,в — с четырьмя
подъемными двигателями и двумя подъемно-марше-
выми с форсажными камерами; 1 — подъемные дви-
гатели; 2 — подъемно-маршевые двигатели; 5— пово-
ротное устройство подъемно-маршевых двигателей
двух крыльев реактивных сопл. Воздух для
системы реактивного управления отбирается
от компрессора ПМД. Задачи управления ре-
шаются системой автоматического управления
САУ-36. Шасси самолета трехопорное с носо-
вым колесом. ПМД используется на всех
режимах полета: на взлете, посадке, висении
и в обычном полете самолета. У него на выхо-
де выхлопные газы разветвляются на два по-
тока и истекают через два поворотных сопла,
расположенных по бокам фюзеляжа.
Нерегулируемые воздухозаборники ПМД
расположены по бокам фюзеляжа за кабиной
пилота. Подъемные двигатели используются
только на вертикальных и переходных режи-
мах. Применяемые на Як-38 малоресурсные
ПД имеют тягу 2500 кг при массе 199 кг. Воз-
духозаборник ПД расположен в верхней части
фюзеляжа и при неработающих двигателях
закрывается опусканием створки, которая сов-
падает по форме с обводами фюзеляжа в этом
месте. Имеются также две створки для откры-
тия и закрытия отверстий в нижней части
фюзеляжа для выхода выхлопных газов из
подъемных двигателей, когда они работают.
Система управления тягой двигателей
СВВП Як-38 обеспечивает ступенчатую пере-
кладку поворотных сопл ПМД. При этом тяга
ПД изменяется автоматически для обеспече-
ния продольной балансировки.
Кабина летчика обеспечена необходи-
мыми средствами жизнеобеспечения, в том
числе комплексом средств аварийного покида-
ния. Он включает катапультную установку,
электрическую систему автоматического ката-
пультирования, систему отделения откидной
части фонаря и механизм сброса левой руки
летчика с РУД. Система автоматического ката-
пультирования обрабатывает информацию об
Рис. 1.5.12. Самолет вертикального взлета и посадки
Як-38
112
Глава 1.5. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП)
углах и угловой скорости тангажа и крена и при
достижении критических параметров выдает
электрический сигнал на автоматическое ката-
пультирование.
Пилотажно-навигационное, радио- и ра-
диоэлектронное оборудование обеспечивают
решение задач в условиях корабельного бази-
рования.
Самолет Як-38 выпускался серийно и 14 лет
находился в эксплуатации.
Важным этапом в создании СВВП явилась
разработка и постройка в ОКБ им. А.С.Яков-
лева первого в мире многоцелевого
сверхзвукового СВВП Як-141 (рис. 1.5.13). Он
сохранил комбинированную силовую установ-
ку, складывающиеся консоли крыла и систему
реактивного управления на вертикальных и
переходных режимах, но с новыми характерис-
Рис. 1.5.14. СВВП с подъемными и поворотными
в узлах крепления подъемно-маршевыми двигателями:
а — четыре поворотных двигателя на концах крыла;
5— четыре поворотных двигателя в корневой части
крыла; I — подъемные двигатели; 2 — подъемно-
маршевые поворотные двигатели
тиками в соответствии с увеличенной массой и
геометрическими размерами самолета. Силовая
установка состоит из трех двигателей — двух
подъемных и одного подъемно-маршевого.
Аэродинамическая компоновка Як-141
разработана с учетом возможности достижения
сверхзвуковых скоростей полета. Плоские бор-
товые воздухозаборники в сочетании с широ-
ким фюзеляжем увеличили несущие свойства
самолета. Вертикальное оперение двухкилевое.
Между балками килей в конце фюзеляжа уста-
новлено поворотное сопло ПМД.
В носовой части самолета расположена
многорежимная РЛС. Пилотажно-навигаци-
онный комплекс обеспечивает ручное и авто-
матическое управление самолетом от взлета до
посадки в различных метеоусловиях, днем и
ночью.
Система катапультирования на вертикаль-
ных и переходных режимах принудительная,
автоматическая. Взлетная масса самолета при
вертикальном взлете 15,8 т. Впервые самолет
Як-141 был продемонстрирован на авиасало-
не во Фарнборо в сентябре 1992 г. Работы
впоследствии были прерваны из-за отсутствия
финансирования.
На рис. 1.5,14 приведены схемы СВВП с
силовой установкой из подъемных двигателей
и подъемно-маршевых двигателей с поворотом
последних в узлах крепления. По схеме, по-
добной показанной на рис. 1.5.14, а, и Герма-
нии построен экспериментальный самолет
вертикального взлета и посадки VJ-10IC-XI
(рис. 1.5.15), силовая установка которого сос-
тоит из четырех подъемно-маршевых турборе-
активных двигателей в двух поворотных
Ряс. 1.5.15. СВВП VJ-101C-X1:
а — двигатели находятся в горизонтальном положе-
нии для обычного полета; б — двигатели установлены
под углом для взлета с коротким разбегом
СХЕМЫ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ
113
гондолах, по два в каждом, и двух подъемных
турбореактивных двигателей, установленных в
фюзеляже сзади кабины летчика. Поворот гон-
дол осуществляется гидроцилипдрами от 0 до 90°.
Особое внимание в этом самолете уделено
воздухозаборникам подъемно-маршевых двига-
телей, которые при повороте гондол должны эф-
фективно работать в широком диапазоне углов
натекания воздуха от 0 до 90°. Для обеспечения
работы на взлете, посадке и висении передняя
часть гондолы вместе с передней частью возду-
хозаборника (конус, обечайки) перемещается
вперед, образуя щель. Вследствие этого увеличи-
вается площадь входа воздуха в двигатели. Щель
обеспечивает также лучшую работу воздухоза-
борника при больших углах притекания воздуха
на переходных режимах. В горизонтальном по-
лете щель закрывается. Подъемные двигатели,
расположенные в фюзеляже, находятся впереди
центра тяжести самолета, но в одной продоль-
ной плоскости. Поворотные двигатели в гондо-
лах размещены сзади центра тяжести. Таким об-
разом, двигатели па самолете расположены по
углам треугольника. Подобное расположение
двигателей позволяет обеспечить п управление
самолетом, и стабилизацию его па взлете, посад-
ке и висении только путем изменения режима
работы двигателей и угла поворота гондол.
Продольное управление самолетом
VJ-I0IC-X1 при взлете, посадке и висении обес-
печивается дифференциальным изменением
тяги подъемных и подъемно-маршевых (пово-
ротных) двигателей. При этом нее четыре пово-
ротных двигателя работают синхронно. Попе-
речное управление дост игае тся путем дифферен-
циального изменения режима работы праной и
левой групп поворотных двигателей, путевое уп-
равление — созданием горизонтальной составля-
ющей тяги с одной стороны крыла большей, чем
с другой, разными углами поворота двигателей.
В горизонтальном полете применяются обыч-
ные аэродинамические органы управления,
СВВП третьего класса с силовыми уста-
новками, имеющими выносные агрегаты соз-
дания вертикальной тяги, подразделяют на
СВВП с двигателями, имеющими;
турбовентиляторные агрегаты (ТВЛ);
выносные форсажные камеры;
выносные эжекторные агрегаты.
Достоинствами СИНИ с турбовепииииипор-
ными агрегатами являются использование в ка-
честве газогенераторов уже созданных двигате-
лей, высокая экономичность па взлете, посадке
и висении, а также низкие скорости тазовот-
душиых струй на выходе из ТВЛ. Последнее об-
стоятельство весьма важно по эксплуатацион-
ным соображениям более просто решаются
задачи базирования этих самолетов па грунто-
вых площадках, Недостатком является труд-
ность размещения и конструкции самолета ТВЛ,
имеющих сравнительно большие размеры. При-
мером СВВП с турбовентиляторными агрегата-
ми является американский самолет ХУ-5Л, схе-
ма которого представлена па рис. 1.5.16.
Рис. 1,5.16. СВВП XV-5A с силовой установкой, состоящей из двух ТРД а ipcx турСмжеш иля горных ш реппов:
/ — лопатки подвода воздуха к переднему ГИЛ; 2 -- передний ynpaiuniнаций ГИЛ; ./ - воinyxo заборник ТРД;
4— маршевые ТРД; 5 — трубопровод подвода к ГИЛ; 6 заслонка, иаправляникая hi i и i ТРД и выхлопные
сопли или в ТВЛ; 7 - выхлопная груба ТРД; Я — поворотные заслонки ГИЛ; о - - крыльевой ТВЛ; IU створка
Лли изменении шшрвнления движении возлухл после упринлякнцен» ТВА
114
Глава 1.5. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП)
Силовая установка этого самолета состоит
из двух турбореактивных двигателей, которые
создают горизонтальную тягу в обычном по-
лете. Для вертикального взлета и посадки име-
ются три ТВА, два из них расположены в кры-
ле, а третий — в носовой части фюзеляжа.
Турбореактивные двигатели служат газогене-
раторами для работы всех трех турбовентиля-
торов. Для этого имеются заслонки в ТРД,
которые перекрывают выход газов в прямом
направлении, направляют их по трубопрово-
дам на газовые турбины, расположенные на
периферии вентиляторов. На выходе из тур-
бовентиляторов имеются жалюзи для откло-
нения потока газов и воздуха с целью соз-
дания горизонтальной составляющей тяги на
переходных режимах. Имеются также створки
для закрытия и открытия турбовентиляторов.
Управление и стабилизация самолета на
взлете, посадке и висении осуществляются
изменением направления векторов тяги и ре-
жима работы двигателей.
Схем с выносными вентиляторами много.
Вентиляторы ТВА могут приводиться и меха-
нически удлиненным валом от основных дви-
гателей. Они могут располагаться гори-
зонтально или вертикально к оси двигателя.
Работы по их применению продолжаются.
Схема СВВП с выносной форсажной каме-
рой приведена на рис. 1.5.17. Силовая установ-
ка такого СВВП состоит из:
подъемно-маршевого двигателя 1, создаю-
щего всю необходимую тягу для полета и ма-
неврирования. Этот двигатель, как правило,
имеет форсажную камеру. Для создания части
вертикальной тяги на взлете и посадке он име-
ет отклоняющее устройство для поворота век-
тора тяги этого двигателя;
Рис. 1.5.17. СВВП с установкой, имеющей выносную
форсажную камеру
выносной форсажной камеры 2, работаю-
щей на сжатом воздухе, отбираемом в вентиля-
торе основного двигателя и поступающем по
воздуховодам 5 в форсажную камеру;
выходного сопла 3, в котором газы после
(форсажной камеры поворачиваются вниз для
создания вертикальной тяги.
При вертикальном взлете и посадке
створки 4 открыты. Управляемые заслонки
после вентилятора основного двигателя уста-
навливаются в положение подачи воздуха в
воздуховоды 5 и далее в форсажную камеру 2.
В нее подается топливо, и топливовоздушная
смесь поджигается. Горячие газы истекают че-
рез сопло 3 в вертикальном направлении и
создают вертикальную составляющую тяги.
В выхлопном сопле имеются поворотные
лопатки отклонения вектора тяги для создания
горизонтальной составляющей. Подача воздуха
по воздуховодам может уменьшаться или уве-
личиваться в зависимости от положения уп-
равляемых заслонок. Это позволяет регу-
лировать вертикальную тягу и осуществлять
управление СВВП по тангажу.
Достоинством СВВП с выносной форсаж-
ной камерой является возможность использо-
вания существующего доведенного подъемно-
маршевого двигателя. Кроме того, форсажная
камера хорошо компонуется под кабиной пи-
лота, а также отсутствует проток воздуха пер-
пендикулярно фюзеляжу, т.е не требуется объ-
емов для расположения подъемных двигателей
и верхних воздухозаборников.
Схема СВВП с двигателями, имеющими
эжекторные агрегаты, подобна схеме СВВП
с ТВА. Для создания вертикальной тяги на
взлете, посадке и висении у нее вместо турбо-
вентиляторных агрегатов применяются эжек-
торные агрегаты (рис. 1.5.18). Для работы
эжекторных агрегатов в качестве газогенерато-
ров используются обычные турбореактивные
двигатели. Газы от турбореактивных двигате-
лей 6 направляются в систему эжекторных
сопл 1, расположенных в фюзеляже. Подсасы-
ваемый в эжектор воздух поступает сверху, для
чего створки 5 на взлете и посадке открыва-
ются. В результате эжекции газовым потоком
через эжектор в вертикальном направлении
проходит большая масса воздуха, что приводит
к увеличению тяги. Она возрастает примерно
на 40% по сравнению с тягой турбореактивных
двигателей, служащих газогенераторами для
работы эжекторного агрегата.
Управление самолетом на взлете, посадке
и висении осуществляется управляющими
соплами 2, 3, расположенными на концах
СХЕМЫ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ
115
Рис. 1.5.18. Экспериментальный СВВП с эжекторным агрегатом:
1 — эжекторные сопла; 2 и 3 — управляющие сопла; 4 — топливные баки; 5 — створки для закрытия
эжектора в полете; 6 — маршевые ТРД
крыла и в передней и задней частях фюзеляжа.
Достоинствами самолета этого типа являются,
как и у самолета с ТВА, возможность исполь-
зования уже созданных двигателей в качестве
маршевых, малые скорости истечения струи, а
также простота конструкции. Однако в таком
самолете следует ожидать возникновения труд-
ностей с компоновкой, так как эжекторная си-
стема довольно громоздка. Кроме того, по-ви-
димому, непросто будет осуществить разгон
самолета с режима висения до скорости поле-
та, на которой он будет управляться за счет аэ-
родинамических сил.
Существуют схемы СВВП с расположени-
ем эжекторного агрегата в несущих поверхно-
стях самолета. По такой схеме фирма Рокуэлл
разработала экспериментальный СВВП XFV-I2
(рис. 1.5.19). У него эжекторные агрегаты рас-
положены в крыле и в переднем горизон-
тальном оперении. Силовая установка этого
самолета состоит из одного двухконтурного
турбореактивного двигателя F401-PW-400.
Рис. 1.5.19. СВВП с эжекторными усилителями тяги
в крыле и оперении
116
Глава 1.5. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП)
В задней части двигателя имеется специ-
альный поворотный клапан, обеспечивающий
изменение направления истечения выхлопных
газов, создающих горизонтальную тягу, и
подачу их в систему эжекторных и диффузор-
ных закрылков для создания вертикальной
тяги на режимах взлета, посадки и переходных
режимах. Более подробно конструкции и ди-
намика СВВП изложены в [9,27].
1.5.2. ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ
И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Опыт разработки, испытаний и эксплуата-
ции СВВП позволяет систематизировать специ-
фичные проблемы, связанные с созданием по-
добных самолетов, и выявить пути их разрешения.
Принципиальным отличием СВВП от са-
молетов с обычным взлетом и посадкой явля-
ется невозможность использования весьма эф-
фективного аэродинамического принципа со-
здания подъемной силы с помощью крыла
на вертикальных и частично переходных к го-
ризонтальным режимам полета. Создание
подъемной и управляющих сил на указанных
режимах становится дополнительной функ-
цией силовой установки СВВП, Для осущест-
вления этой функции силовая установка долж-
на непрерывно отбрасывать вниз воздушную
или газовую струю. При висении воздух отби-
рается из покоящейся окружающей среды, по-
этому импульс входящей струи равен 0. Им-
пульс струи бдУс-ф (GB - секундный расход
воздуха; vCTp — скорость струи), отбрасывае-
мой источником тяги вниз, в соответствии с
теоремой Эйлера о количестве движения равен
подъемной силе, как реакция отбрасываемого
воздуха на покоящееся тело. Эта подъемная
сила называется пропульсивной.
Дополнительные функции силовой уста-
новки, связанные с созданием пропульсивной
подъемной силы Рв, приводят к увеличению
потребной энерговооруженности (тяговоору-
женности) самолета.
Вертикальная тяговооруженность реально
построенных СВВП Рв = PB/mQg = 1,05... 1,45,
что, как правило, существенно выше стартовой
тяговооруженности обычных самолетов. Это ве-
дет, прежде всего, к увеличению относительной
массы силовой установки в весовом балансе са-
молета, а следовательно, к ухудшению его харак-
теристик по сравнению с характеристиками обыч-
ного самолета, имеющего ту же взлетную массу
niQ. Минимизация такого ухудшения за счет вы-
бора рациональной подъемной системы — одна из
важнейших задач создания эффективного СВВП.
Рассмотрим пути ее решения.
Относительная масса подъемной системы
определяется соотношением
,нп.с ~	>
где г0 = Шп с/Рв — удельная масса подъем-
ной системы.
Существуют два пути снижения относи-
тельной массы подъемной системы. Первый
путь связан со снижением потребной верти-
кальной тяговооруженности за счет рациональ-
ного выбора схемы самолета и траекторий
взлета и посадки, второй — с выбором рацио-
нальной силовой установки, обеспечивающей
наименьшее значение г0.
При проектировании СВВП на выбор
типа силовой установки оказывает влияние не
только ее удельная масса, но и целый ряд дру-
гих показателей, определяющих совершенство
летных, эксплуатационных и экономических
характеристик самолета. Рассмотрим номенк-
латуру и особенности этих показателей для
различных способов обеспечения режимов
вертикального взлета и посадки.
Необходимый для создания подъемной
силы импульс струи может быть обеспечен сле-
дующими типами движителей, входящих в со-
став силовой установки СВВП: несущим вин-
том большого диаметра (ротор), воздушным
винтом, вентилятором, эжектором, реактив-
ным двигателем и др. Способ создания им-
пульса в значительной степени определяет та-
кие важнейшие параметры силовой установки
СВВП как удельная тяга PB/N, удельный рас-
ход топлива Ср, удельная масса г0, темпера-
тура струи 7стр и скорость струи vCTp, В ка-
честве обобщенного параметра принимают
нагрузку на площадь струи 7,в/77стр, посколь-
ку именно этот параметр определяет удельные
параметры и размеры движителя. Например,
скорость струи и удельный расход топлива рас-
тут прямо пропорционально, а удельная тяга —
обратно пропорционально ^Рв/РСтр-
Удельная тяга реальных движителей изме-
няется в соответствии с приведенной законо-
мерностью от 7... 15 даН/л.с. для вертолетных
несущих винтов до 0,25...0,5 даН/л.с. для ТРД.
ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
117
Остальные движители занимают промежуточ-
ное положение.
Скорость струи vCTp возрастает по мере
роста нагрузки на струю. Она составляет
10...25 м/с для ротора, 40...60 м/с для воздуш-
ного винта, 60...90 м/с для винта в кольце,
100...150 м/с для вентилятора и 200...600 м/с
для различных турбореактивных двигателей
(меньшие значения соответствуют двигателям
с большой степенью двухконтурности).
С ростом Pa/FCTp возрастает и удель-
ный расход топлива Ср. Так, если для вер-
толетных несущих систем он составляет
0,06...0,10 кг/(даН-ч), то для специальных подъ-
емных ТРД он достигает 1,1...1,3 кг/(даН-ч),
т.е. возрастает более чем в 10 раз. Вследствие
этого потребное количество топлива на режи-
ме висения для СВВП, использующих движи-
тели с высокой нагрузкой на струю, резко воз-
растает. Вместе с тем, с ростом нагрузки на
струю уменьшается удельная масса и размеры
подъемной системы.
Снижение удельной массы позволяет сни-
зить долю массы силовой установки в весовом
балансе самолета, что ведет к увеличению мас-
сы полезной нагрузки. Для сравнения различ-
ных силовых установок на режиме висения,
кроме мощности, потребной для создания еди-
ницы тяги, необходимо знать, какая масса си-
ловой установки затрачивается на создание
этой тяги и сколько топлива расходуется за
единицу времени висения. Наивыгоднейшей
будет силовая установка, у которой отношение
(^у+/П,.)/Рв, будет наименьшим, поскольку
на режиме висения Рв = mog это условие эк-
вивалентно условию (/wcy + iwT)min. Используя
средние статистические значения по удельным
весам и удельному расходу топлива, можно по-
строить зависимость <Fi.y + щ.г) = /(/|1И(.) Для
различных силовых установок. При этом учи-
тывается, что на висении Рн = 1, поэтому
mcy + тт = Ср/вис. Зависимость представлена
на рис. 1.5.20. Силовые установки с высокой
нагрузкой на струю по этому параметру имеют
преимущество, теряя его по мере увеличения
времени висения.
Габаритные размеры подъемной системы
можно характеризовать относительным диа-
метром D/Pa. Наименьшее значение отно-
сительного диаметра имеют подъемные ТРД
(0,025...0,035 м/кН). Для винтовых систем эта
величина существенно больше (0,2...0,5 м/кН).
Этот параметр в значительной мере опреде-
ляет аэродинамическое качество самолета в
крейсерском режиме, поскольку с возрас-
танием размеров подъемной системы резко
увеличивается ее вредное сопротивление при
полете со значительными скоростями. К. тому
же использование воздушных винтов в ка-
честве движителей в горизонтальном полете
ограничено скоростями, не превышающими
600...630 км/ч. Это объясняется резким паде-
нием К.Г1Д винта. Скоростная граница несу-
щих винтов вертолета примерно в 2 раза мень-
ше указанного значения.
Области скорости и высоты полета СВВП
с различными типами подъемных систем пред-
ставлены на рис. 1.5.21.
Рис. 1.5.20. Зависимость	+ шт от времени висения
СВВП для различных типов подъемных систем:
1 — подъемный ТРД; 2 — подъемный ТРДД;
3~ подъемный вентилятор; 4 — поворотные винты;
5 — ротор вертолета
Рис. 1.5.21. Примерные области скоростей V и высот 11
полета СВВП с различными типами двигателей:
/ — поворотные винты; 2— подъемный вентиля-
тор; .? — ТРДД с поворотными соплами; 4 —
ПД+ПМД на базе ТРД(Д)
118
Глава 1.5. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП)
Как отмечалось, одно из важнейших
функциональных назначений подъемной сис-
темы СВВП — обеспечение устойчивости и
управляемости самолета на режимах верти-
кального взлета и посадки. Реализация этой
цели осуществляется различными способами:
от использования модуляции тяги подъемных
движителей, до применения сложной системы
струйных рулей.
При проектирование СВВП важной зада-
чей является выбор такой системы управле-
ния, которая бы обеспечивала необходимую
устойчивость и управляемость самолета при
минимальной собственной массе и минималь-
ных затратах мощности силовой установки.
При отборе воздуха от двигателей на управле-
ние (6...13% общего его расхода через двига-
тель) падает тяга и увеличивается расход топ-
лива. Применение для управления модуляции
тяги или отклонения вектора тяги также свя-
зано с неизбежными потерями.
Рассмотрим основные пути снижения зат-
рат на управление. Мощность системы управ-
ления определяется величиной потребных для
обеспечения необходимых линейных и угло-
вых ускорений сил и моментов, а также степе-
ни одновременности воздействия максималь-
ных управляющих моментов по трем каналам
управления. Потребные угловые ускорения ех,
еу, ег зависят от типа самолета и его взлетной
массы. Потребный управляющий момент отно-
сительно одной из осей определяется произве-
дением момента инерции J на угловое ускоре-
ние относительно рассматриваемой оси, т.е.
А^упр =^5!
а потребная величина тяги струйных рулей
•Рупр = ^е/^р ’
где Lp — плечо струйного руля.
Рис. 1.5.22. Схема газовоздушных потоков у СВВП
вблизи экрана:
1 — подсасывание; 2 — фонтанирование
Следовательно, для уменьшения отби-
раемого от двигателя воздуха, количество
которого в значительной степени определяет
располагаемую тягу струйного руля, необхо-
димо наряду с рациональным выбором пара-
метров сопла стремиться максимально увели-
чить плечи струйных рулей и добиться
снижения моментов инерции самолета путем
размещения наиболее тяжелых грузов в обла-
сти центра тяжести самолета.
Вторая группа проблем, связанных с раз-
работкой СВВП, лежит в области аэродина-
мики. Особенности аэродинамики СВВП,
прежде всего, являются следствием взаимо-
действия струй подъемных движителей с
самолетом, поверхностью аэродрома и набе-
гающим потоком на вертикальных и переход-
ных режимах. Кроме того, эти особенности
обусловлены проблемами объемно-весовой
компоновки таких самолетов, связанными с
размещением подъемной системы.
При висении и полете с небольшой
скоростью вытекающие из подъемных дви-
гателей струи вследствие трения на грани-
цах увлекают окружающий воздух. Образу-
ются воздушные потоки, которые, обтекая
самолет, порождают дополнительные аэроди-
намические силы и моменты, значение и
направление которых зависит от параметров
струй (прежде всего се скорости), количества
и расположения струй на самолете, расстоя-
ния среза сопла от поверхности аэродрома
(экрана).
На рис. 1.5.22 представлен эскиз попе-
речного сечения газовоздушных потоков
вблизи экрана для типичной компоновки
скоростного СВВП с реактивными подъем-
ными и подъемно-маршевым двигателями.
Индуцируемые струями двигателей потоки
воздуха создают разрежение под нижней по-
верхностью самолета, вызывая эффект “при-
сасывания”, который ведет к снижению эф-
фективной подъемной силы двигателей,
вместе с тем при взаимодействии несколь-
ких струй возникает течение, направленное
вверх. Ойо создает положительную подъем-
ную силу.
Это явление называют “эффектом фонта-
на”. Возникающие “фонтаны” обычно сильно
завихрены и легко распадаются. Создаваемая
ими подъемная сила быстро снижается с рос-
том высоты.
Характер изменения вторичной аэро-
динамической силы, вызываемой назван-
ными выше эффектами, для различных вари-
антов компоновки подъемных двигателей,
ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
119
представлен на рис. 1.5.23 в зависимости от
отношения высоты среза сопла над экраном
к размаху крыла (h/l). Вторичная аэроди-
намическая сила ДУ отнесена к тяге Р дви-
гателей. При рациональной компоновке
подъемных двигателей можно добиться су-
щественного снижения потерь подъемной
силы вблизи экрана, а в ряде случаев —
получить приращение этой силы.
Потоки, индуцируемые струями от двигате-
лей, оказывают заметное влияние и на момент-
ные характеристики самолета. При этом могут
возникать как продольные моменты, вызван-
ные, например, разрежением в зоне горизон-
тального оперения, так и моменты крена.
Поднимающаяся при “эффекте фонтана”
вверх струя горячих газов может попасть на
вход двигателей, вызывая падение тяги двига-
теля или даже его останов. Это явление
обратного течения газов называется прямой
рециркуляцией. Наступает оно практически
сразу же после начала работы двигателя.
Косвенная рециркуляция — постепенное
прогревание окружающего самолет воздуха и
попадание его на вход двигателя, обусловлена
тем, что растекающаяся по поверхности
экрана струя вследствие трения постепенно
замедляется, отрывается от экрана, переме-
шиваясь с воздухом. Для образования косвен-
ной рециркуляции необходимо несколько
секунд. Однако, как показали измерения на
Рис. 1.5.23. Характер зависимости вторичной аэродина-
мической силы от подъемной силы для некоторых схем
СВВП:
7-SC-I; 2 — VAK-191B;VJ-101C-XI; 4- P.II27
самолете Шорт SC.I, повышение температуры
на входе в двигатель через 1 мин работы соста-
вило всего 4 °C. При вертикальном взлете
с тяговооруженностыо Рв = 1,05 через 10 с са-
молет уже находится на высоте примерно 25 м,
т.е. далеко вне зоны, нагретой газами. Таким
образом, косвенной рециркуляцией прак-
тически можно пренебречь, особенно если при
прогреве сопла двигателей повернуты на
10... 15° от вертикали и лишь при взлете
поворачиваются вниз.
Потери тяги из-за прямой рециркуляции
можно значительно снизить либо вообще их из-
бежать благодаря рациональной компоновке
двигателей на самолете, когда входы в них
заэкранированы от поднимающихся струй кры-
лом или фюзеляжем. Для этой же цели служат
различные щитки и продольные ребра, отводя-
щие струи от фюзеляжа или мотогопдол. Рецир-
куляцию также можно полностью устранить,
применяя вертикальный старт с пробежкой. При
таком способе взлета во время запуска и прогре-
ва двигателей их струи направлены назад. Затем
отпускают тормоза, дают полную тягу и сопла
поворачивают вниз. При этом самолет пробега-
ет по земле расстояние, нс превышающее двух
его длин, и достигает скорости порядка 20 м/с.
В переходном полете струи реактивных
двигателей также индуцируют вторичные
аэродинамические силы и моменты, а возни-
кающая при этом отрицательная подъемная
сила зависит прежде всего от скорости струи
и направления ее действия, скорости полета,
а также от компоновки самолета (числа и рас-
положения двигателей). Характер изменения
этой силы в зависимости от угла отклонения
струи ср и скорости полета v представлен на
рис, 1.5.24. Наибольшего значения эта отри-
Рпс. 1.5.24. Зависимости вторичной аэродинамической
силы j Р от скорости полета v и угла ср
120
Глава 1.5. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП)
нательная сила (около 25% тяги в конце пере-
ходного полета) достигает при вертикальном
положении струи. По мере уменьшения угла <р
она снижается и почти полностью исчезает
при <р = 0.
У самолетов, использующих для взлета
специальные подъемные двигатели (SC.1,
“Бальзак”), эту силу нельзя погасить, поэтому
испытываются затруднения в переходном
режиме полета (увеличивается время, длина
переходного режима, а также расход топлива).
Таких проблем не возникает у самолетов с
поворотными соплами, когда по мере увеличе-
ния скорости полета струя постепенно пово-
рачивается назад.
На рис. 1.5.25 приведены поляры самолета
VAK-191B в переходном режиме полета, сви-
детельствующие о неблагоприятном влиянии
струй на аэродинамические характеристики
самолета.
Входные и выходные струи от двигателей-
существенно влияют на моментные харак-
теристики самолета. При этом индуцируемые
моменты, возникающие в переходном полете,
как правило, не удается парировать с помо-
щью рулей. Это требует наличия на самолете
специальной стабилизирующей системы, для
которой моменты, возникающие в переходном
Рис. 1.5.25. Поляры самолета VAK-191B в переходном
режиме полета
полете, являются определяющими для выбора
поперечных максимальных стабилизирующих
моментов.
Отметим, что при современном уровне
знаний невозможна строгая количественная
оценка перечисленных выше интерференци-
онных эффектов струй подъемной системы на
режимах вертикального взлета и посадки на ос-
нове теоретических расчетов. Для получения
достоверных результатов требуется значи-
тельный объем физического моделирования
и натурных экспериментов.
Достижение высоких аэродинамических
характеристик на крейсерских режимах полета
также не простая проблема при разработке
СВВП. Так, для СВВП труднее обеспечить
приемлемое значение аэродинамического ка-
чества, которое, как известно, является функ-
цией квадрата размаха крыла, деленного на об-
щую смачиваемую поверхность самолета.
Крылья СВВП, к которым не предъявляют вы-
соких требований по обеспечению аэродина-
мической подъемной силы на малых скорос-
тях, имеют тенденцию к снижению удлинения.
Смачиваемая поверхность для большинства
схем СВВП имеет тенденцию к увеличению по
сравнению с обычными самолетами одного
класса. Это объясняется необходимостью
иметь дополнительные объемы для размеще-
ния агрегатов подъемной системы вместе с
входными и выходными устройствами, меха-
низмами поворота сопл и т.д.
К тому же проектировщик СВВП имеет
существенно меньшую свободу в размещении
агрегатов вследствие компоновочных ограни-
чений, а также в размещении входных уст-
ройств двигателей из-за ограничений, связан-
ных с предотвращением эффектов рецирку-
ляции, Все это вызывает дополнительные
проблемы по снижению сопротивления трения
самолета.
Весьма сложной является проблема обес-
печения сверхзвукового полета СВВП. Для
любого самолета обеспечение эффективного
сверхзвукового полета требует приемлемого
ограничения роста волнового сопротивления в
трансзвуковой зоне. Это сопротивление явля-
ется функцией удлинения фюзеляжа, а также
характера распределения площадей попереч-
ных сечений самолета по его длине. В соответ-
ствии с правилом площадей для снижения
трансзвукового волнового сопротивления
эпюра поперечных сечений должна быть глад-
кой. Выполнение этого требования для ряда
схем СВВП — довольно трудная и порой не-
разрешимая проблема.
ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
121
На рис. 1.5.26 представлены примеры
эпюр поперечных сечений самолета с единой
силовой установкой АВ-8А и самолета с ком-
бинированной силовой установкой CV-200A.
Схема АВ-8А имеет неблагоприятное распре-
деление поперечных сечений, что делает ее
практически неприемлемой для сверхзвуковых
скоростей полета. Более приемлемые характе-
ристики в трансзвуковой зоне имеют схемы са-
молетов с подъемными и подъемно-маршевы-
ми двигателями, что позволяет им преодолеть
звуковой барьер. Создание эффективного
СВВП требует от разработчиков решения це-
лого ряда сложных аэродинамических проб-
лем, часто связанных с проведением обшир-
ных экспериментальных исследовании.
Создание СВВП требует решения ряда
эксплуатационных проблем. К числу таких
проблем относятся проблемы эрозии, шума и
безопасности СВВП. Одна из наиболее слож-
ных проблем — это проблема эрозии — разру-
шения поверхности аэродрома под воздейст-
вием струй, истекающих из движителей подъ-
емной системы на режимах взлета и посадки.
При этом степень такого воздействия возрас-
тает по мере увеличения удельной нагрузки на
Рис. 1.5.26. Эпюры поперечных сечений
двух схем самолетов
площадь струи, т.е. для тех движителей, приме-
нение которых предпочтительно для самолетов
с высокими летными характеристиками.
На рис. 1.5.27 даны значения температур и
удельных нагрузок струй для некоторых подъем-
ных движителей реактивных СВВП. Отметим, что
применение вентиляторов, а также эжекторных
усилителей тяги (ЭУТ) позволяет почти иа поря-
док снизить температуру и динамическое воздей-
ствие струи. Тип подъемной системы определяет
требования к виду покрытия поверхности взлет-
но-посадочных площадок, с которых допускается
эксплуатация СВВП различных схем.
На рис. 1.5.28 показаны предельные воз-
можности эксплуатации реактивных СВВП
разных схем с аэродромов, имеющих различ-
Рис. 1.5.27. Значения температур п удельных нагрузок струй подъемных двигателей реактивных СВВП:
1 — подъемно-маршевый вентилятор; 2 — эжекторный усилитель тяги; 3 — подъемно-маршевый ТРДД;
4— подъемный ТРД; 5— ТРДФ с поворотным соплом
Рис. 1.5.28. Воздействие струй двигателей реактивных СВВП на поверхность аэродрома:
а — давление струи; б — температура струи
122
Глава 1.5. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП)
ные типы естественного и искусственного
покрытия. Границы — заштрихованные облас-
ти — справедливы при условии кратковремен-
ного (несколько секунд) воздействия одиноч-
ной струи. Из приведенных графиков можно
сделать вывод, что реактивные СВВП, подъем-
ные системы которых имеют умеренную
удельную нагрузку на струю (вентиляторы,
эжекторные усилители тяги), допускают их эк-
сплуатацию с площадок, имеющих прочное
естественное покрытие.
Опыт использования самолета “Харриер”
показал, что при специальной технике пило-
тирования на взлете и посадке (взлет с корот-
кой пробежкой) такой возможностью могут
обладать и самолеты с подъемно-маршевыми
ТРДД. Для других схем требуется площадка с
искусственным покрытием, а также примене-
ние других специальных средств, позволяю-
щих отвести струю в сторону.
В любом случае для уменьшения эрозии
необходимо по возможности увеличивать рас-
стояние между срезом сопла и поверхностью
аэродрома, а также максимально сокращать
время воздействия струи на ВПП.
Проблема снижения уровня шума на мест-
ности является актуальной для всех реактивных
пассажирских самолетов. Для СВВП она при-
обретает особую остроту прежде всего потому,
что двигатели таких самолетов, являющиеся ос-
новными источниками шума, должны иметь
ббльшую, чем у обычных самолетов, установ-
ленную мощность. Как показывают расчеты,
преимущество СВВП в качестве средства воз-
душного транспорта особенно ярко проявляет-
ся при приближении аэродромов к черте города.
Шум турбореактивных двигателей, скла-
дывающийся из шума струи, компрессора и
турбины, является функцией удельной наг-
рузки на площадь струи (степени двухконтур-
ности). На рис. 1.5.29 представлены типичные
значения общего уровня шума, создаваемого
на местности турбореактивными двигателями
с различной степенью двухконтурности, в за-
висимости от удаления источника шума. Рас-
четы проводились при постоянной обшей силе
тяги 300 кН. Для сравнения показан уровень
шума, создаваемый винтами с дозвуковой ско-
ростью концов лопастей. Здесь же нанесены
допустимые уровни шума для делового и жи-
лого районов города, а также граница болево-
го порога.
Уровень шума возрастает по мере роста
нагрузки на струю, достигая неприемлемых
значений для ТРД без глушителей шума.
Подъемные системы на базе ТРДД (особенно с
большой степенью двухконтурности), турбо-
вентиляторов, эжекторных усилителей тяги
Рис.1.5.29. Уровень шума па местности, создаваемого двигателями СВВП
ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
123
имеют более приемлемые характеристики по
шуму. Это обстоятельство может оказать реша-
ющее влияние на выбор типа силовой уста-
новки СВВП.
Обнадеживающим для СВВП обстоятель-
ством является то, что они обладают сущест-
венно большей по сравнению с обычными
самолетами крутизной траектории взлета и по-
садки, а также возможностью захода на аэро-
дром практически с любого направления. Это
позволяет существенно ограничить зону с
повышенным уровнем шума. Сравнение зон с
повышенным уровнем шума для самолетов
обычного, укороченного и вертикального
взлета и посадки показано на рис. 1.5.30.
Таким образом, можно сделать вывод, что
применение СВВП с черты города в принципе
является разрешимой проблемой.
Говоря о проблеме безопасности СВВП,
следует отметить, что из-за большей конструк-
тивной сложности СВВП, вызванной нали-
чием дополнительных систем, вероятность
отказов, ведущих к появлению аварийных
ситуаций, у них выше, чем у обычных самоле-
тов. Однако, как свидетельствует статистика,
более 3/4 несчастных случаев на воздушном
транспорте приходится на взлет и посадку, и
их причинами являются плохие погодные ус-
ловия или ошибки экипажа. Только 1/4 проис-
ходит по причине механических повреждений
агрегатов и систем самолета. Следовательно,
основные усилия необходимо направлять на
обеспечение безопасности взлета и посадки.
Самолеты вертикального взлета и посадки
обладают потенциальными возможностями
для решения этой задачи. Низкая скорость при
взлете и посадке таких самолетов, меньшая
чувствительность к боковому ветру, обеспечи-
вающая большую гибкость в выборе траекто-
рии полета, упрощают проблему разработки
систем автоматической посадки, что в конце
концов позволяет снизить потребные миниму-
мы погодных условий и повысить безо-
пасность взлета и посадки.
Для боевых СВВП более существенную
роль играют проблемы обеспечения живу-
чести. Можно предположить, что для СВВП,
обладающих более высокими маневренными
характеристиками, эти проблемы не будут
критическими.
Несмотря на наличие серьезных проблем,
возникающих в процессе разработки СВВП, в
распоряжении проектировщика имеется дос-
таточный арсенал технических средств, позво-
ляющих решить эти проблемы.
Уникальные взлетно-посадочные характе-
ристики, а также возможность получения лет-
но-технических характеристик (скоростей,
дальности полета), существенно превышающих
характеристики, достигнутые современными
вертолетами, открывают широкие перспективы
применения самолетов вертикального (укоро-
ченного) взлета и посадки для решения транс-
портных задач в труднодоступных районах, где
строительство обычных аэродромов либо не-
возможно, либо слишком дорого. Не менее ак-
туальны подобные ЛА для решения специаль-
ных военно-транспортных задач. Не случайно
США предпринимают энергичные меры по
завершению испытаний и принятию на воору-
Рис. 1.5.30. Зоны повышенного уровня шума иа местности самолетов обычного (СОВП),
укороченного (СВКП) и вертикального (СВВП) взлета и посадки
124
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
жение самолета V-22. По схеме близкой этому
самолету разработан ряд проектов транспортных
СВВП гражданского назначения.
Органически присущая СВВП высокая тя-
говооруженность, возможность гибкого управ-
ления вектором тяги, особенности систем
управления и другие специфические черты
таких самолетов обеспечивают им эксплуата-
ционные и оперативно-тактические возмож-
ности, недоступные обычным боевым манев-
ренным самолетам. Отметим, что последнее
поколение таких самолетов уже имеет стар-
товую тяговооруженность больше единицы, а
некоторые из них — двигатели с управляемым
вектором тяги.
Специалисты многих стран связывают
перспективы развития маневренных самолетов
с применением самолетов с коротким взлетом
и вертикальной посадкой, обладающих более
высокими ЛТХ, чем существующие СВВП.
Именно эти свойства присущи одному из вари-
антов разработанного в США по программе
JSF (Joint Strike Fighter — унифицированный
ударный истребитель) боевого ударного само-
лета пятого поколения.
Глава 1.6
ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО
НАЗНАЧЕНИЯ
1.6.1. ВЕРТОЛЕТЫ
НАРОДНОХОЗЯЙСТВЕННОГО
ПРИМЕНЕНИЯ
Вертолеты широко используются в раз-
личных отраслях народного хозяйства нашей
страны. Все большее применение находят они
при транспортировке различных грузов, пере-
возке вахтовых бригад, проведении строитель-
но-монтажных работ и в сельском хозяйстве.
Среди многообразия способов использования
вертолетов можно выделить три основных:
транспортировка грузов и людей внутри
фюзеляжа и транспортировка грузов на внеш-
ней подвеске;
строительно-монтажные работы;
сельскохозяйственные работы.
Использование вертолетов как транспорт-
ного средства является основным и останется
таковым, вероятно, на ближайшие десятиле-
тия. Это обусловлено тем, что вертолеты, об-
ладая способностью совершать управляемые
полеты на вертикальных режимах, остаются
вне конкуренции, обеспечивая транспортное
обслуживание таких стратегически важных от-
раслей народного хозяйства, как ускоренная
разведка и разработка нефти и газа в трудно-
доступных районах суши и на морском шель-
фе, строительство магистральных трубопро-
водов, а также являются эффективным во-
енно-транспортным средством. Повышение
эффективности их применения связано с вы-
бором наиболее рационального типа вертоле-
та исходя из потребностей и условий эксплу-
атации, с повышением качественных параме-
тров вертолетов, ресурса и надежности агрега-
тов. Этим вопросам всегда уделялось особое
внимание на протяжении всей истории раз-
вития отечественного и зарубежного верто-
летостроения.
Из производителей вертолетов народно-
хозяйственного применения рассмотрим вер-
толеты Московского вертолетного завода
им. МЛ.Миля и Ухтомского вертолетного за-
вода им. Н.И.Камова. Из зарубежных фирм,
занятых производством вертолетов, следует вы-
делить фирмы Белл, “Сикорский”, Боинг—Вер-
тол, Макдоннел—Дуглас (США), Аэроспасьяль
(Франция), вошедшую в результате слияния с
фирмой Мессершмидт—Белков—Блом в меж-
дународный концерн Еврокоптер, Уэстленд
(Соединенное Королевство), Агуста (Италия).
Вертолеты Московского вертолетного заво-
да (МВЗ) им.М.Л.Миля (рис. 1.6.1). Одновин-
товой многоцелевой вертолет Ми-1 (ГМ-1) кон-
струкции М.Л.Миля — первый в СССР
изготовляемый многосерийно. Работы над ним
начались в конце 1947 г., а в 1949 г. вертолет
прошел государственные испытания и был
принят к серийному производству.
В основной версии это был трехместный
многоцелевой вертолет с фюзеляжем, выпол-
ненным по ферменной схеме из стальных труб
со специальным покрытием. Только хвостовая
балка была выполнена по балочной схеме (по-
лумонококовой конструкции). Поршневой
двигатель приводил в действие трехлопастной
шарнирный винт и трехлопастной рулевой
винт. Шасси трехопорное. Изготовлены были
следующие варианты вертолета:
Ми-1УТ — учебно-тренировочный двух-
местный со сдвоенной схемой управления;
Ми-1С — санитарный, изготовленный в
1954 г. с прикрепленными по бокам фюзеляжа
двумя носилками для больных;
Ми-1НХ — сельскохозяйственный и поч-
тово-пассажирский;
ВЕРТОЛЕТЫ НАРОДНОХОЗЯЙСТВЕННОГО ПРИМЕНЕНИЯ
125
Ми-34
Рис. 1.6.1. Вертолеты МВЗ им. М.Л. Миля
126
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
Ми-1 “Москвич” — пассажирский, изго-
товленный в 1960 г.
С 1957 г. вертолет Ми-1 начал произво-
диться по лицензии в Польше (“Свидник”),
где было изготовлено несколько тысяч экземп-
ляров.
Легкий одновинтовой многоцелевой верто-
лет Ми-2 (В-2) приводился в действие двумя
газотурбинными двигателями. Первый полет
состоялся в 1961 г. Летные характеристики
вертолета были значительно лучше характери-
стик подобных вертолетов с поршневыми дви-
гателями. В 1964 г. было подписано соглаше-
ние о производстве этих вертолетов в Польше.
Фюзеляж вертолета — цельнометалличес-
кий полумонококовой конструкции с хвосто-
вой балкой, кабиной экипажа, пассажирской
кабиной на шесть-восемь пассажиров или гру-
зом 700 кг в кабине или 800 кг на внешнем
креплении (зависит от крепления). Шасси —
трехопорное с двойными колесами и передним
колесом.
Для привода трехлопастного шарнирного
винта и двухлопастного рулевого винта
использованы два газотурбинных двигателя
ГТД-350 мощностью 295 кВт каждый. Двига-
тели вместе с главным редуктором размещены
над кабиной экипажа. Лопасти несущего вин-
та цельнометаллической конструкции выпол-
нены из дюралевого кессонного лонжерона и
приклеенных к нему хвостовых секций с со-
товым наполнителем. Произведены следую-
щие варианты вертолета Ми-2:
пассажирский, на шесть—восемь пасса-
жиров (при восьми пассажирах из экипажа
только пилот);
сельскохозяйственный, оборудованный
снаряжением для распрыскивания ядохимика-
тов или удобрений;
санитарный, для четырех больных на но-
силках, врача и медицинского снаряжения;
транспортно-крановый, для перевозки гру-
зов до 700 кг в грузовой кабине или 800 кг на
внешней, электрически управляемой, подвеске;
военный многоцелевого назначения, ис-
полняющий роль десантного вертолета, транс-
портного и др.;
Вертолет Ми-2 постоянно модернизиро-
вался. Увеличивался ресурс отдельных агрега-
тов. Проводились работы с использованием
лопастей из композиционных материалов.
В 1974 г. были разработаны два новых моди-
фицированных варианта вертолета Ми-2М1
и Ми-2М2. Вариант Ми-2М1 внешне ничем
не отличался от серийного вертолета Ми-2.
В нем был использован двигатель ГГД-350Д
мощностью, увеличенной до 331 кВт. Моди-
фикация Ми-2М2 состояла в установке четырех-
местной кабины (объем увеличен до 0,9 м3).
смены систем вентиляции кабины и топлив-
ной системы. Одновременно увеличена колея
главного шасси. Ни один из вариантов Ми-
2М2 до серийного производства доведен не
был. До 1988 г. выпущено свыше 5000 верто-
летов этого типа.
Многоцелевой одновинтовой вертолет Ми-4,
первый серийный экземпляр которого был вы-
пущен в 1952 г., имел фюзеляж ферменной
конструкции с отдельной трехместной кабиной
и достаточно обширной грузовой кабиной.
Четырехлопастной шарнирный несущий винт
и трехлопастной рулевой винт приводятся в
действие поршневым двигателем, расположен-
ным наклонно в передней части фюзеляжа.
Лопасти вначале изготовляли смешанной кон-
струкции, с 1959 г. — цельнометаллические.
Шасси — четырехопорные. В основном транс-
портном варианте вертолет поднимал 1650 кг
груза. Изготовляемый с 1954 г. пассажирский
вариант с дальностью полета 500 км позволял
поднимать десять пассажиров и 200 кг багажа.
Разработаны также санитарный и сельскохо-
зяйственный варианты. Построено несколько
тысяч вертолетов Ми-4, из которых около 800
продано за границу. Вертолет Ми-4 по лицен-
зии производился в КНР в г. Харбине.
Тяжелый транспортный и пассажирский
вертолет Ми-6 — первый отечественный вер-
толет с турбореактивными двигателями и од-
ним несущим винтом большой размерности
(35 м), выполнивший первый полет в 1957 г. С
точки зрения многих специалистов того вре-
мени вертолет был замечательным. Он имел не
только наибольший диаметр несущего винта,
но и наибольшую взлетную массу (42,5 т) и
массу полезной нагрузки (12т). В 1957—1961 гг.
вертолет побил ряд международных рекордов.
В 1961 г. М.Л.Миль за создание вертолета
Ми-6 был награжден премией им. И.И.Си-
корского.
Серийные экземпляры Ми-6А, выполнен-
ные по классической схеме, оборудованы
вспомогательными крыльями с размахом 15,3
м и площадью поверхности 35 м2, которые раз-
гружают несущий винт при скорости свыше
200 км/ч. С учетом несимметричного обтека-
ния крыльев потоком воздуха от несущего
винта углы заклинения крыльев разные (левое
14° 15', правое 15°45'). Фюзеляж вертолета
полумонококовой конструкции состоит из
пятиместной кабины экипажа и грузовой ка-
бины для перевозки грузов или 70—80 человек.
ВЕРТОЛЕТЫ НАРОДНОХОЗЯЙСТВЕННОГО ПРИМЕНЕНИЯ
127
Несущий винт — шарнирный, пятилопастной,
рулевой винт — четырехлопастной, шасси —
трехопорное со сдвоенным передним колесом.
Вертолет изготовлялся серийно в военной и
гражданской версиях.
Одновинтовой многоцелевой вертолет Ми-8
был выполнен в двух вариантах в 1962 г. Первый
образец вертолета (В-8) имел один турбореак-
тивный двигатель. В его конструкции было ис-
пользовано много элементов вертолета Ми-4:
четырехлопастной шарнирный несущий винт,
рулевой винт, хвостовая балка.
Второй образец был оборудован двумя га-
зотурбинными двигателями меньшей мощ-
ности и пятилопастным несущим винтом.
В передней части фюзеляжа полумонококовой
цельнометаллической конструкции располо-
жена двухместная кабина экипажа, а за ней —
грузовая кабина с местами для 28 пассажиров
или 20 солдат с вооружением (или 4 т груза).
Хвостовая балка полумонококовой конструк-
ции — круглого сечения, несущий винт —
шарнирный, пятилопастной, лопасти — метал-
лические, клееные, рулевой винт — трех-
лопастной.
Вертолет эксплуатируется во многих стра-
нах мира как в гражданской, так и в военной
версиях. Хорошие летные характеристики и ха-
рактеристики управляемости способствовали
тому, что вертолет стал прародителем целого
семейства вертолетов различного назначения
(Ми-14, Ми-17, Ми-24).
Летающий кран Ми-10, Ми-ЮК — версия
развития вертолета Ми-6. В версии Ми-10 (со-
вершившей первый полет в 1960 г.) исполь-
зованы основные элементы силовой уста-
новки и трансмиссии вертолета Ми-6 (двига-
тели, несущий и рулевой винты, трансмис-
сия), вновь спроектированный фюзеляж с
двухместной кабиной экипажа и меньшей по
сравнению с вертолетом Ми-6 грузовой каби-
ной. Вертолет оборудован высокими (просвет
под фюзеляжем 3,75 м) четырехстоечными
шасси с двойными колесами. Такое конструк-
тивное решение позволяло размещать на
специально подвешенной платформе крупно-
габаритные грузы.
В разработанной в 1965 г. версии Ми-10 К
шасси уменьшены, а под передней частью фю-
зеляжа размещена кабина оператора, что по-
зволяло использовать вертолет прежде всего
для крановых работ (перевозка грузов на внеш-
ней подвеске). Вертолет Ми-10 мог транспор-
тировать груз массой до 8 т на внешней подве-
ске и до 15 т на платформе, а Ми-ЮК мог
поднимать груз до 11т.
Четырехдвигателъный двухвинтовой вер-
толет поперечной схемы Ми-12 (см. рис. 3.2.6)
был спроектирован и построен (один экземп-
ляр) с использованием несущих винтов верто-
лета Ми-6. Первый полет вертолет выполнил в
1967 г. Фюзеляж с тройным вертикальным
оперением имел в передней части двух-
уровневую кабину экипажа на шесть-семь че-
ловек, а в центральной — грузовую кабину
объемом 575 м3. Несущие винты размещены по
обеим сторонам фюзеляжа на крыльях, под-
крепленных подкосами. В качестве силовой
установки используются четыре газотурбин-
ных двигателя, расположенных попарно в гон-
долах на концах крыльев. Шасси — трехопор-
ное со сдвоенными колесами.
Ми-17(см. рис. 1.6.1) — многоцелевая вер-
сия развития вертолета Ми-8 с двигателями
ТВ-3-117МТ, созданная под руководством
М.Н.Тищенко в 1975 г. Этот вертолет впервые
был показан в 1981 г. на авиационном салоне в
Париже. Он позволяет взять на борт до 24 пас-
сажиров, а в санитарной версии — до 12 ране-
ных.
Тяжелый транспортный вертолет Ми-26
(см. рис. 3.2.3) создан на основе вертолета Ми-6
под руководством М.Н.Тищенко и является
самым тяжелым транспортным вертолетом
одновинтовой схемы в мире (20 т полезной
нагрузки). Первый экземпляр этого вертолета
совершил полет в 1977 г., но доработка кон-
струкции продолжалась еще несколько лет.
Выпускается серийно. Имеет цельнометалли-
ческий овальный фюзеляж полумонококовой
конструкции. В передней части фюзеляжа на-
ходится кабина пятиместного экипажа, а за
ней — грузовая кабина объемом 121 м3. Разме-
ры грузовой кабины согласуются с размера-
ми стандартного 20-тонного контейнера ISO.
Фюзеляж заканчивается хвостовой балкой
полумонококовой конструкции.
Над грузовой кабиной размещены два
газотурбиновых двигателя Д-136 мощностью
8380 кВт каждый, обеспечивающие вращение
восьмилопастных шарнирных несущих винтов
диаметром 32 м и пятилопастных рулевых
винтов. Шасси — трсхопорные со сдвоенными
колесами.
Одновинтовой трехместный учсбио-трепи-
ровочный вертолет Ми-34, созданный в 1986 г., —
первый российский вертолет с полужестким
несущим винтом. Втулка имеет горизонталь-
ные и осевые шарниры и упругие элементы,
обеспечивающие перемещение лопастей в
плоскости вращения. Фюзеляж — полумоио-
коковой конструкции, шасси — полозковое.
128
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
Четырехлопастной несущий винт с компози-
ционными лопастями и двухлопастной рулевой
винт приводятся во вращение поршневым дви-
гателем воздушного охлаждения М-14В-26, ус-
тановленным в центральной части фюзеляжа.
Многоцелевой вертолет одновинтовой схе-
мы с рулевым винтом, двумя ГТД и трех-
опорным убирающимся шасси Ми-38 создавался
как вертолет следующего поколения, превос-
ходящий вертолет Ми-8 по транспортной
производительности и топливной эффектив-
ности в 2—3 раза и отличающийся повышен-
ной безопасностью эксплуатации благодаря
большей надежности основных агрегатов, уве-
личенной энерговооруженности, резервирова-
нию основных систем и использованию усо-
вершенствованного оборудования. Вертолет —
результат работы совместного предприятия
“Евромиль”, в состав которого входят МВЗ
им. М.Л.Миля, концерн Еврокоптер, Казан-
ский вертолетный завод и Санкт-Петербургское
НПО им. В.Я.Климова. Натурный макет вер-
толета Ми-38 демонстрировался в 1995 г. на
авиационно-космической выставке МАКС-95
в г. Жуковском.
Компоновка вертолета оптимизирована
для уменьшения вредного сопротивления и
обеспечения лучших условий эксплуатации. В
конструкции фюзеляжа широко использованы
композиционные материалы и трехслойные
панели с наружной металлической и внут-
ренней пластиковой обшивкой с сотовым за-
полнителем. Фюзеляж плавно переходит в хво-
стовую балку монококовой конструкции, изго-
товленную из композиционных материалов
методом спиральной намотки и имеющую
только два стыковых шпангоута. Несущий
винт такого же диаметра, как на Ми-8, но ше-
стилопастный, с шарнирным креплением ло-
пастей. Втулка несущего винта имеет сфериче-
ские эластомерные подшипники и гидравли-
ческие демпферы. Лопасти, целиком изготов-
ленные из композиционного материала, имеют
большую нелинейную крутку, переменные по
длине профили и стреловидные законцовки.
Четырехлопастной рулевой винт с Х-об-
разно расположенными лопастями состоит из
двух двухлопастных винтов, изготовленных из
композиционного материала, и втулки с элас-
томерными и металлофторопластовыми под-
шипниками. Силовая установка состоит из
двух турбовальных двигателей ТВД-300 взлет-
ной мощностью по 1840 кВт, установленных
рядом сверху фюзеляжа за главным редукто-
ром, с воздухозаборниками, расположенными
по бокам обтекателя и снабженными ПЗУ.
Максимальная взлетная масса вертолета сос-
тавляет 15,6 т, максимальная коммерческая
нагрузка в фюзеляже и на внешней подвеске 6 т.
Вертолеты ОКБ им. Н.И.Камова. Двухвин-
товой вертолет соосной схемы Ка-15 (рис. 1.6.2)
первый полет совершил в 1953 г. Одновремен-
но было разработано несколько вариантов:
многоцелевой Ка-15М, почтово-пассажирский
(для одного пассажира и груза), сельскохозяй-
ственный (для опрыскивания угодий) и сани-
тарный (один или два больных в гондолах, раз-
мещаемых по бокам фюзеляжа). Фюзеляж
имел ферменную конструкцию с обшивкой.
Управление — сдвоенное, шасси — четырех-
колесное, несущий винт — шарнирный, трех-
лопастной, лопасти смешанной конструкции.
Вертолет изготовлялся в больших сериях.
Ка-18 — модификация вертолета Ка- 15М с
удлиненной передней частью фюзеляжа и уве-
личенным объемом кабины. Изменения
касались только фюзеляжа. Остальные эле-
менты конструкции были идентичны верто-
лету Ка-15М. Вертолет, совершивший первый
полет в 1956 г., производился серийно в следу-
ющих вариантах: почтово-пассажирский (для
перевозки почты или двух—трех пассажиров с
грузом), санитарный (для одного больного на
носилках и врача) и сельскохозяйственный.
Многоцелевой двухвинтовой вертолет соос-
ной схемы и оригинальной конструкцией фюзе-
ляжа со сменной грузовой кабиной Ка-26 первый
полет совершил в 1965 г., а с 1970 г. начал
изготовляться серийно во многих вариантах.
Фюзеляж состоит из кабины экипажа, цент-
ральной части и двух хвостовых балок, закан-
чивающихся двойным оперением. В централь-
ной части фюзеляжа находится главный
редуктор несущих винтов, узлы крепления
размещенных по бокам фюзеляжа гондол двух-
поршневых двигателей и узлы подвески смен-
ного оборудования. Шасси — четырехопорное
с управляемыми передними колесами, несу-
щие винты — шарнирные, трехлопастные, ло-
пасти из композиционных материалов с
кесонным лонжероном, усиленным стеклово-
локном. Вариант этого вертолета Ка-126 с од-
ним турбовинтовым двигателем TBO-IOO Ом-
ского моторостроительного КБ со взлетной
мощностью 530 кВт совершил полет в 1987 г.
Еще одна модификация Ка-226 включала си-
ловую установку из двух ГТД Аллисон 250-
С20В (США) взлетной мощностью по 308 кВт,
обеспечивающую большую безопасность поле-
та и лучшие летные характеристики.
Конструкции вертолетов Ка-126, Ка-226
и Ка-26 в основном идентичные, с широким
ВЕРТОЛЕТЫ НАРОДНОХОЗЯЙСТВЕННОГО ПРИМЕНЕНИЯ
129
Ка-26
Рис. 1,6.2. Вертолеты ОКБ им. Н.И. Камова
5 - 9874
130
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
использованием композиционных материалов.
Улучшена аэродинамическая форма благодаря
удалению гондол двигателей, ГТД расположе-
ны сверху фюзеляжа, сопла отогнуты вверх.
Лопасти несущих винтов снабжены электро-
термической противообледенительной систе-
мой. Вертолет Ка-12б по лицензии строился в
Румынии в двух вариантах — многоцелевом с
грузопассажирской кабиной, и сельскохозяй-
ственном без кабины, с крупно- и среднека-
пельным опрыскивателем или центробежным
разбрасывателем.
Многоцелевой двухвинтовой вертолет
соосной схемы Ка-32 является развитием про-
тиволодочного вертолета Ка-27. Этот вертолет,
обладающий улучшенными летно-технически-
ми данными и технико-экономическими ха-
рактеристиками, совершил первый полет в
1980 г. Фюзеляж полумонококовой конструк-
ции с трехместной кабиной экипажа и грузо-
вой кабиной предназначен для размещения
шестнадцати пассажиров или соответствую-
щих грузов. Задняя, усиленная часть фюзеля-
жа, заканчивается двойным вертикальным
оперением.
Двигатели, размещенные в верхней части
фюзеляжа перед несущими винтами, обеспе-
чивают вращение трехлопастных складываю-
щихся винтов с шарнирным креплением
лопастей. Лопасти выполнены из композици-
онных материалов на основе стеклопластика,
усиленного углеродными волокнами. Втулки
несущих винтов изготовлены из титана и стали
с антикоррозионной обработкой, снабжены
регулируемыми демпферами и системой гаше-
ния колебаний. Шасси — четырехопорное,
неубирающееся, пирамидально-параллелограм-
много типа, с двухкамерными масляно-воз-
душными амортизаторами низкого и высокого
давления. В мае 1983 г. на вертолете установ-
лено несколько мировых рекордов. Вертолет
производится в нескольких модификациях:
многоцелевой (Ка-32А), транспортной (Ка-32Т)
и морской (Ка-32С).
Средний многоцелевой вертолет Ка-62 —
первый вертолет АООТ “Камов”, выполнен-
ный по одновинтовой схеме с рулевым вин-
том в вертикальном оперении. Первый обра-
зец вертолета Ка-62 был продемонстрирован
на авиационно-космической выставке МАКС-
95 в г. Жуковском. В конструкции вертолета
широко применены композиционные матери-
алы (более 50% массы конструкции). Фюзе-
ляж отличается хорошими аэродинамически-
ми формами (площадь эквивалентной вредной
пластинки около 1,25 м2), имеет металличес-
кий каркас со шпангоутами и продольными
балками и обшивку из слоистых панелей из
композиционных материалов на основе стек-
ло- и углепластиков.
На хвостовой балке эллипсовидного сече-
ния установлен неуправляемый стабилизатор
прямоугольной формы в плане с большими
концевыми шайбами с несимметричным про-
филем для создания боковой аэродинамичес-
кой силы и разгрузки рулевого винта. К хвос-
товой балке пристыковано большое вертикаль-
ное оперение с профилированным каналом
для рулевого винта, сверху которого установ-
лен киль с несимметричным профилем.
Шасси — трехопорное, убирающееся, с
хвостовой самоориентирующейся опорой
телескопического типа со сдвоенными коле-
сами, убирающейся назад в хвостовую балку.
Несущий винт — четырехлопастный с упру-
гим креплением лопастей. Корпус втулки, из-
готовленный из стеклоуглепластика, — разъ-
емный, втулка имеет только
самосмазывающиеся подшипники вертикаль-
ных шарниров, вместо горизонтальных и осе-
вых шарниров используются торсионы из па-
кета стальных пластин и упругие элементы из
стеклопластика. Лопасти — цельнокомпозици-
онные, прямоугольной формы в плане, со стре-
ловидной законцовкой. Рулевой винт — с же-
стким креплением лопастей, с осевыми
шарнирами. Его лопасти имеют прямоуголь-
ную форму в плане.
Силовая установка состоит из двух ГТД
РД-600 взлетной мощностью по 955 кВт. Дви-
гатели установлены в общем обтекателе за
редуктором несущего винта, воздухозаборники
снабжены противообледенительной воздушно-
тепловой системой. Максимальная серти-
фицированная взлетная масса равна 6,25 т.
максимальная коммерческая нагрузка в фюзе-
ляже — 2 т, на внешней подвеске — 2,5 т.
Вертолеты фирмы “Сикорский” (рис. 1.6.3).
Эта фирма, основанная в 1923 г., в 1939 г.
создала первый одновинтовой вертолет
VS-300 (S-46) с механическим приводом не-
сущего винта, шарнирным несущим винтом и
рулевым винтом.
Многоцелевой вертолет с механическим при-
водом несущего винта и рулевым винтом S-51
(R-5F, Н-5) совершил первый полет в 1946 г.
Фюзеляж имел полумоиококовую конструк-
цию (в центральной части — ферменную) и
четырехместную кабину. Несущий винт —
шарнирный, трехлопастной, рулевой — трех-
лопастной. Лопасти несущего винта вначале
смешаной конструкции (деревянные со сталь-
ВЕРТОЛЕТЫ НАРОДНОХОЗЯЙСТВЕННОГО ПРИМЕНЕНИЯ
131
S-65
Рис. 1.6.3. Вертолеты фирмы “Сикорский”
5*
132
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
ным лонжероном), позднее были заменены
цельнометаллическими лопастями, а в систему
управления был установлен гидроцилиндр.
Для привода несущего и рулевого вин-
тов был использован поршневой двигатель
Пратг-Уитни R-985 AN-1 мощностью 330,9 кВт.
До 1951 г. было изготовлено 174 вертолета
в военной версии (R-5F, H-5F, Н-5Н) с
цельнометаллическими лопастями и 46 вер-
толетов в гражданском варианте (S-51).
Многоцелевой транспортный одновинтовой
вертолет с рулевым винтом S-55 (Н-19 “Чи-
касо”) имел фюзеляж полумонококовой кон-
струкции с двухместной кабиной экипажа и
грузовой кабиной для десяти пассажиров или
1 т груза. Первый полет вертолет совершил
в 1949 г. Для привода трехлопастного шар-
нирного несущего винта и двухлопастного ру-
левого винта использован поршневой дви-
гатель в зависимости от версии мощностью
441,2...514,7 кВт. Шасси — четырехопорное.
Вертолет производился в пассажирском
или многоцелевом гражданских вариантах, а
также во многих военных вариантах, по лицен-
зии также в Соединенном Королевстве, Фран-
ции и Японии. За период 1949—1961гг. было
изготовлено 1281 вертолетов этого типа.
Многоцелевой одновинтовой вертолет с ру-
левым винтом S-58(H-34 “Чоктоу") построен во
многих гражданских и военных версиях и ис-
пользовался во многих странах мира. Первый
попет вертолета этого типа состоялся в 1954 г.
Всего создано 2261 вертолетов этого типа.
Фюзеляж полумонококовой конструкции
без выраженного перехода от центральной
части в хвостовую балку заканчивался одним
килем и переставляемым на земле стабилизато-
ром. В передней его части размещен поршне-
вой двигатель, приводящий в действие четы-
рехлопастной шарнирный несущий винт и
четырехлопастной рулевой винт. Центральную
часть фюзеляжа занимала грузовая кабина для
16—18 солдат (12 пассажиров в гражданском
варианте) или груза массой 2 т. Двухместная
кабина экипажа расположена перед несущими
винтами. Шасси — трехопорное с задним коле-
сом. Вертолет производился в следующих вер-
сиях:
S-58 А,В,С — гражданский (транспортный
или пассажирский), изготовляемый с 1956 г.;
СН-34А “Чоктоу” (Н-34) — основной
транспортный для ВВС США;
UH-34E “Сихорс” — транспортный для
морской пехоты США;
SH-34J “Сибет” (HSS-1N) — версия для
борьбы с подводными лодками.
В военных вариантах построены также
спасательные вертолеты (HH-34F) и пасса-
жирские (VH-34C, VH-34D).
Вертолет производился по лицензии и
Англии и во Франции. В 1970 г. в плане раз-
вития вертолета была разработана конст-
рукция с двумя газотурбинными двигателями
S-58T.
Вертолет, предназначенный для крановых
работ (летающий кран), 8-64 “Скайкрэн”
(СН-54 “Тархи”), первый полет совершил в
1962 г. Для привода шестилопастного несу-
щего винта и четырехлопастного рулевого
винта использованы два газотурбинных дви-
гателя Пратт-Уитни Т73-1. Фюзеляж состоит
из кабины экипажа на три человека и узкой
центральной части, заканчивающейся хвос-
товой балкой с несимметричным оперением.
Под центральной частью фюзеляжа установ-
лены узлы для крепления контейнерных или
других грузов массой до 9072 кг. Было соз-
дано около 100 вертолетов в вариантах:
S-64 “Скайкрэн” — основной гражданский;
СН-54А “Тархи” — основной военный для
эвакуации тяжелого оборудования и крановых
работ;
S-64E — гражданский, используемый с
1969 г.;
СН-54В “Тархи” — военный, используемый
с 1969 г. с двигателями большей мощности
Т73-70О.
Вертолет S-64 изготовлялся по лицензии
как VFW-Сик орский WFS-S-64.
Тяжелый транспортный вертолет с боль-
шой грузовой кабиной S-65 (СН-53 “Си Стэл-
лион ) позволяет размещать 38 солдат с воору-
жением. Первый полет прототипа (YCH-53A)
состоялся в 1964 г. Для привода шестилопаст-
ного шарнирного несущего винта и четырсх-
лопастного рулевого винта использованы два
газотурбинных двигателя Джеиерал Электрик
T-64-GE-3. Созданы следующие версии этого
вертолета:
СН-53А “Си Стэллион” — основной тран-
спортный для 38 солдат и трех членов экипа-
жа; построено 139 вертолетов;
НН-53В.С — спасательный с увеличен-
ным радиусом действия;
CH-53D “Си Стэллион” — со складывае-
мыми лопастями для морской пехоты;
YCH-53E “Супер Стэллион” — прототип
нового поколения вертолета с тремя двигателя-
ми T64-GE-415, семилопастным несущим
винтом с увеличенным диаметром и рулевым
винтом увеличенного диаметра; первый полет
состоялся в 1974 г;
ВЕРТОЛЕТЫ ВОЕННОГО НАЗНАЧЕНИЯ
133
СН-53Е “Супер Стэллион” — транспортный
нового поколения; первый полет состоялся
в 1980 г.
Всего построено свыше 600 вертолетов S-65.
Пассажирский одновинтовой вертолет с
рулевым винтом S-76 Спирит совершил пер-
вый полет в 1977 г., а в 1982 г. было построено
уже 374 экземпляра. Металлокомпозициониый
фюзеляж полумонококовой конструкции со-
стоит из двухместной кабины экипажа и 12-
местной пассажирской кабины. Для привода
четырехлопастного несущего винта и четырех-
лопастного рулевого винта использованы два
газотурбинных двигателя Аллисон С25О-СЗО.
Шарнирный несущий винт имеет эластомер-
ные подшипники и титаново-композицион-
ные лопасти. Шасси — трехопорное, убирае-
мое в полете. На вертолете установлено 12
мировых рекордов, в числе которых рекорд
скорости (343 км/ч на базе 15/25 км). Вертолет
производится в следующих версиях:
S-76 — основной, гражданский, многоце-
левой;
S-76 МкН — улучшенный гражданский,
производимый с 1982 г., в котором введено
много конструкционных улучшений и исполь-
зован двигатель С250-С305 фирмы Аллисон;
S-76B МкН с двигателями РТ6В-36 фирмы
Пратг-Уитни (Канада).
Средний многоцелевой и транспортный
вертолет S-92 предназначен для замены ши-
роко распространенных вертолетов S-70 и спо-
собный успешно конкурировать с разрабаты-
ваемым в Европе вертолетом NH-90. Вертолет
разработан в двух вариантах: гражданском и
военном с максимальной общностью конст-
рукции и систем. Макет вертолета впервые де-
монстрировался на авиационной выставке в
Фарнборо в 1992 г. Вертолет выполнен по од-
новинтовой схеме с рулевым винтом, двумя
ГТД и трехопорным шасси.
Фюзеляж имеет каркасную конструкцию
из алюминиевых сплавов с широким примене-
нием композиционных материалов (до 40%
массы конструкции). По бокам фюзеляжа име-
ются большие обтекатели, в которых разме-
щены топливные баки и главные опоры шасси.
Хвостовая балка овального сечения переходит
на конце в стреловидное вертикальное опере-
ние, на котором справа установлен под углом
рулевой винт, а слева — горизонтальное опере-
ние трапециевидной формы в плане, поддер-
живаемое подкосом.
Шасси — убирающееся трехопорное,
с носовой опорой и сдвоенными колесами на
всех опорах, как на вертолете S-65. Несущий
винт — четырехлопастный с эластомерными
шарнирами на втулке. Лопасти несущего вин-
та полностью изготовлены из композицион-
ного материала, имеют прямоугольную форму
в плане с сужающимися закоицовками с уг-
лом стреловидности по передней кромке 30°,
отогнутыми вниз под углом 20°. Такая кон-
фигурация законцовок обеспечивает повыше-
ние КПД несущего винта и уменьшает уро-
вень шума. Рулевой винт — четырехлопаст-
ный, с шарнирным креплением лопастей,
изготовленных из композиционного материа-
ла. Силовая установка состоит из двух ГТД
Дженерал Электрик CT7-6D взлетной мощно-
стью по 1305 кВт. Двигатели установлены над
фюзеляжем за главным редуктором в отдель-
ных обтекателях с боковыми воздухозаборни-
ками с ПЗУ. Максимальная взлетная масса с
грузом в кабине 10,93 т, с грузом на внешней
подвеске 12,02 т.
1.6.2. ВЕРТОЛЕТЫ ВОЕННОГО
НАЗНАЧЕНИЯ
Работы по созданию боевых вертолетов »
США начались в 50-х годах. Во время войны
в Корее выявилась необходимюсть в специа-
лизированных боевых вертолетах для эскорти-
рования многоцелевых и транспортных вер-
толетов и непосредственной поддержки на-
земных войск. Попытки решения этой задачи
установкой неуправляемых авиационных ра-
кет (НАР) калибром 70 мм и пулеметов
калибром 7,62 и 12,7 мм на уже имевшиеся
легкие разведывательные вертолеты ОН-13
фирмы Белл и многоцелевые транспортные
вертолеты UH-19 (S-55) фирмы “Сикорский”
не дали успеха: это значительно утяжелило их
конструкцию и ухудшило летные харак-
теристики.
Для успешного проведения транспортно-
десантных операций необходимы боевые
вертолеты, эскортирующие транспортные вер-
толеты, большей скорости и лучшей манев-
ренности; скорость боевых эскортирующих
вертолетов должна быть на 40% больше ско-
рости транспортных вертолетов.
Ведущими вертолетостроительными фир-
мами Белл, Боинг-Вертол, Камак и “Си-
корский” (США) были модифицированы иод
установку вооружения серийные легкие много-
целевые вертолеты UH-1 и UH-2 и даже транс-
портные вертолеты CH-3 (S-61) и СН-47,
снабженные турельными установками с пуле-
134
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
метами калибром 7,62 и 12,7 мм или гранато-
метами калибром 40 мм и пилонами для креп-
ления НАР и контейнеров с пулеметами и
пушками калибром 20 и 30 мм. Хотя эти вер-
толеты были значительно облегчены по срав-
нению с исходными, они мало отличались от
них по летным характеристикам, были недос-
таточно эффективны, поэтому эти разработки
были прекращены.
Уже в 1969 г. была поставлена задача по
созданию в США специализированного бое-
вого вертолета с экипажем из летчика и
стрелка, управляемым пулеметом или гранато-
метом на турельной установке и различным
неуправляемым оружием, а также с улучшен-
ной аэродинамикой для достижения большей
скорости полета по сравнению с обычными
вертолетами.
Для ускорения разработки нового боевого
вертолета, срочно потребовавшегося в связи с
началом войны во Вьетнаме, было решено ис-
пользовать в его конструкции основные агре-
гаты и системы хорошо зарекомендовавшего
в эксплуатации легкого многоцелевого верто-
лета Белл UH-1 “Ирокез”. Фирма Белл пред-
варительно провела разработку концепции
легкого боевого вертолета “Уорриер”, в про-
цессе которой был решен ряд важных проблем
и определены оптимальные компоновки вер-
толета, кабины экипажа и размещения воору-
жения, апробированные на легком экспери-
ментальном вертолете “Сиукс Скаут”, являв-
шемся развитием легкого вертолета Белл 47.
В 1965 г. была завершена постройка пер-
вого опытного боевого вертолета АН (Attack
Helicopter), и состоялся его первый полет.
Специализированный боевой вертолет АН-1
“Хью Кобра” фирмы Белл (рис. 1.6.4), соз-
данный на базе многоцелевого вертолета
UH-1 “Хью” с той же несущей системой и си-
ловой установкой, имел следующие основные
особенности:
двухлопастный несущий винт, как на вер-
толете UH-1, но отличающийся концевыми
частями лопастей, для которых были примене-
Рис. 1.6,4. Боевой вертолет АН-1 “Хью Кобра”
ны скоростные профили с меньшей относи-
тельной толщиной;
большую энерговооруженность — при
взлетной массе 4,31 т вертолет был снабжен
одним ГТД мощностью 1 030 кВт;
двух членов экипажа — стрелка, находя-
щегося в передней кабине, и летчика в задней
кабине и поднятого над кабиной стрелка, с
улучшенным обзором;
фюзеляж с улучшенными аэродинамичес-
кими формами и уменьшенным в 3 раза по
сравнению с вертолетом UH-1 вредным соп-
ротивлением;
крыло для разгрузки несущего винта и
размещения вооружения (контейнеров с НАР
калибром 70 мм или пулеметов калибром
12,7 мм);
подфюзеляжную турельную установку с
пулеметом калибром 7,62 мм или гранатоме-
том калибром 40 мм (максимальная масса бо-
евой нагрузки 450 кг);
бронированную кабину экипажа и наибо-
лее важных агрегатов и увеличенную проч-
ность планера (расчетная перегрузка 3,5 g).
С 1967 г. вертолеты АН-1 начали исполь-
зоваться в военных действиях во Вьетнаме.
За 12 лет было поставлено 1560 однодвигатель-
ных вертолетов AH-1G и усовершенствован-
ных модификаций Q, S, Е и F, используемых
кроме США в Японии и других странах и от-
личающихся более мощным вооружением.
Для корпуса морской пехоты США, кото-
рого не удовлетворяли однодвигательные вер-
толеты AH-1G и Q были разработаны и по-
ставлены 350 двухдвигатедьных вертолетов
AH-1J “Си Кобра”, которые также использо-
вались в военных действиях во Вьетнаме, а
позже поставлялись ВВС Ирана.
Вертолеты AH-1J отличались более мощ-
ным вооружением (из двух пушек калибром
20 мм на турельной установке и подвеской
ПТУР, НАР и даже управляемых ракет “воз-
дух — воздух”).
Развитием вертолетов AH-1J стали усо-
вершенствованные боевые вертолеты АН-IT и
AH-1W “Супер Кобра” со “стеклянной” ка-
биной и увеличенной боевой нагрузкой,
построенные серией из 180 вертолетов. Была
разработана новая модификация AH-1BW с
четырехлопастным несущим винтом, с бес-
шарнирным креплением лопастей, изготов-
ленных из композиционного материала.
Параллельно с созданием вертолета АН-1,
ставшего в США боевым вертолетом первого
поколения, в 1963 г. была начата разработка
новой программы AAFSS (Advanced Aerial Fire
ВЕРТОЛЕТЫ ВОЕННОГО НАЗНАЧЕНИЯ
135
Рис. 1.6.5. Боевой винтокрыл Локхид АН-56 “Шайен”
Support System) создания усовершенствованного
боевого винтокрылого аппарата для непосред-
ственной поддержки. По сравнению с АН-1
новый вертолет должен иметь в 2 раза большую
боевую нагрузку (около 910 кг) и максималь-
ную скорость при броске (420 км/ч), возмож-
ность полета с автоматическим следованием
рельефу местности, систему автоматической
стабилизации, РЛС и ИК-оборудование.
Из 12 представленных на конкурс про-
ектов в 1965 г. был выбран винтокрыл Локхид
АН-56 "Шайен”1, десять опытных винтокры-
лов АН-56 было построено в 1967—1968 гг.
(рис. 1.6.5). В ходе летных испытаний выяви-
лось, что винтокрыл АН-56, представленный
фирмой Локхид, не имеющей большого опыта
разработки винтокрылых аппаратов, несмотря
на продемонстрированные высокие летно-тех-
нические характеристики, оказался в эксплу-
атации сложной и многопроблемной маши-
ной, в конструкции которой был использован
ряд новых решений, связанных с техническим
риском: новая компоновочная схема с боль-
шим крылом, бесшарнирным несущим вин-
том с упругим креплением лопастей и толка-
ющим воздушным винтом, расположенным за
рулевым винтом.
Во время летных испытаний один винток-
рыл потерпел катастрофу, а второй — разру-
шился в аэродинамической трубе из-за неус-
тойчивости несущего винта. В результате в 1969 г.
начавшееся уже серийное производство зака-
занных 375 винтокрылов было прекращено.
В 1970 г. опытные боевые вертолеты “Кинг
Кобра " и S-67 представили фирмы Белл и “Си-
корский”. Они были также двухместными,
являлись усовершенствованными модификаци-
ями известных вертолетов “Си Кобра” и S-61,
однако по летным характеристикам уступали
боевому винтокрылу АН-56, поэтому не были
приняты на вооружение. Более совершенным
из них оказался вертолет с крылом S-67, на ко-
тором в 1970 г. был установлен мировой ре-
корд скорости 354,95 км/ч на базе 15...25 км и
продемонстрирована высокая маневренность:
на вертолете неоднократно выполнялись петли
Нестерова и бочки. Однако при демонстрации
на авиационной выставке в Фарнборо в 1974 г.
вертолет потерпел катастрофу, и разработка
позже была прекращена.
По новой программе создания усо-
вершенствованного боевого вертолета ААН
(Advanced Attack Helicopter) он должен был
иметь в основном такое же оборудование и си-
стемы, как на боевом винтокрыле, и экипаж из
летчика и стрелка-оператора, но силовая
установка должна была состоять не из одного,
а из двух ГТД, расположенных по бокам фюзе-
ляжа, а главное, максимальная крейсерская
скорость была ограничена 280 км/ч, что позво-
ляло использовать традиционную схему верто-
лета, не прибегая к схеме винтокрыла, зато
большее внимание было уделено защите эки-
пажа и повышению живучести.
На конкурс по программе ААН было по-
дано десять проектов, из которых были отоб-
раны два: вертолеты УАН-63 фирмы Белл, яв-
ляющийся развитием вертолета “Кинг Кобра”,
и АН-64 фирмы Хыоз с усовершенствованны-
ми несущим и рулевым винтами. После про-
должительных испытаний лучшим был при-
знан в 1978 г. вертолет АН-64А “Апач"фирмы
Хьюз, доводившийся еще в течение трех лет
(рис. 1.6.6). Серийное производство вертоле-
тов АН-64А было начато в 1981 г. и завершено
Рис. 1.6.6. Боевой вертолет Хьюз АН-64 “Апач”
136
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
а 1993 г.; было построено 811 вертолетов, кото-
рые стали основными боевыми вертолетами ар-
мии США и других стран. В 1994 г. вертолеты
“Апач” начали производиться фирмой Уэстленд
по лицензии в Соединенном Королевстве.
Вертолеты АН-64А имеют вооружение из
пушки калибром 30 мм и 8-16 ПТУР "Хелл-
файр” с полуактивной лазерной системой
наведения, снабжены системой обнаружения и
опознавания целей и управления огнем, вклю-
чающей ИК-системы ночного видения и ла-
зерный целеуказатель.
Общая стоимость программы разработки
и серийного производства 811 вертолетов
АН-64А составила 11,7 млрд, долларов, вклю-
чая 1230 млн. долларов на НИОКР, а средняя
цена одного вертолета 14,3 млн. долларов.
Позже серийное производство вертолетов
АН-64А было продолжено, и общее число по-
ставленных вертолетов возросло до 937 эк-
земпляров.
Учитывая неизбежные потери в военных
действиях боевых вертолетов АН-64А, отлича-
ющихся очень высокой стоимостью, планируя
боевые операции по принципу “стоимость-эф-
фективность”, было предложено комбиниро-
ванное использование дорогих и сложных боевых
вертолетов АН-64А в сочетании с дешевыми лег-
кими разведывательными вертолетами ОН-58А
фирмы Белл, средняя цена которых составля-
ла 0,5...0,65 млн. долларов. Для этого было
принято решение модифицировать 315 верто-
летов ОН-58А в модификацию OH-58D с РЛС
миллиметрового диапазона в сферическом об-
текателе над втулкой четырехлопастного несу-
щего винта.
Вертолет OH-58D с такой системой,
подобной перископу, оставаясь под прикры-
тием деревьев или других препятствий, мог
обнаруживать цель и “подсвечивать” ее с
помощью лазерного целеуказателя для наведе-
ния ПТУР боевого вертолета АН-64А "Апач”.
Однако цена модифицированного вертолета
OH-58D возросла до 8,7 млн. долларов, т.е. в
десятки раз по сравнению с исходным верто-
летом ОН-58А, и стала сопоставимой с ценой
боевого вертолета АН-64А “Апач”.
Легкие разведывательные вертолеты
ОН-58А фирмы Белл и ОН-6А фирмы Хыоз
было найдено целесообразным оснастить воо-
ружением из ПТУР и использовать в качестве
легких противотанковых вертолетов. По сво-
им боевым возможностям они существенно
уступали боевым вертолетам АН-1 и особенно
АН-64, поэтому в вооруженных силах США
они не получили широкого применения, зато
стали поставляться во многие страны, не рас-
полагающие необходимыми средствами для
закупки более сложных и дорогих вертолетов
АН-1 и АН-64.
Стараясь сохранить боевые вертолеты
АН-64А “Апач” на вооружении в XXI веке,
армия США начала большую программу их
модернизации под установку на них РЛС мил-
лиметрового диапазона “Лонгбоу” в обтека-
теле над втулкой несущего винта. Первона-
чально предполагалось модернизировать 748
оставшихся на вооружении вертолетов АН-64А,
оснастив их РЛС “Лонгбоу” и усовершенст-
вованными ПТУР “Хеллфайр” И.
Модернизированные вертолеты AH-64D
“Апач Лонгбоу” могут эффективно использо-
ваться без сопровождения вертолетами OH-58D
в любое время дня и ночи при любой погоде.
По первому этапу программы в 1993 г. нача-
лась модернизация 232 вертолетов, которая
продлится до 2006 г., а общая стоимость ее со-
ставит 1,9 млрд, долларов при цене модерниза-
ции одного вертолета 14,1 млн. долларов, кото-
рая сопоставима с закупочной ценой исходного
вертолета АН-64А.
На втором этапе предусмотрена модерни-
зация еще 296 вертолетов АН-64А в модифика-
цию AH-64D с тем, чтобы модернизированные
528 вертолетов AH-64D остались на вооруже-
нии до 2020 г. Первый модернизированный
боевой вертолет AH-64D совершил первый по-
лет в 1997 г., а с 1999 г. будут ежемесячно мо-
дернизироваться пять вертолетов.
Пытаясь объединить функции разведыва-
тельных и боевых вертолетов, а также легких
многоцелевых вертолетов, в 1981 г. начались
исследования вертолета нового поколения по
программе LHX(Light Helicopter Experimental),
названные самой масштабной вертолетной
программой, разрабатываемой когда-либо в
мирное время и соответствующей доктрине
“Air Land Battle 2000” (совместные действия
воздушных и сухопутных войск в 2000 г.). Пер-
воначально предполагалось заказать от 4000
до 6000 вертолетов LHX, чтобы заменить ис-
пользуемые в вооруженных силах США и деся-
ти различных модификациях многоцелевые
вертолеты UH-1, легкие разведывательные
вертолеты ОН-58 и ОН-6 и боевые вертолеты
АН-1, а затем и АН-64, одним типом верто-
лета, что должно было не только упростить
эксплуатацию армейских вертолетов, но и
снизить ее стоимость.
Программа LHX стала самой длительной
по разработке и самой дорогой из вертолетных
программ и много раз пересматривалась. Уста-
ВЕРТОЛЕТЫ ВОЕННОГО НАЗНАЧЕНИЯ
137
новив, что один тип легкого вертолета LHX не
сможет заменить все армейские вертолеты, ре-
шили проводить разработку двух типов: мно-
гоцелевого LHX-Util и разведывательно-бое-
вого LHX-Scaut, а программу их закупок
сократить до 2 096 вертолетов.
В 1987 г. программа была вновь пересмот-
рена: было решено разрабатывать один разве-
дывательно-боевой вертолет RAH (Recoine-
caense Attack Helicopter), который будет
произведен серией из 1292 вертолетов. При
этом существенно изменились в сторону упро-
щения и тактико-технические требования.
Если первоначально в ТТТ задавалась крей-
серская скорость 525 км/ч, что сразу же ис-
ключало использование схемы вертолета и
даже винтокрыла, так как обеспечение такой
скорости могло быть осуществлено только при
использовании различных схем преобразуемых
винтокрылых аппаратов, то в дальнейшем крей-
серская скорость была ограничена до 300 км/ч.
На первый конкурс по программе LHX
в 1984 г. представлен ряд экзотических проек-
тов, среди которых были:
вертолет-самолет фирмы Белл с поворот-
ными винтами;
винтокрыл фирмы “Сикорский” с соосны-
ми несущими винтами (рис. 1.6.7), использую-
щими концепцию опережающей лопасти АВС,
и толкающим винтом в кольцевом канале;
вертолет фирмы Хьюз с крылом и систе-
мой NOTAR вместо рулевого винта не только
для уравновешивания реактивного крутящего
момента, но и для создания пропульсивной
тяги.
Первоначально в ТТТ к вертолету LH был
задан экипаж из одного летчика, который дол-
жен выполнять также функции стрелка-опе-
ратора. Для оценки возможности использова-
ния экипажа из одного летчика по программе
ARTI изучения различных усовершенствова-
ний для вертолета LHX была оборудована
одноместная кабина на боевом вертолете “Си-
корский” АН-76 и проведены испытания,
которые показали нецелесообразность этого
решения. Аналогичное решение было принято
ранее для истребителей-бомбардировщиков,
предназначенных “для работы по земле” и
имеющих, как правило, экипаж из двух чело-
век. Все боевые вертолеты, включая разраба-
тываемые новые, также имеют экипаж из двух
человек. Поэтому дальнейшая разработка вер-
толета RAH велась из условия, что экипаж его
будет включать летчика и стрелка-оператора.
Во втором туре конкурса в 1987 г. лучшим
был признан объединенный проект вертоле-
та RAH-66 "Команч” фирм Боинг и “Сикор-
ский”, выполненного по одновинтовой схеме
с вентилятором “фэнтэйл” вместо рулевого
винта (рис. 1.6.8). Вертолет RAH-66 был снаб-
жен пятилопастным несущим винтом с зака-
потированной втулкой и бесшарнирным креп-
лением лопастей со стреловидными опущен-
ными вниз законцовками.
В конструкции вертолета RAH-66 исполь-
зовался ряд оригинальных технических реше-
ний, или “ключевыхтехнологий”:
наклон вентилятора “фэнтэйл” для созда-
ния вертикальной составляющей тяги;
использование техники “стеле”, причем
особое внимание уделено уменьшению визу-
альной, акустической и ИК-заметности, при
этом специальная компоновка планера с
многими плоскими гранями способствовала
рассеянию лучей РЛС, обнаруживающей
вертолет;
поток газов ГТД вытекает через узкие
щели, смешиваясь с потоком воздуха, отбрасы-
ваемым несущим винтом; при этом не только
уменьшается температура газов, но и улучша-
ется обтекание хвостовой части фюзеляжа;
применена стандартная для армии матовая
черно-зеленая полиуретановая окраска, что
также способствовало снижению заметности.
Благодаря всем этим усовершенствов-
аниям эффективная поверхность рассеяния,
по которой оценивается радиолокационная
заметность, у вертолета RAH-66 уменьшена в
1000 раз по сравнению с вертолетом АН-64,
значительно снизилась визуальная и акусти-
ческая заметность.
Рис. 1.6.7. Вертолет “Сикорский” S-69 (ХН-59А)
Рис. 1.6.8. Вертолет RAH-66 “Комаич’
138
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
Особенностью вооружения вертолета
RAH-66 является конформное его размещение
внутри отсеков на открывающихся створках,
что также способствует снижению заметности
вертолета. Когда требования к заметности ста-
новятся неопределяющими, возможна установ-
ка дополнительного крыла для размещения во-
оружения на узлах подвески. В дополнение к
ПТУР, НАР и УР в отсеках вооружения или под
крылом вертолет снабжен пушкой калибром
30 мм на турельной установке под фюзеляжем.
Наиболее важным преимуществом верто-
лета RAH-66 должен стать комплект усовер-
шенствованного оборудования для выполне-
ния различных боевых задач, имеющий общие
элементы с оборудованием, разрабатываемым
для усовершенствованного истребителя F-22
по самой дорогостоящей программе ATF,
включающий систему “ночного пилотирова-
ния” с ИК-системой обзора и усовершенство-
ванной системой целеуказания (1/3 вертолетов
предполагалось оборудовать системой целеука-
зания “Лонгбоу” с РЛС-миллиметрового диа-
пазона).
Программа вертолета RAH-66 остается са-
мой приоритетной из вертолетных программ
США, хотя развитие ее осложнено рядом проб-
лем. После первого полета первого опытного
вертолета в 1996 г. выявился резонанс транс-
миссии, что потребовало дополнительных на-
земных испытаний и задержало второй полет, а
затем и третий из-за необходимости изменения
конструкции шасси. Второй опытный вертолет
совершил первый полет в 1999 г. Он снабжен
разведывательным оборудованием и нашлем-
ными прицелами для экипажа и будет исполь-
зован для испытаний комплекса оборудова-
ния, предназначенного для обеспечения
выполнения боевого задания.
Серийное его производство предполагает-
ся начать в 2005 г.
Предполагается, что вертолет RAH-66
“Команч”, появившись в эксплуатации только
в 2007 г., сможет долгие годы удовлетворять
потребности вооруженных сил, поэтому в бли-
жайшее время не предусматривается разработ-
ка программы нового боевого вертолета, сле-
дующего за "Команчем” поколения. Рассмат-
ривается возможность расширения функций
вертолета “Команч”, например, ведение воз-
душного боя, а также создание в дальнейшем
новых модификаций.
В нашей стране развитие боевых вертолетов
начиналось, как и за рубежом, с установки воо-
ружения на первые появившиеся в эксплуата-
ции вертолеты. Так, на легком многоцелевом
вертолете Ми-1 устанавливались ПТУР 'Ма-
лютка”, управляемые по проводам, и проводи-
лись их пуски. На десантно-транспортном вер-
толете Ми-4А, снабженном подфюзеляжной
гондолой для стрелка с подвижной установкой
НУВ-1 с пулеметом калибром 12,7 мм, был ус-
тановлен комплекс вооружения К-4В с
четырьмя ПТУР “Фаланга” или 96 НАР С5 в
шести блоках или четыре ФАБ по 250 кг на
внешних узлах подвески.
Позднее такой же комплекс вооружения
был установлен на первом транспортном
вертолете Ми-8Т, а последующие вертолеты
Ми-8Т были снабжены более мощным воору-
жением: на ферменных пилонах по бокам фю-
зеляжа устанавливались строенные держатели,
на которых размещались четыре ПТУР “Фалан-
га”, до шести блоков УБ-32 по 32 НАР С5 или
бомбы калибром 100, 250 и 500 кг, или четыре
пушечных контейнера с пушками 23 мм; в но-
совой части размещалась пулеметная уста-
новка НУВ-1 с пулеметом 12,7 мм, а в проемах
сдвижных дверей и окон — восемь шкворне-
вых установок с пулеметами 7,62 мм, что дела-
ло вертолет Ми-8ТВ самым тяжеловооружен-
ным вертолетом в мире.
В отличие от легких боевых вертолетов
АН-1 в нашей стране была начата разработка
транспортно-боевого вертолета с вооружени-
ем Ми-24, который мог использоваться не
только для непосредственной поддержки на
поле боя и борьбы с танками, но и для высад-
ки тактического десанта в зоне прорыва и для
эвакуации раненых с кабиной, в которой мог-
ли размещаться восемь десантников или четве-
ро раненых на носилках.
Идея создания такого вертолета, использу-
емого как боевая машина пехоты, принадлежит
М.Л.Милю, а его разработка была осуществле-
на под руководством М.Н.Тищенко. Первый
опытный вертолет (В-24) совершил первый по-
лет в 1969 г., серийное производство вертоле-
тов Ми-24А началось в 1970 г. (рис. 1.6.9),
Рис.1.6.9. Транспортио-боевой вертолет Ми-24
ВЕРТОЛЕТЫ ВОЕННОГО НАЗНАЧЕНИЯ
139
а с 1973 г. усовершенствованные вертолеты
Ми-24А стали поставляться странам Вар-
шавского договора. Вертолеты Ми-24 серийно
производились на заводах в г. Арсеньеве и
г. Ростове-на-Дону, где было построено более
3200 вертолетов, что превышает число всех бо-
евых вертолетов, построенных за рубежом.
Подобно тому, как в США вертолет АН-1
“Хыо Кобра” был разработан на базе вертоле-
та UH-1, вертолет Ми-24 разрабатывался с
использованием несущей системы, трансмис-
сии и двигателей вертолета Ми-8, что не толь-
ко ускорило разработку, но и обеспечило уни-
фикацию агрегатов и систем, а главное, уп-
рощало эксплуатацию вертолетов. Вертолет
Ми-24 имел обтекаемый фюзеляж с двух-
местной бронированной кабиной летчика и
стрелка, крыло для разгрузки несущего винта
и подвески вооружения и убирающееся шасси.
По вооружению и боевой эффективности
вертолет Ми-24 превосходил все зарубежные
вертолеты типа “летающего танка”. В различ-
ных вариантах на вертолете устанавливались
подвижная пулеметная или пушечная установ-
ка или неподвижная пушечная установка с
двуствольной пушкой калибром 30 мм; на
пусковых установках под крылом подвешива-
лись ПТУР “Фаланга”, сначала с ручной, а
затем с полуавтоматической системой наведе-
ния; позже стали устанавливаться сверхзвуко-
вые ПТУР “Штурм” с автоматическим прице-
лом, блоки НАР и даже УР “воздух — воздух”.
Вертолеты Ми-24 успешно применялись
в 30 различных военных конфликтах, где
использовались не только для непосредствен-
ной поддержки и борьбы с бронетанковой тех-
никой, но и для доставки десантников, эваку-
ации раненых, спасения экипажей сбитых
самолетов и вертолетов и других подобных
задач.
Вертолеты Ми-24 отличаются хорошими
летными характеристиками и высокой манев-
ренностью. Еще в 1975 г. на рекордном
варианте вертолета А-10 без вооружения был
установлен абсолютный рекорд скорости
368,4 км/ч на базе 15...25 км, превышенный
только через 11 лет на вертолете “Супер
Линкс”, а всего на вертолетах А-10 было уста-
новлено семь мировых рекордов. Вертолеты
Ми-24 успешно используются пилотажной
группой центра боевого применения и пере-
учивания летного состава, для демонстрации
высшего пилотажа на авиационных праздни-
ках и выставках.
Учитывая, что вертолеты Ми-24 хорошо
зарекомендовали себя в военных действиях и
многие из них еще находятся на вооружении
стран СНГ и ряда зарубежных стран, была
предложена глубокая модернизация существу-
ющего парка вертолетов Ми-24 для продления
их сроков службы и повышения боевой
эффективности за счет унификации вооруже-
ния с новым боевым вертолетом Ми-28.
Разработаны модифицированный вертолет
Ми-24М и его экспортный вариант Ми-35М с
усовершенствованным оборудованием и во-
оружением вертолета Ми-28, который произ-
водится серийно. Дополнением к вертолетам
Ми-24М стали вертолеты-штурмовики Ми-8
АМТШ, вооруженные ПТУР “Штурм” и от-
личающиеся меньшей стоимостью, которые
также производятся серийно.
Палубный транспортно-боевой вертолет
Ка-29, разработанный в ОКБ им. Н.П.Камова
под руководством генерального конструктора
С.В.Михеева, явился развитием противолодоч-
ного вертолета Ка-27 двухвинтовой соосной
схемы и может перевозить до 16 десантников
или четырех раненых на носилках. На внеш-
них подвесках могут устанавливаться восемь
ПТУР “Штурм” или 80 НАР, или два контей-
нера с пушками калибром 23 мм. Для обеспе-
чения боевой живучести кабина экипажа и
важнейшие агрегаты бронированы, топливные
баки протестированы. Вертолеты Ка-29 посту-
пили на вооружение ВМС в 1995 г.
С появлением в США усовершенствован-
ного боевого вертолета АН-64 “Апач” к раз-
работке подобного вертолета приступили ОКБ
им. М.Л.Миля и Н.П.Камова.
Новые боевые вертолеты Ми-28 (рис.
1.6.10) и Ка-50 (см. рис. 3.2.4) относятся к
новому поколению боевых вертолетов и обла-
дают более высокой боевой эффективностью,
чем вертолеты Ми-24, и лучшими летно-тех-
ническими характеристиками, в первую оче-
Рис. 1.6.10. Боевой вертолет Ми-28
140
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
редь более высокой маневренностью, позво-
лявшей выполнять сложные фигуры высшего
пилотажа, вызывавшие неоднократное восхи-
щение в демонстрационных полетах на меж-
дународных выставках и авиационных салонах
в г. Жуковский.
Будучи разными по конструкции и вы-
полненными по традиционным для ОКБ им.
М.Л.Миля одновинтовой схеме и для ОКБ им.
Н.И.Камова двухвинтовой соосной схеме, вер-
толеты предназначены для решения близких
задач, из которых важнейшими являются по-
иск и уничтожение бронетанковой техники и
живой силы на поле боя, а также воздушных
целей в сложных погодных и природных усло-
виях. Оба вертолета снабжены уникальными
навигационно-прицельными комплексами в
сочетании с ЭВМ, но у вертолета Ми-28А
экипаж состоит из двух человек — летчика и
оператора, а у вертолета Ка-50 — из одного
человека, выполняющего функции и летчика,
и оператора, что требует высокого уровня ав-
томатизации и впервые в мировой практике
осуществлено для боевых вертолетов. Следует
отмстить, что многие проблемы для верто-
летов Мн-28А и, особенно, Ка-50, решены
впервые в мировой практике.
Оба вертолета Ми-28 и Ка-50 имеют мощ-
ное бронирование экипажа и основных сис-
тем и безопасно повреждаемую конструкцию
основных агрегатов, позволяющую противо-
стоять пулям и снарядам калибром 20 мм.
Конструкции шасси и крепления кресел
экипажа обеспечивают безопасную аварийную
посадку, значительно уменьшая воздей-
ствующие перегрузки. На вертолете Ка-50,
получившем название “Черная акула”, впер-
вые в мировой практике вертолетостроения
использовано катапультное кресло К-37,
обеспечивающее катапультирование летчика
во всем диапазоне скоростей полета с пред-
варительным отстрелом лопастей несущего
винта.
Вооружение вертолетов состоит из автома-
тической пушки 2А42 калибром 30 мм,
разработанной для боевых машин пехоты.
Кроме того, для борьбы с бронетанковой тех-
никой вертолеты могут нести до 16 сверхзву-
ковых ПТУР “Штурм” или "Вихрь” с лазер-
ным наведением и дальностью 8 км и по два
блока по 20 НАР. Вертолеты могут быть также
вооружены ракетами “воздух — воздух” для
борьбы с самолетами и вертолетами, что дела-
ет их не только конкурентоспособными, но и
превосходящими лучшие зарубежные боевые
вертолеты.
Вертолеты Ми-28 и Ка-50 успешно про-
ходили летные испытания в конкурсе на но-
вый боевой вертолет для военной авиации, в
котором предпочтение было отдано одномест-
ному вертолету Ка-50, заказанному предвари-
тельной серией из 12 вертолетов, а затем еще
из 24. Достигнуты также соглашения о постав-
ках вертолетов Ка-50 за рубеж.
На базе вертолетов Ми-28 и Ка-50 созданы
новые усовершенствованные модификации.
Опытный вертолет Ми-28Н (ночной) оснащен
электронным интегрированным комплексом
бортового радиоэлектронного оборудования
пятого поколения для круглосуточного всепо-
годного применения и полета с огибанием рель-
ефа местности на высоте 5...15 м в автоматичес-
ком режиме. Вертолет оснащен надвтулочной
РЛС-миллиметрового диапазона “Арбалет” и
тепловизионной системой ночного видения в
носовой части.
Двухместный вертолет Ка-52 "Аллига-
тор" (.рис. 1.6.11), является развитием Ка-50.
Вертолет Ка-52 имеет расположенные рядом
сиденья экипажа, предназначен, как и Ми-28Н,
для всепогодного круглосуточного примене-
ния и способен решать более широкий спектр
задач, чем вертолет Ка-50, имея на 85% об-
щую с ним конструкцию. На Ка-52, как и на
Ми-28Н, применена БРЛС “Арбалет”, ус-
тановленная над кабиной; в дальнейшем в
состав вооружения входит усовершенствован-
ный вариант ПТУР “Шквал” с большей даль-
ностью и увеличенной бронепробиваемостыо
и ракета “Игла” класса “воздух—воздух”,
а также НАР.
Фирма “Камов” учла зарубежные требова-
ния к боевым вертолетам и, участвуя в тенде-
ре Турции на боевой вертолет, предложила но-
вый вариант Ка-52-2 с двухместной кабиной,
Рис. 1.6.11. Боевой вертолет Ка-52
ВЕРТОЛЕТЫ ВОЕННОГО НАЗНАЧЕНИЯ
141
Рис. 1.6.12. Проект боевого вертолета Ми-40
сиденья в которой расположены тандемом.
Разработка вертолета ведется совместно с из-
раильской фирмой IAI, оснащающей вертолет
новейшей бортовой электроникой и воору-
жением, а также обеспечивающей долгосроч-
ное обслуживание.
На базе вертолета Ми-28 разработан пер-
спективный вертолет Ми-40 (рис. 1.6.12), вы-
полняющий функции боевой машины пехоты
и предназначенный для аэромобильных частей
быстрого развертывания. Имея несущую сис-
тему, трансмиссию и силовую установку вер-
толета Ми-28, вертолет Ми-40 имеет больший
по размерам фюзеляж, в бронированных каби-
нах кроме экипажа из двух человек может раз-
меститься до восьми десантников, которые
могут вести огонь через люки из штатного ору-
жия. Вооружение вертолета составляет пушка
калибром 23 мм на турельной установке, а
также ПТУР или блоки с НАР.
В европейских странах развитие боевых
вертолетов шло по такому же пути, что и в
США и России, но с некоторым запаздывани-
ем и меньшим размахом.
В Польше на базе производившегося там
по лицензии многоцелевого вертолета Ми-2 и
его развития вертолета W-3A “Сокол” в 1997 г.
был разработан боевой вертолет PZL-Свидник
“Гусар”, который оснащен вооружением из
ПТУР “Хеллфайр” II, прицельной системой с
очками ночного видения и усовершенствован-
ным оборудованием. Предполагается модерни-
зация 100 вертолетов W-3A “Сокол” в боевые
вертолеты “Гусар”.
В Соединенном Королевстве первона-
чально в качестве боевых использовались ев-
ропейские легкие разведывательные и много-
целевые вертолеты “Скаут” и “Уосп”, а позже
“Линкс”, вооруженные НАР и ПТУР и
использовавшиеся в военных действиях на
Фолклендских островах.
Во Франции использовались вертолеты
“Алуэтт” и “Газель”, также вооружаемые
ПТУР и НАР.
В Германии вертолеты Во. 105 использова-
лись в Бундесвере как легкие противотанковые
вертолеты по объединенной с Францией про-
грамме РАН-1 (Panzem Abwehr Hubschrauber),
ставящей целью разработку противотанкового
вертолета для ведения боевых операций в ев-
ропейских условиях. На первом этапе про-
граммы РАН-1 Бундесвер был оснащен 212
вертолетами Во. 105, вооруженных ПТУР
“Toy”, а для французской армии использова-
лись вертолеты SA342 “Газель”, вооруженные
ПТУР “Хот”.
В Италии фирмой Агуста была начата раз-
работка нового боевого вертолета на базе мно-
гоцелевого вертолета А. 109, также оснащавше-
гося ПТУР. Новый боевой вертолет А. 129
“Мангуста” совершил первый полет в 1983 г.
Он имел узкий фюзеляж, двухместную кабину
для стрелка и летчика. На подвесках под
крылом размещались четыре контейнера для
52 НАР или шесть ПТУР “Хеллфайр”, преду-
сматривалась также установка пулеметов или
пушек в контейнерах.
Создавая вертолет А. 129, фирма Агуста
рассчитывала не только на поставки 200 верто-
летов для армии Италии, но и на поставки
200...300 вертолетов на экспорт в европейские
страны. Однако армия Италии заказала только
60 вертолетов и еще 20 заказала армия Дании.
Это объяснялось тем, что вертолет А.129 по
боевой нагрузке и летным данным уступал эк-
спортируемому усовершенствованному амери-
канскому боевому вертолету AH-1Q фирмы
Белл “Хью Кобра”.
Фирма Агуста срочно разработала для по-
ставок на экспорт новую усовершенство-
ванную модификацию А.129 “Интернешнл” с
новым пятилопастным несущим винтом и
142
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
ГТД большей мощности. Вооружение состояло
из пушки калибром 20 мм на турельной уста-
новке под фюзеляжем и ПТУР “Хеллфайр”
или “Хот” и НАР в контейнерах, т.е. не усту-
пало вооружению вертолета AH-1Q, тем не ме-
нее новый вертолет не стал экспортироваться,
но будет производиться для армии Италии.
Пытаясь создать собственный европей-
ский боевой вертолет, превосходящий “Хью
Кобру” и не уступающий вертолету “Апач”,
Германия и Франция в 1984 г. начали совмест-
ную разработку боевого вертолета нового по-
коления РАН-2, по которой были созданы про-
тивотанковый вертолет "Тигр" для армии
Германии и вертолет непосредственной под-
держки “Жерфо ” для армии Франции. Про-
грамма разработки этих вертолетов несколько
раз пересматривалась из-за различных требо-
ваний и большой стоимости. Было построено
пять опытных вертолетов, совершивших по-
леты в 1991—1994 гг.
Первоначально предполагалось, что Герма-
нии потребуется 212 противотанковых и 75 вер-
толетов непосредственной поддержки, а Фран-
ции 140 вертолетов непосредственной под-
держки, которые будут поставлены до 2010 г.,
затем этот срок был продлен до 2020 г. В связи
с ограничением ассигнований предусматрива-
ются начальные поставки Германии и Фран-
ции по 80 вертолетов с возможным продолже-
нием закупок.
Новая модификация вертолета "Тигр”
разработана с усовершенствованным обору-
дованием и вооружением. Вертолет “Тигр”
(рис. 1.6.13) по летным характеристикам при-
ближается к "Апачу”, но имеет меньшие раз-
меры, ГТД меньшей мощности и меньшую
боевую нагрузку. Расчетная цена вертолета
10...12 млн. долларов, т.е. приближается к пер-
воначальной средней цене вертолета АН-64А
“Апач”. При этом вертолет “Тигр” будет снаб-
жен иадвтулочной РЛС-миллиметрового диа-
пазона и системой “Флир” в носовой части,
подобным тем, которые устанавливаются на
Рис.1.6,13. Боевой вертолет “Тигр;
модифицированном вертолете AH-64D “Апач
Лонгбоу”.
По мнению руководителей авиакосми-
ческой промышленности Германии и Франции
программа боевого вертолета “Тигр” должна
стать самой приоритетной из европейских вер-
толетных программ, но для этого необходима
финансовая поддержка правительств Герма-
нии и Франции, а также Соединенного Коро-
левства.
Неожиданным стало появление в 1990 г.
на рынке боевых вертолетов нового боевого
вертолета CSH-2 "Роиволк", разработанного
в ЮАР на базе несущей системы и агрегатов
производившегося там по лицензии француз-
ского вертолета AS. 332 “Супер Пума”. По
своей компоновке и летным характеристикам
он приближается к вертолету АН-64А “Апач”,
имея даже большие по мощности ГТД,
несколько большую взлетную массу и такое же
вооружение, но отличаясь меньшей стои-
мостью. ВВС ЮАР заказали 16 вертолетов
“Роиволк”, которые позже успешно демон-
стрировались на ряде авиакосмических выста-
вок, конкурируя с боевыми вертолетами США
и России.
Япония, использовавшая ранее в своих
силах самообороны американские боевые вер-
толеты АН-IS “Хью Кобра” и АН-IT “Супер
Кобра”, а также легкие разведывательные и
боевые вертолеты OH-6D, для замены этих
вертолетов на фирме “Кавасаки” в 1992 г. на-
чала разработку нового легкого разведыватель-
но-боевого вертолета ОН-Х, который стал пер-
вым вертолетом, полностью разработанным
японскими специалистами (до этого в Японии
вертолеты производились только по американ-
ским лицензиям).
Первый опытный боевой вертолет ОН-Х
совершил полет в 1996 г. Он выполнен по одно-
винтовой схеме с вентилятором “фенестрон” и
снабжен двумя японскими ГТД и японским
оборудованием и вооружением, отличается ис-
пользованием новейших технических решений
и широким использованием композиционных
материалов.
Вертолет вооружен ПТУР и УР “воздух—
воздух” ближнего боя с ИК-головкой само-
наведения, оснащен оптической системой для
наблюдения и разведки, а также надвтулочной
РЛС с ИК-системой обзора и лазерным даль-
номером-целеуказателем и системой передачи
данных дальнего радиолокационного обнару-
жения. Предполагается производство 150 — 200
вертолетов для сил самообороны Японии.
КОРАБЕЛЬНЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ
143
Подобный по компоновке и характеристи-
кам боевой вертолет КМН (Corean Military
Helicopter) разрабатывается фирмой KAL
(Korean Air lines) в Южной Корее, где может
потребоваться до 500 вертолетов КМН в бое-
вом и многоцелевом вариантах. Вертолет КМН
расчитан на экипаж из двух человек, сидящих
рядом, и сможет перевозить до шести солдат.
На пилонах размещается вооружение из четы-
рех ПТУР и двух контейнеров с НАР калибром
70 мм, возможно вооружение УР “воздух — воз-
дух” или контейнерами с пулеметами. В носо-
вой части размещается система прицеливания
ФЛИР, а для самообороны будут использо-
ваться только пассивные средства в виде уст-
ройств для постановки помех.
Мировой рынок продаж военных вертоле-
тов отличается стабильностью несмотря на со-
кращение поставок военных вертолетов за пос-
ледние 12 лет в 2,5 раза, объем продаж их мало
изменился из-за значительного возрастания их
цены. В 2000—2009 гг. продажа военных вер-
толетов должна стабилизироваться на уровне
450—490 вертолетов в год, а общая стоимость
продаваемых военных вертолетов составит
30 млрд, долларов. Далеко не все страны могут
позволить себе содержать на вооружении
сверхзвуковые боевые самолеты, но практиче-
ски все страны, включая даже слаборазвитые,
уже располагают боевыми вертолетами различ-
ных типов (в зависимости от своих финан-
совых возможностей) или нуждаются в новых
боевых вертолетах.
1.6.3. КОРАБЕЛЬНЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ
Специфика работы техники и людей в ус-
ловиях моря определила едва ли не первосте-
пенную задачу для авиации вообще и для вер-
толетов в частности. Первые практические
шаги, доказавшие необходимость и целесооб-
разность применения вертолетов, были сде-
ланы именно в условиях моря и во взаимо-
действии с кораблями. Специфика задач,
решаемых корабельной авиацией, определяет
основное требование, предъявляемое к верто-
летам, — возможность эксплуатации в любых
гидрометеорологических условиях, вплоть до
предельных.
Обеспечение безотказной и безопасной
работы, морепригодности вертолета, т.е. при-
способленности к условиям длительной экс-
плуатации в активной коррозионной среде,
при повышенной влажности, высоких темпера-
турах в южных широтах и низких температурах
в северных широтах.
Основные гидрометеорологические условия
полета. Гидрометеорологические условия Ми-
рового океана сильно изменяются в зависимо-
сти от времени года, а также от широты и дол-
готы. Учитывая, что основными факторами,
оказывающими значительное влияние на лет-
но-технические характеристики вертолетов,
являются температура и влажность воздуха, а
на взлетно-посадочные характеристики — ско-
рость ветра и интенсивность морского вол-
нения, была составлена на основе много-
численных исследований, проведенных океа-
нографическими судами, достаточно ясная
картина распределения гидрометеорологи-
ческих условий в различных районах Мирово-
го океана. В соответствии с ней температура
воздуха, например, колеблется в диапазоне
от 0 до 28 °C, а относительная влажность —
от 65 до 85%.
Установлено, что в самых различных
точках Мирового океана повторяемость ветров
со скоростями 0...5 м/с колеблется в следую-
щих пределах: 21...42% в Атлантическом оке-
ане, 11...40% в Тихом океане, 5...17% в Ин-
дийском. Повторяемость ветров со скоростью
более 8 м/с для Тихого океана составляет до
19% зимой и до 3% летом, для Атлантическо-
го океана — до 15% летом и зимой. В отдель-
ных районах, например в Северной Атланти-
ке (1-2 раза в месяц), наблюдаются шквалы со
скоростью до 50 м/с.
Анализ статистических материалов позво-
ляет установить следующие предельные огра-
ничения на условия базирования и примене-
ния корабельных вертолетов:
Температура воздуха, °C.........25..,28
Относительная влажность, %......80...90
Скорость ветра над палубой
корабля, м/с ......................20
На основании личных оценок пилотов
составлена таблица, иллюстрирующая коли-
чественное распределение посадок но степени
сложности.
С учетом статистических данных о состо-
янии моря установлено, что по меньшей мере
в 81,5% случаях посадки оказались возможны,
и в 93...95% случаев обеспечивается круглого-
дичное применение при условии, что верто-
лет отличается всепогодностью применения,
оснащен многодвигательной силовой уста-
новкой, оборудован противообледенительной
системой, что пилот — опытный летчик, уме-
ющий выполнять полет по приборам.
144
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
Специфика эксплуатации корабельного вер-
толета. Выполнение посадки на короблъ как на
площадку ограниченных размеров, имеющую в
непосредственной близости палубные над-
стройки, даже в относительно простых усло-
виях требует от летчика средней квалификации
определенной тренировки. Особенностью та-
ких посадок является наличие возмущенного
воздушного потока от надстроек корабля,
вызывающего болтанку вертолета, особенно
при скорости результирующего воздушного
потока над палубой более 15...18 м/с.
В силу нерегулярности морского вол-
нения и несовпадения периодов бортовой и
килевой качки центр ВПП описывает в про-
странстве кривую, подобную лемнискате.
Две составляющие этого движения — гори-
зонтальная и вертикальная, складываясь с
соответствующими составляющими движения
вертолета в момент касания колесами шасси
поверхности палубы, вызывают горизонталь-
ные и вертикальные перегрузки в стойках
шасси.
Еще более затруднена посадка, если ВПП
расположена не на оси качания корабля. В
этом случае при кренах корабля центр ВПП
совершает перемещения не только в горизон-
тальной, но и в вертикальной плоскости, кото-
рые суммируются с перемещениями от верти-
кальной качки всего корабля.
Искусство посадки вертолета на качающу-
юся палубу корабля состоит в том, чтобы на-
грузки на шасси, вызванные движением верто-
лета относительно палубы корабля, Не превы-
шали допустимых значений и не приводили
к опрокидыванию вертолета.
Корабли и вертолеты проходят соответ-
ствующие аттестационные испытания, по ре-
зультатам которых устанавливаются эксплуа-
тационные ограничения.
Необходимость строгого выдерживания
вертолета над ВПП в момент посадки застав-
ляет летчика сосредоточивать свое внимание
на движениях корабля. Отсутствие видимости
естественного горизонта в очень сильной
степени усложняет пилотирование, так как
летчик должен одновременно представлять
пространственное положение вертолета в зем-
ной системе координат и его перемещения в
корабельной системе координат. Здесь требу-
ется четкая, хорошо отработанная схема рас-
пределения внимания пилота или прибор,
объединяющий необходимую текущую ин-
формацию.
Нередко даже опытные летчики при визу-
альном контакте с кораблем преждевременно
начинают пилотировать, корректируя сво
действия относительно корабельной систем!
координат, и невольно выдерживают глисса
ду, геометрически неподвижно сориентиро
ванную относительно корабля. Это неизбеж
но приводит к циклическим перемещения!
вертолета относительно глиссады в земно
системе координат с частотой, равной частот
колебаний корабля (в представлении летчик
корабль перестает качаться). Тогда, если лет
чик, визуально выдерживая глиссаду, начне
отслеживать ее отклонения (иллюзия прекра
щения качки), возможно столкновение верто
лета с водой.
Уменьшение напряженности выполнени
предпосадочного маневрирования над качаю
щейся палубой и движение по глиссаде в уело
виях отсутствия видимости (туман, снежны
заряды и т.п.) возможны только в случа
применения автоматических систем, которы
могут быть автономными (специальные режи
мы работы автопилота вертолета) или кора
бельными, как например, лазерные систем!
посадки, стабилизированные в земной систе
ме координат.
Заход на посадку на ВПП движущегос
корабля необходимо выполнять таким обра
зом, чтобы вертолет находился как можн
меньше времени в зоне опасных высот и с ко
ростей, а также в возмущенном потоке. Н
конечном участке торможения летчик не дол
жен снижать воздушную скорость полета вер
толета менее 60 км/ч. Это необходимо дл
того, чтобы вертолет не отставал от корабл
и не увеличивал тем самым время посадки
Зависание перед посадкой необходимо вы
поднять непосредственно над ВПП корабл
на минимально допустимой высоте, чт
диктуется условиями безопасности в случа
отказа одного из двигателей и отсутствие!
возможности задействовать аварийные систе
мы вертолета.
В настоящее время ведутся разработк:
всепогодных систем автоматической посадк
на авианесущие корабли с использование!
вычислителей качки корабля. Система должн
обеспечивать полностью автоматическое уп
равление ЛА до момента посадки на палуб
при максимальной вертикальной амплитуд
перемещений палубы до 6 м.
Кроме названных выше предпосылок ус
пешного выполнения посадки вертолета н
корабельную палубу, касающихся летны
условий, следует упомянуть и об ограничени
ях технического порядка, определяемых масса,
и размерами вертолета.
КОРАБЕЛЬНЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ
145
Диаметр несущего винта играет решаю-
щую роль при выборе размеров корабельной
посадочной палубы. Степень сложности по-
садки не в последнюю очередь зависит от ус-
тойчивости, тяговооруженности и других лет-
ных характеристик вертолета. Кроме того,
сложность выполнения посадки определяется
как нестационарностыо воздушного потока,
деформируемого корпусом корабля и его над-
стройками, т.е. образованием большой завих-
ренности поля, так и возможной рециркуля-
цией потока, вызванной взаимодействием
надстроек со струей от несущего винта. Изме-
няя курс корабля при посадке вертолета, мож-
но значительно уменьшить турбулентность
воздушного потока в районе посадочной па-
лубы.
Не менее серьезной проблемой является
разработка мероприятий и средств для фик-
сации вертолета на ВПП практически сразу
после касания колесами шасси поверхности па-
лубы, поскольку несущий винт вертолета из-
за крена и дифферента корабля может занять
такое положение, когда даже при минималь-
ном общем шаге несущего винта при ветре
появляется значительная подъемная сила, ко-
торая в сочетании с кренящими моментами от
инерционных сил н от порывов ветра может
вызвать сползание или даже опрокидывание
вертолета.
Опыт эксплуатации корабельных вертоле-
тов показал, что дополнительная фиксация в
момент посадки вертолета на ВПП не требует-
ся при кренах корабля до 10°. С увеличением
угла крена более 10° появляется опасность со-
скальзывания за борт.
Одной из особенностей корабельной экс-
плуатации вертолета является возможность
попадания его в зоны воздуха, загрязненного
дымом, выходящим из труб кораблей. Засасы-
вание в двигатели вертолета подогретого заг-
рязненного воздуха может нарушить их нор-
мальную работу. Поскольку вблизи корабля
вертолет совершает полет на малых высотах и
малых скоростях, последствия отказа его дви-
гателей могут оказаться самыми тяжелыми.
При использовании вертолета на кораб-
лях изменяется содержание практически всех
без исключения операций на этапах приема
его после выполнения задания и подготовки
к повторному вылету: исключаются или авто-
матизируются трудоемкие операции и по воз-
можности полностью исключаются работы,
требующие присутствия обслуживающего пер-
сонала на открытой палубе, поскольку боль-
шие скорости и ускорения движения кормо-
вой части корабля в сочетании с действием по-
рывов ветра небезопасны и осложняют работу
команды на мокрой или обледенелой взлетно-
посадочной площадке.
Таким образом, “корабельность”, т.е. при-
способленность к специфике эксплуатации и
базирования на кораблях, обеспечивается как
его общей компоновкой, так и введением в
конструкцию дополнительных агрегатов и
устройств (механизмов складывания несущего
винта, хвостовой балки и др.).
Для снижения эксплуатационных затрат
на корабельных вертолетах предусматрива-
ются:
система принудительной фиксации верто-
лета в случае большой качки корабля, автома-
тизирующая процесс швартовки и сокра-
щающая время транспортировки вертолета в
ангар (практически без участия палубного об-
служивающего персонала);
складывание лопастей с помощью специ-
ального механизма;
выполнение осмотров и устранение неис-
правностей без применения стремянок;
централизованная заправка топливом под
давлением;
проверка работоспособности систем вер-
толета с помощью систем автоматизированно-
го контроля;
возможность проверки всех бортовых сис-
тем в работе от бортовых источников энергии;
возможность запуска двигателей без
использования корабельных источников
энергии;
исключение в конструкции узлов, требую-
щих смазки и дополнительной регулировки.
Основные требования, предъявляемые к ко-
рабельным вертолетам. Эффективность приме-
нения корабельных вертолетов обычно оцени-
вается эффективностью интегральной системы
вертолет — корабль, что обусловливает ряд
специфических требований, предъявляемых к
вертолетам этого типа:
малогабаритность — минимизация площа-
ди и объема, занимаемых вертолетом на ВПП и
в ангаре;
унифицированность — пригодность для
решения большого числа разнообразных так-
тических задач;
автономность —• возможность осуществ-
лять длительную эксплуатацию вдали от баз и
кораблей;
перспективность — возможность поддер-
живать характеристики вертолета и его специ-
альных средств на передовом техническом
уровне путем модернизации вертолета в тече-
146
Глава 1,6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
ние длительного времени, соизмеримого со
сроками службы кораблей.
Повышенная плотность компоновки верто-
лета при заданном уровне эффективности —
важнейшее требование к корабельному вертоле-
ту, поскольку объемы, занимаемые собственно
вертолетом и авиационным оборудованием для
обеспечения его полетов с кораблей (средствами
технического обслуживания и ремонта, храни-
лищами запасных частей, топлива и масел, по-
мещениями для авиационных специалистов), не
только сами по себе велики, но и приводят к до-
полнительному увеличению водоизмещения ко-
рабля из-за необходимости компенсировать выз-
ванное ими снижение устойчивости корабля.
Малогабаритность вертолета позволяет:
уменьшить площадь палубы для посадки и
взлета вертолета при заданных гарантирован-
ных зазорах до надстроек корабля;
уменьшить габаритные размеры вертоле-
топодъемников и объемы ангаров для хране-
ния вертолетов в транспортном положении;
обеспечить возможность базирования вер-
толетов на кораблях малого водоизмещения;
снизить трудоемкость технического об-
служивания, особенно в ангарах и трюмах
корабля;
уменьшить объемы помещений для
средств технического обслуживания, запасных
частей, съемного оборудования целевого наз-
начения и для выполнения ремонтных работ.
Требование унифицированности вызвано
необходимостью использовать один и тот же
тип вертолета для выполнения различных
целевых задач. Очевидно, что унификация
вертолета должна достигаться минимальным
ухудшением характеристик каждого из вариан-
тов целевого назначения.
Унификация позволяет:
использовать для различных целей приме-
нения ограниченное число вертолетов, кото-
рые могут приниматься на один корабль;
производить в условиях базирования пере-
оборудование вертолета из варианта в вариант;
сократить объем и номенклатуру оборудо-
вания, инструмента и запасных частей и облег-
чить задачи снабжения;
упростить подготовку квалифицированно-
го технического персонала.
Возможность автономной работы одиноч-
но и в составе группы является настоятельной
необходимостью при выполнении вертолетами
поисковых и спасательных операций, а также
многих других.
Проблемы снижения психофизической на-
грузки иа экипаж вертолета. Все полеты над мо-
рем — безориентирной местностью — даже в
тихую и ясную погоду согласно наставлениям
по производству полетов относятся к полетам
высшей категории сложности. Выполнение
летными экипажами своих функций в
удаленных районах Мирового океана сопря-
жено с большими трудностями, связанными с
необычными условиями полета:
сложностью ориентации;
эмоциональной напряженностью;
изоляцией, оторванностью от ближайших
средств спасения;
ограниченным комфортом в кабине эки-
пажа.
Современные корабельные вертолеты
имеют возможность продолжения полета в
широком диапазоне высот и скоростей при
отказе одного из двигателей, все системы вер-
толета имеют необходимый уровень резер-
вирования, а для случая аварийной посадки
на воду предусмотрены разнообразные индив-
идуальные и групповые спасательные сред-
ства, обеспечивающие многочасовое обитание
экипажа в любых климатических зонах зем-
ного шара с маркированием места посадки для
наведения спасательных средств.
С целью снижения нагрузки на экипаж
разрабатываются системы, не требующие вме-
шательства летчика в управление двигателями,
порядком выработки топлива, режимами обо-
грева и вентиляции кабины и морских костю-
мов экипажа, противообледенительными сис-
темами лопастей несущих винтов и воздухоза-
борников двигателей, специальными пилотаж-
но-навигационными комплексами.
Для улучшения комфорта в кабине экипа-
жа важное значение имеют мероприятия по
снижению уровня вибраций.
Особенности технического обслуживания.
Корабельные вертолеты длительное время
работают в условиях повышенной влажности
и химически активной среды, что способству-
ет коррозии агрегатов и узлов вертолета.
Стойкость к коррозии достигается выбором
материалов, защитных покрытий и специаль-
ных эксплуатационных методов контроля за
состоянием элементов конструкции вертолета
и методов поддержания технического состоя-
ния.
Ветер, качка и обледенение палубы ис-
ключают использование палубной командой
стремянок и иных подобных аэродромных
средств технического обслуживания. Доступ к
агрегатам вертолета должен быть обеспечен от-
кидными панелями и трапами, включенными в
конструкцию корабельного вертолета.
КОРАБЕЛЬНЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ
147
Вертолетный ангар — один из участков
взаимодействия вертолета и корабля. Рекомен-
дуемые минимальные зазоры между вертоле-
том и ангаром составляют над высшей точкой
вертолета 350 мм, по бокам 600 мм. Такие
малые зазоры создают значительные труднос-
ти при вкатывании и выкатывании вертолетов
и требуют очень точного выполнения этих
операций и специальных механических уст-
ройств для вывода вертолета на осевую линию
ангара и удержания его от смешения.
Особенности конструкции корабельных вер-
толетов. При выборе материалов разработчики
корабельных вертолетов должны учитывать,
кроме их механических, физических и техноло-
гических свойств, особенности работы конст-
рукции в активной коррозионной среде, кото-
рую представляет собой морская вода и
продукты сгорания топлива силовой установки
корабля, условия проветривания конструкции,
а также условия контактирования деталей
между собой.
При конструировании вертолета следует
избегать щелевых зазоров, карманов. В тех слу-
чаях, когда нельзя обеспечить это требование,
необходимо предусмотреть тщательную герме-
тизацию щелевых зазоров герметиками и про-
кладками, устройство дренажей в местах скоп-
ления влаги.
Перед сборкой алюминиевые детали ано-
дируются, стальные детали, работающие на
трение, кадмируются и хромируются. Детали
из магниевых сплавов обязательно проходят
химическое оксидирование с покрытием грун-
том и двумя слоями эмали, оцинкованные
детали (троса управления) периодически
покрываются смазкой АМС-3 или пушечной
смазкой. До общей сборки все детали подвер-
гаются покрытию грунтом и эмалью.
В конструкциях, работающих в морских
условиях, наиболее уязвимыми в коррозион-
ном отношении являются места сочленений
деталей из разнородных металлов и сплавов,
отличающихся между собой электрическими
потенциалами, что приводит к образованию
гальванических пар и более ускоренным про-
цессам коррозии.
Детали из титановых сплавов ввиду высо-
кой стойкости к коррозии специальной
защиты не требуют, однако в паре с деталями
из других материалов они могут подвергаться
контактной коррозии, в этом случае необхо-
дима защита одной из составляющих пары.
Для защиты пар титан—титан, титан—корро-
зионно-стойкая сталь рекомендуется гальвани-
ческое серебрение.
Во всех подвижных соединениях вертолета
предусматривается применение подшипников
качения только закрытого типа, либо металло-
фторопластовых подшипников скольжения,
отличающихся повышенной антикоррозион-
ной стойкостью.
Желательна полная герметизация фюзеля-
жа. В связи с этим предпочтительнее открыва-
ющиеся двери и люки, герметизированные по
контуру. Необходимо конструктивно обеспе-
чить герметизацию в местах прохода тяг управ-
ления, электрических жгутов, трубопроводов.
Благотворно сказывается на коррозионной
стойкости конструкции создание небольшого
избыточного давления в фюзеляже в течение
всего полета над морем.
Аварийное или вынужденное приводне-
ние — ситуация, к которой должен быть го-
тов вертолет и его экипаж.
С целью предотвращения гибели экипажа
и пассажиров при аварийной посадке на воду
на вертолетах предусматривается комплекс
мер, к основным из которых относятся:
специальная экипировка экипажа,
индивидуальные средства спасения,
система обеспечения подводного дыхания,
групповые средства спасения,
средства аварийной сигнализации,
аварийные надувные баллонеты.
Наилучший способ избежать при этом де-
зориентации и замешательства, тяжелых травм
и сопровождающей все это паники — ослабить
воздействие захлестывающей вертолет воды,
оставаться надежно прикрепленным привяз-
ными ремнями к креслу. Средства, обеспечи-
вающие покидание вертолета под водой, вклю-
чают в себя устройства автоматического отде-
ления спасательных люков, указание путем
освещения направления для покидания, быст-
рого отделения от кресел, а также устройства
для дыхания под водой.
Морской спасательный костюм в сочетании
с индивидуальными и групповыми средствами
спасения позволяет длительное время находить-
ся на воде даже при низких температурах и вет-
ре. Считается, что для задействования группо-
вых средств спасения приводнившийся вертолет
должен находиться на плаву не менее 15...20 мин.
Основным требованием к посадочным ус-
тройствам, вытекающим из условия обеспече-
ния устойчивого положения вертолета на ВПП
палубы корабля, является исключение воз-
можности опрокидывания и соскальзывания
его с площадки.
Применительно к корабельным верто-
летам расчетные посадочные случаи сухопут-
148
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
ных вертолетов уточняются с учетом эксплуа-
тационной перегрузки и углов наклона ВПП
при условии касания палубы одной стойкой
шасси.
Выбор кинематической схемы шасси
корабельного вертолета имеет принципиаль-
ное значение, поскольку, обеспечивая гаше-
ние кинетической энергии, она должна ис-
ключить возможность нарушений в работе,
связанных с высоким коэффициентом трения
колес о палубу в случае изменения колеи шас-
си в процессе обжатия амортизаторов. Так,
при пирамидальной схеме шасси изменение
колеи основных опор шасси от момента каса-
ния шинами колес палубы корабля до момен-
та занятия стояночного положения и полного
обжатия амортизаторов может составлять
несколько десятков сантиметров.
Специальные покрытия палубы препятст-
вуют свободному боковому перемещению коле-
са шасси, что может привести к полному вык-
лючению из работы амортизаторов шасси, к
срыву шин или поломке шасси. Управляемые
передние или хвостовые стойки шасси для пре-
дотвращения самопроизвольного разворачива-
ния выполняются обязательно с фиксацией их
в линию палета. Фиксация снимается в процес-
се транспортировки вертолета в ангар корабля.
Угол бокового капотажа, выбираемый для
сухопутных вертолетов из геометрических
соображений, для корабельных вертолетов
должен быть скорректирован с учетом несим-
метричной работы амортизаторов шасси при
качке и ветре, фактического положения колес
при перекатывании по наклонной палубе.
Увеличение вертикальной скорости соп-
рикосновения палубы с пневматиком колеса
при ограничении посадочной перегрузки при-
водит к необходимости увеличения вертикаль-
ного хода шасси. Так, ход шасси из полностью
свободного до стояночного положения у сухо-
путного вертолета, рассчитанного на верти-
кальную скорость снижения 2,5...3,5 м/с,
составит 250...300 мм. При этом запас хода
амортизатора до полного обжатия составит
50 мм. Ход шасси аналогичного вертолета ко-
рабельного базирования будет составлять со-
ответственно 450...500 и 50...75 мм.
Под действием меняющейся нагрузки на
стойки основного шасси меняется и обжатие
пневматиков, что будет особенно заметно на
пневматиках низкого давления. Кроме того, в
положении, близком к опрокидыванию, воз-
можны условия срыва пневматика с обода ко-
леса. При свободном ориентировании носовое
колесо имеет тенденцию разворота в сторону
крена, что уменьшает критический угол опро-
кидывания.
Считается, что винтокрылые ЛА должны
выполнять посадку на палубу, имеющую крен
до 15° без использования системы автома-
тической швартовки. Кроме того, необходимо
предусматривать запас по фактическому углу
опрокидывания, равный 5°. Таким образом,
требуемый фактический угол опрокидывания
должен быть не менее 20°.
В США установлены следующие нормы
по углу опрокидывания: сухопутные самолеты 27°
(25° с хвостовым колесом); морские само-
леты 27° (при наземном базировании), 36° (при
палубном базировании); вертолеты 27°
(25° с хвостовым колесом).
Поток воздуха от несущего винта верто-
лета создает над поверхностью моря кольцо
вспененной воды вокруг всей машины. Благо-
даря этому частицы соли переносятся по
воздуху. Интенсивность брызгообразования
бывает настолько сильной, что пилоты проти-
володочных и спасательных вертолетов вы-
нуждены пользоваться стеклоочистителями.
Отложение соли на первых ступенях ком-
прессора вызывает их интенсивную коррозию.
В связи с этим первые ступени двигателей, ра-
ботающих над морем, изготовляют из титана.
В регламенты технического обслуживания обя-
зательно вводится промывка компрессора прес-
ной водой после каждого летного дня, а в слу-
чае заметного повышения температуры —
после каждого полета.
Ветер над палубой представляет серьез-
ную угрозу для незашвартованных лопастей,
поскольку его порыв может забросить лопасть
вверх относительно горизонтального шарнира,
после чего она упадет с ударом об ограничи-
тель свеса. Подобное явление может произой-
ти и на ранней стадии раскрутки винта, по-
этому при расчете на прочность лопасти
корабельного вертолета обязательно учитыва-
ется случай удара лопасти об ограничитель
свеса.
Для предотвращения нежелательных пос-
ледствий комлевая часть лопасти делается бо-
лее прочной и в конструкцию втулки несущего
винта вводятся центробежные ограничители
свеса и ограничители взмаха лопасти, сраба-
тывающие только при достижении частоты
вращения несущего винта, соответствующей
0,4 номинальной.
Повышенные напряжения в комлевой ча-
сти лопасти могут возникнуть и при воздейст-
вии воздушного потока от пролетающего над
ней на небольшой высоте другого вертолета.
КОРАБЕЛЬНЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ
149
Как показывает практика, нагрузки, действую-
щие в этом случае на лопасть стоящего верто-
лета, вызывают напряжения, сравнимые с дей-
ствующими в полете.
Таким образом, проектирование системы
несущего винта имеет свои специфические
особенности, а дополнительные требования,
обусловленные базированием на корабле, уве-
личивают массу конструкции по сравнению с
массой аналогичных сухопутных вертолетов.
Электрическая система предупреждения
обледенения лопастей обязательна для поле-
тов над морем. Накопление льда на лопастях
несущего винта сопровождается ростом пот-
ребной мощности (с утратой возможности ав-
торотации), а его несимметричное нарастание
вызывает резкое увеличение вибраций.
Необходимость работы противообледени-
тельной системы в течение всего полета тре-
бует резервирования значительной мощности
генераторов переменного тока (это ведет к
увеличению массы генераторов и коммутиру-
ющей аппаратуры). С целью ее рационально-
го использования обогревательные элементы
противообледенительной системы каждой ло-
пасти разбиты на секции для раздельной по-
дачи на них электропитания. Последователь-
ное включение групп обогревательных эле-
ментов осуществляется программным комму-
татором.
Механизированные системы складывания
лопастей предназначены для уменьшения вре-
мени развертывания лопастей несущего винта
после выкатки вертолета из корабельного ук-
рытия (ангара). Время развертывания обычно
составляет 1...3 мин.
В зависимости от привода существуют
различные системы складывания лопастей:
с гидравлическим приводом,
с электрическим приводом,
ручные.
Механизированные системы складывания
лопастей несущего винта могут достигать
массы 1% взлетной массы вертолета.
Консольное крепление лопастей в сло-
женном состоянии при штормовом состоянии
моря приводит к возникновению циклических
нагрузок в трансмиссии. Кроме этого, срыв
тормоза может вызвать повреждение лопастей
о стенки ангаров. Поэтому в комплект назем-
ного оборудования корабельного вертолета
включаются специальные устройства, подхва-
тывающие лопасти, для швартовки лопастей
“по-штормовому ”.
Для удержания вертолета на палубе при уг-
лах крена выше критических — углах опроки-
дывания или углах соскальзывания — приме-
няется специальный захват (гарпун). В момент
касания палубы колесами шток гарпуна выдви-
гается и защелками захватывает палубную
решетку. После срабатывания захватов шток
автоматически втягивается с усилием, необхо-
димым для надежного прижатия вертолета к
палубе. Конструкция гарпуна и его размеры
зависят от клиренса вертолета, полного хода
основных стоек шасси и развиваемого усилия.
Гарпун используется и при взлете верто-
лета. Увеличив шаг несущего винта, летчик
выбирает момент, когда палуба находится в
своем верхнем горизонтальном положении и
включает отцепку гарпуна. Возникший таким
образом избыток тяги позволяет осуществить
энергичный взлет и обеспечить необходимую
безопасность.
Для обеспечения успешной работы кора-
бельного вертолета в экстремальных погодных
условиях на кораблях применяются механизи-
рованные системы приема вертолета, автома-
тизирующие процесс фиксации вертолета на
палубе и его транспортировку с полетной
палубы в ангар. Палубная решетка в таком
случае является составной частью механизиро-
ванной системы транспортировки.
Основные варианты применения корабель-
ных вертолетов. За 50 лет применения в ВМФ
вертолет настолько прочно вошел в его струк-
туру, что стал неотъемлемой частью при реше-
нии практически всех задач.
Вертолеты ледовой разведки. Практика
круглосуточного судоходства ледоколов в усло-
виях Крайнего Севера подтвердила высокую
эффективность разведки состояния льдов вер-
толетом, базирующимся непосредственно на
борту ледокола. Своевременность и точность
разведки сказывается на скорости движения
судна и, как правило, оказывается в пользу на
сухопутном аэродроме.
Поисково-спасательные вертолеты осу-
ществляют поиск и спасение людей, терпящих
бедствие на море. На таких вертолетах устанав-
ливается специальное поисковое и спаситель-
ное оборудование, радиосвязная аппаратура,
средства оказания медицинской помощи и т.п.
Кроме летного состава в экипаж вертолета
входят специалисты, прошедшие соответству-
ющую подготовку по ведению поисково-спа-
сательных операций (аквалангисты) и меди-
цинский персонал.
В состав спасательного оборудования, как
правило, включается лебедка (грузоподъем-
ностью 270...300 кг, с тросом длиной около 70 м).
К тросу лебедки крепятся различные средства
150
Глава 1.6. ВЕРТОЛЕТЫ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
спасения: пояса, нейлоновые лестницы, спе-
циальное снаряжение для подъема тяжелора-
неных и др. Для приема специальных спаса-
тельных платформ некоторые из вертолетов
имеют бортовые люки соответствующих разме-
ров. В грузовой кабине, в зависимости от объе-
ма фюзеляжа, может размещаться от 1 до 15
носилок со спасенными.
Вертолеты радиолокационного дозора не-
сут наблюдение за воздушной и надводной об-
становкой в интересах как отдельных боевых
кораблей, так и боевых соединений. Вертолет
представляет собой выносной радиолокацион-
ный пост, выдвигаемый на значительном уда-
лении от корабля. Радиолокационная антенна
вместе с комплексом радиоэлектронных
средств способна выделить угрозу, как на
фоне взволнованного моря, так и над сушей и
передать ее координаты на корабль для отра-
жения атаки.
Информация о знании воздушной и над-
водной обстановки также необходима при
охране экономической зоны прибрежных
государств.
Противолодочные вертолеты, участвую-
щие в поиске подводной лодки, не только
расширяют поле “видимости” несущего их ко-
рабля, но и существенно повышают его воз-
можности осуществлять длительное слежение
за обнаруженным противником, увеличивают
вероятность поражения последнего противо-
лодочным оружием. В непосредственной бли-
зости от кораблей, где опасна мгновенная ата-
ка подводной лодки, вертолет обладает также
наибольшей поражающей способностью по
сравнению с другими противолодочными
средствами.
Основными средствами поиска подводной
лодки являются погружаемые гидроакустичес-
кие станции и сбрасываемые радиогидроакус-
тические буи и магнитометры.
Транспортно-десантные вертолеты. Мор-
ская десантная авиация является особой фор-
мой наступательных действий, в которых вер-
толеты выполняют разнообразные задачи
боевого и обеспечивающего характера. Так, на
этапе погрузки десанта транспортно-десант-
ные вертолеты доставляют боевую технику и
другое снаряжение на десантные корабли и
суда, стоящие на рейде. Переброска грузов
осуществляется, как правило, на внешней
подвеске. Широко могут применяться контей-
неры, которые впоследствии перевозятся
вертолетами на специальные базы снабжения.
Одной из важнейших задач вертолетов при
проведении морской десантной операции счи-
тается высадка личного состава морской
пехоты и переброска боевой техники с
десантных вертолетоносцев и универсальных
десантных кораблей на берег. Второй важной
задачей является огневая поддержка сил десанта
в ходе боя при высадке как эффективное
средство для захвата и удержания вертолетных
посадочных площадок.
Противоминные вертолеты. За всю исто-
рию боевых действий на море было выс-
тавлено примерно 1 млн. мин, в том числе в
первую мировую войну более 300 тыс. и во
вторую — свыше 650 тыс. Для борьбы с
подводными минами широко используются
вертолеты — тральщики, так как они счита-
ются наиболее безопасными и маневренными
носителями тральных средств. Такие вертоле-
ты обеспечивают большую скорость траления
(до 45.„55 км/ч). Два вертолета — тральщика
по своей эффективности эквивалентны кораб-
лю — тральщику.
Вертолеты действуют, как правило, с ко-
раблей и имеют на вооружении контактные и
неконтактные тралы и могут осуществлять тра-
ление как самостоятельно (одиночно или в со-
ставе групп по две-три машины), так и совме-
стно с минно-тральными кораблями.
Особым режимом работы для этих верто-
летов следует считать режим буксировки про-
тивоминных средств, характеризующимся ис-
ключительно большими углами тангажа на
малых скоростях полета (30 ...50 км/ч). Букси-
ровочный полет начинается с момента зави-
сания вертолета с целью принятия буксирного
конца или развертывания трала. Весь буксиро-
вочный полет выполняется на малых высотах
вне влияния воздушной подушки на режиме
работы двигателей не ниже номинального и
представляет собой, по существу, непрерывное
висение. Предельной полетной массой верто-
лета при буксировочном полете является масса,
при которой обеспечивается длительная букси-
ровка при фактических температуре, давлении
и влажности и нулевой воздушной скорости на
минимальном режиме работы двигателей.
При аварийной отцепке троса возникает
резкая перебалансровка вертолета, требующая
достаточных запасов управления и четких дей-
ствий экипажа.
Для предотвращения возможных аварий-
ных ситуаций вертолеты оборудуются инди-
каторами сил и замками автоматической
отцепки, срабатывающими в случае появления
сил, превышающих допустимый уровень.
Противокорабельные вертолеты. Даль-
ность действия корабельного ракетного орудия
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
151
во много раз превышает возможности корабля
по обеспечению целеуказания. Вместе с тем,
вертолет — хорошая платформа для установки
радиолокационной станции, дальность дей-
ствия которой прямо зависит от высоты подъе-
ма станции и высоты цели от земли. В одном
случае с борта вертолета передаются целеука-
зания ракетному оружию корабля, в другом, —
на вертолете подвешиваются ракеты класса
“воздух — поверхность”, которые могут запус-
каться непосредственно с борта вертолета.
Приведенный перечень вариантов приме-
нения конечно не исчерпывает всех возмож-
ных. Улучшение летно-технических характерис-
тик вертолетов и увеличение в связи с этим
их тактических возможностей постоянно рас-
ширяет область применения вертолетов на
море.
С момента своего создания (1948 г.) фир-
ма “Камов” является создателем вертолетов
для Военно-Морского флота России как кора-
бельного, так и берегового базирования. За эти
годы на снабжение флота принято четыре
поколения вертолетов: К.а-10, Ка-15, семей-
ство вертолетов Ка-25, семейство вертолетов
Ка-27.
Соосная схема этих вертолетов поистине
стала российской национальной гордостью.
Фирма “Камов” совместно с проекти-
ровщиками авианесущих кораблей создали
отечественные системы вертолет — корабль
(корабль — вертолет), обеспечив тем самым их
высокую интегральную эффективность.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Авиация: Энциклопедия / Под ред.
Г.П.Свищева. М.: Большая Российская эн-
циклопедия, 1994.
2.	Андреев Ю.В. Особенности проекти-
рования и перспективы развития маневрен-
ных самолетов. М.: МАИ, 1999.
3.	Артемьев А. Взлетающий с корабля /
Крылья над морем. МАИ, 1999.
4.	Аэродинамика, устойчивость и управ-
ляемость сверхзвуковых самолетов / Под
ред, Г.С.Бюшгенса. М.: Наука. Физматлит,
1998.
5.	Беляков Р. Некоторые аспекты созда-
ния самолетов МиГ // Техника воздушного
флота. 1991. № 4.
6.	Беляков Р., Мармен Ж. Самолеты
“МиГ” 1939—1995. М.: Авико Пресс, 1996.
7.	Берне Л., Подольный Е. Диковинная
птица Скопа, конвертоплан “Оспри” //
Крылья Родины. 1996. № 5
8.	Большая энциклопедия транспорта.
Т. 2. М.: Машиностроение, 1995.
9.	Володин В.В., Лисейцев Н.К., Макси-
мович В.З. Особенности проектирования ре-
активных самолетов вертикального взлета и
посадки. М.: Машиностроение, 1985.
10.	Гордон Е., Фомин А., Михеев А.
МиГ-29. М.: Любимая книга, 1998.
11.	Егер С.М., Матвеенко А.М., Шата-
лов И.А. Основы авиационной техники. М.:
МАИ, 1999.
12.	Ильин В.Е., Левин М.А. Истреби-
тели. М.: Виктория, ACT, 1997.
13.	История конструкций самолетов в
СССР 1951—1965 гг. / Е.В.Арсеньев и др.
М.: Машиностроение, 2000.
14.	Каблов Е.Н. ВИАМ: Материалы и
технологии для нового поколения авиаци-
онной техники // Аэрокосмический курьер.
2000. № 5.
15.	Лунев Ю. Вертикалка // Крылья над
морем. МАИ. 1999.
16.	М. Блейз. Боевой самолет будущего —
пилотируемый и беспилотный варианты //
Материалы конференции “Истребители-99”.
Лондон: 1999.
17.	Павленко В.Ф. Корабельные само-
леты. М.: Воениздат, 1990.
18.	Павленко В.Ф. Самолеты верти-
кального взлета и посадки. М.: Воениздат,
1966.
19.	Павленко В.Ф. Силовые установки
летательных аппаратов вертикального взлета
и посадки. М.: Машиностроение, 1972.
20.	Павленко В.Ф. Силовые установки с
поворотом вектора тяги в полете. М.: Ма-
шиностроение, 1987.
21.	Ружицкий Е.И. Анализ развития
мирового вертолетостроения за 50 лет //
“Техническая Информация ОНТИ ЦАГИ”.
1998. № 1-2.
22.	Ружицкий Е.И. Вертолеты. М.: Вик-
тория, ACT, 1997.
23.	Самойлович О.С. Краткий курс про-
ектирования самолетов. М.: МАИ, 1992.
24.	Самолетостроение в СССР 1917—1945 гг.
Т.2 / Под ред. Г.С.Бюшгенса. М.: ЦАГИ, 1992.
25.	Система управления отклоняемых
носков крыла на маневренных самолетах /
Ю.В.Андреев и др. // Вопросы кибернетики
АН СССР, 1984.
152
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
26.	Скибин В.А. Роль ЦИАМ в создании
двигателей XXI века Ц Конверсия в маши-
ностроении. 2000. № 5.
27.	Тараненко В.Т. Динамика самолета с
вертикальным взлетом и посадкой. М.: Ма-
шиностроение, 1978.
28.	Тезисы докладов // Международная
научная конференция “Двигатели XXI
века”. М.: ЦИАМ, 2000.
29.	Уитфорд Р. Проектирование более
современного истребителя. Проектирование
истребителя как серия передовых решений
и уступок Ц Материалы конференции “Ис-
требители-99”. Лондон: 1999.
30.	Федосов Е.А. Преодолеть менталитет
самоизоляции // Независимое военное обоз-
рение. 2000. № 46.
31.	Фолин А. Як-36: Взлетающий верти-
кально Ц Вестник воздушного флота. 1998.
Май—июнь.
32.	Фомин А.В. Су-27. История истреби-
теля. М.: РА Интервестник, 1999.
33.	Хэмлин Д. Авионика. Основная сис-
тема авионики для истребителей будущего //
Материалы конференции “Истребители-99”.
Лондон: 1999.
34.	Цихош Э. Сверхзвуковые самолеты.
М.: Мир, 1983.
35.	Шавров В.Б. История конструкций
самолетов в СССР до 1938 года. М.: Маши-
ностроение, 1994.
36.	Шавров В.Б. История конструкций
самолетов в СССР 1938—1950 гг. М.: Маши-
ностроение, 1988.
РАЗДЕЛ 2
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
САМОЛЕТОВ
Глава 2.1
ОРГАНИЗАЦИЯ И ОСНОВЫ
МЕТОДОЛОГИИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
2.1.1.	ЗАДАЧИ И ОРГАНИЗАЦИЯ
ПРОЦЕССА ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Целью проектирования нового самолета
является создание конструкции, обладающей
уникальными характеристиками, обеспечива-
ющими более эффективное выполнение тра-
диционных для данного типа самолетов функ-
ций либо новых, которые не могут быть
решены другими способами.
Задача проектирования состоит в разра-
ботке такого проекта, реализация которого
при определенных ограничениях обеспечивала
бы наиболее эффективное выполнение постав-
ленных целей проектирования. Эти ограниче-
ния определяются:
физическими законами механики полета
ЛА по аэродинамическому принципу;
уровнем научно-технических достижений
в авиастроении и смежных отраслях;
производственно-технологическими и
экономическими аспектами.
Современный самолет представляет собой
сложный технический комплекс с развитой
иерархической структурой, большим числом
элементов и внутренних связей. Так, планер
широкофюзеляжного самолета включает более
1 млн деталей.
В любом самолете можно выделить ряд
функциональных подсистем, предназначен-
ных для следующего:
создания подъемной силы;
обеспечения устойчивости и управля-
емости самолета на заданной траектории;
обеспечения движущей силы;
выполнения целевых функций;
жизнеобеспечения;
обеспечения управления и навигации в
различных условиях полета и др.
Каждая подсистема может включать комп-
лекс простых и сложных систем. Системы са-
молета взаимосвязаны и взаимообусловлены.
Например, для сверхзвуковых маневренных
самолетов широкое применение находят ин-
тегральные схемы, объединяющие крыло, фю-
зеляж, силовую установку, системы управле-
ния и устойчивости.
Самолет, в свою очередь, является эле-
ментом авиационного комплекса, органично
сочетающего людские и материальные ресур-
сы, выполняющего определенный полезные
функции. Функционально-структурная схема
авиационного комплекса представлена на
рис. 2.1.1. Авиационный комплекс — это эле-
мент транспортной системы или системы
обороны страны.
Все это определяет необходимость приме-
нения системного подхода к проектированию
самолетов.
Для реализации процесса проектирования
самолетов потребовалось создание специали-
зированных проектных организаций (ОКБ),
включающих сложные лабораторные и произ-
водственные подразделения. В своей деятель-
ности ОКБ опирается на работу отраслевых
научно-исследовательских институтов (НИИ),
занимающихся разработкой перспектив разви-
тия авиации в различных ее направлениях
(ЦАГИ, ГосНИИ АС, ГосНИИ ГА, ЦИАМ,
ВИАМ, ВИЛС и т.д.), и на опыт производства
и эксплуатации самолетов.
Сложившаяся организация исследований
и разработок, связанных с созданием нового
самолета, представлена на рис. 2,1.2 в виде
многоэтапного процесса принятия решений
с итерационными циклами как между от-
дельными этапами, так и внутри каждого из
них. Этот процесс укрупненно можно разде-
лить на четыре взаимосвязанных, но отлича-
ющихся объектами исследования и задачами
этапа.
Первый этап — “внешнее” проектирова-
ние — заключается в исследовании сложных
организационно-технических систем, включа-
154
Глава 2.1. ОРГАНИЗАЦИЯ И ОСНОВЫ МЕТОДОЛОГИИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Рис. 2.1.1. Функционально-структурная схема авиационного комплекса
требований
Техническое
заЗание на
проект
льное
проектирование
Т
-L
Эскизное *
проектирование —
Г 1Нет
Принятие
решении
Техническое
пребложение
Эскизный
проект
Рабочее _____ |
проектирование -«—>
Рабочий
проект
I Изготовление
“Топытных образцов,
-Нназемные и летные
I испытания
Рис. 2.1.2. Основные этапы разработки проекта самолета
т
I
Т
ющих в качестве элемента самолеты или се-
мейство самолетов.
На этом этапе принимаются решения о
типах, требуемых характеристиках самолетов
и их распределении по авиалиниям, харак-
теристиках аэродромов базирования и их
оборудовании, способах обслуживания само-
летов, номенклатуре и параметрах перевози-
мых грузов, составе экипажей и т.д. На этом
этапе формируется концепция будущего само-
лета и определяются количественно цели про-
ектирования в виде перечня его функций,
реализуемых в определенных условиях эксп-
луатации.
Результатом этих исследований является
техническое задание на проектирование само-
лета. Существует определенный порядок его
разработки и его типовая структура.
ЗАДАЧИ И ОРГАНИЗАЦИЯ ПРОЦЕССА ПРОЕКТИРОВАНИЯ
155
Второй этап проектирования — разработка
технического предложения (предварительное
проектирование, аванпроект), заключается в
выборе схемы и определении наивыгодней-
шего сочетания основных параметров самоле-
та, состава и структуры его систем, обеспечиваю-
щих выполнение заданных функций. Объектом
исследования является самолет определенного
назначения.
На этом этапе на основе анализа техни-
ческого задания, идей главного конструктора,
опыта конструкторского бюро и рекомен-
даций НИИ ранее сформулированная кон-
цепция самолета реализуется в виде его аван-
проекга.
В первом приближении определяются ос-
новные геометрические, массовые и энергети-
ческие характеристики проектируемого само-
лета, а также формируются законы управле-
ния им на различных участках траектории для
различных, предусмотренных требованиями,
профилей полета. Кроме того, связываются
воедино различные аспекты проектирования
самолета, касающиеся выбора и согласования
его геометрических, массовых, аэродинами-
ческих характеристик, высотно-скоростных и
расходных характеристик двигателей, конст-
рукции планера и структуры оборудования и
снаряжения, летно-технических данных и ха-
рактеристик боевой или транспортной эффек-
тивности.
Результатом этого этапа являются чертежи
общих видов рационального варианта самоле-
та и его компоновки, а также документация о
его летно-технических, экономических и экс-
плуатационных характеристиках. На ее осно-
вании компетентные органы принимают ре-
шение о целесообразности дальнейшей работы
над проектом или необходимости корректи-
ровки технического задания.
Третий этап — эскизное проектирование —
конкретная конструктивная компоновка само-
лета, отвечающая различным, весьма противо-
речивым требованиям, в том числе эксплуата-
ционным и технологическим.
В процессе компоновки уточняется цент-
ровка самолета, расчету которой предшествует
составление весовой сводки на основе прочно-
стных и весовых расчетов агрегатов планера и
силовой установки, ведомостей оборудования,
снаряжения, грузов и т.д.
В процессе эскизного проектирования
обычно проводятся широкие теоретические и
экспериментальные исследования агрегатов и
систем самолета: изготовляются и продувают-
ся в аэродинамических трубах модели само-
лета и его отдельных агрегатов; по результатам
исследований уточняются аэродинамический
расчет, расчет устойчивости и управляемости,
характеристики аэроупругости. По их резуль-
татам вносятся соответствующие исправления
в компоновку самолета, уточняются весовые
расчеты. Строится макет самолета, позволяю-
щий произвести взаимную пространственную
увязку агрегатов и систем самолета, размеще-
ние оборудования, оценить удобство размеще-
ния экипажа и целевой нагрузки.
Итог этого этапа — эскизный проект. Он
дает информацию об уточненных характеристи-
ках самолета, а также о форме, размерах и
взаимном расположении основных агрегатов и
функциональных элементов самолета.
Макетная комиссия производит комплекс-
ную оценку проекта, необходимую для приня-
тия решения о разработке рабочего проекта и
его реализации.
Второй и третий этапы иногда называют
общим проектированием, имея в виду, что объ-
ектом исследования является самолет в целом.
Четвертый этап — рабочее проектирование —
имеет целью выпуск всей технической доку-
ментации, необходимой для изготовления,
сборки, монтажа как отдельных агрегатов и
систем, так и самолета в целом.
На этом этапе на основе конструкторско-
технологической проработки выпускаются
чертежи общих видов агрегатов самолета, сбо-
рочные и деталировочные чертежи отдельных
частей самолета. Этот процесс (конструктиро-
вание или проектирование конструкций) на-
правлен на материальное воплощение проекта
в производстве. На этом этапе, как правило,
проводят:
экспериментально-исследовательские ра-
боты, связанные с внедрением новых матери-
алов, типов конструкций;
статические и динамические испытания
конструкций на прочность, вибрацию, ресурс;
стендовые испытания систем оборудова-
ния, управления, жизнеобеспечения.
Информация, полученная на этом этапе,
позволяет уточнять и конкретизировать
данные о проекте и, при необходимости, вно-
сить соответствующие коррективы в весовые и
прочностные расчеты.
Процессы изготовления опытных экзем-
пляров самолета, его наземные и летные испы-
тания органически связаны с этапами проек-
тирования. В процессе изготовления опытных
образцов осуществляется отработка техничес-
кой документации и технологии изготовления
самолета. В ходе испытаний определяются
156
Глава 2.1. ОРГАНИЗАЦИЯ И ОСНОВЫ МЕТОДОЛОГИИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
фактические характеристики самолета и сте-
пень соответствия техническому заданию. На
основании полученной информации прини-
маются решения о внесении изменений в про-
ект.
По итогам летных испытаний принимает-
ся решение о возможности серийного произ-
водства самолета.
2.1.2.	ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
НА ПРОЕКТИРОВАНИЕ
К исходным данным на проектирование
самолета относятся:
техническое задание на проектирование,
содержащее формализованные данные, опре-
деляющие задачи проектирования и ограни-
чения;
систематизированные данные, отражаю-
щие мировой уровень достижений в области
проектирования самолетов определенного
класса;
перечень, характеристики и области при-
менения новых технических решений из обла-
сти науки и техники, которые могут быть ис-
пользованы для совершенствования характе-
ристик вновь проектируемого самолета.
Техническое задание разрабатывается сов-
местно компетентными организациями, заин-
тересованными в появлении нового самолета
(заказчик), и проектно-конструкторскими орга-
низациями, занимающимися созданием само-
летов (разработчик). При этом инициатива
может исходить как от заказчика, так и от
разработчика.
В техническое задание, зависящее от типа
планируемого к разработке самолета, входят
следующие разделы.
Назначение — класс проектируемого само-
лета и его целевое назначение.
Общие положения — перечень норматив-
ных документов, выполнение которых обяза-
тельно при создании новых самолетов. К та-
ким документам относятся нормы летной год-
ности гражданских самолетов (Авиационные
правила АП-23, АП-25), нормы авиационно-
го шума и загрязнения окружающей среды;
общие технические требования, регламенти-
руемые отраслевыми стандартами и ограниче-
ниями (например, общие технические требо-
вания к компоновкам пассажирских кабин и
комплектующему пассажирскому, бытовому и
вспомогательному оборудованию); нормы для
установления посадочных минимумов само-
летов гражданской авиации и др. Анало-
гичные документы существуют и для военных
самолетов (общетехнические требования ВВС
и др.).
Летно-технические характеристики (ЛТХ) —
перечень задаваемых выходных характеристик
самолета, таких как скорости, дальности и высоты
полета, грузоподъемность и номенклатура пере-
возимых грузов, взлетно-посадочные и манев-
ренные характеристики и др.
Характеристики технического уровня се-
рийного самолета и его экономические харак-
теристики — обобщенные показатели эффек-
тивности самолета (транспортной, боевой,
топливной и др.), позволяющие оценить его
конкурентоспособность, стоимость. Информа-
ция этого раздела позволяет установить крите-
рий (критерии) при оптимизации проекта.
Перспектива развития самолета и его ос-
новных систем — информация о направлениях
развития проектируемого самолета и вариан-
тах его использования.
Конструкция, системы и оборудование са-
молета — требования к ресурсу планера и его
силовых элементов (в летных часах и посад-
ках), срок службы (в годах, общий и до перво-
го ремонта); требования к ресурсам комплек-
тующих изделий и оборудования.
Силовая установка и ее системы — основ-
ные характеристики двигателя, используемого
или разрабатываемого (модифицируемого) для
проектируемого самолета, в том числе, ресур-
сные характеристики, уровень шума и эмис-
сии, а также требования к системам и агрега-
там, обслуживающим двигатель. На вновь
создаваемые двигатели разрабатывается специ-
альное техническое задание.
Специальное оборудование — перечень ос-
новных задач, решаемых на проектируемом
самолете таким оборудованием (навигацион-
ное обеспечение полета, автоматическое уп-
равление полетом, связь самолета с наземны-
ми системами управления воздушным движе-
нием и внутрисамолетная связь, электроэнер-
гетическое обеспечение специального обору-
дования и бортовых систем, а также сбор и
обработка полетной информации).
Требования к надежности, системе тех-
нического обслуживания и ремонта — количе-
ственные значения вероятности возникнове-
ния особых ситуаций в полете, уровни
показателей надежности парка самолетов в
процессе эксплуатации, показатели эксплуата-
ционной технологичности, вероятность своев-
ременного вылета, а также программа техни-
ческого обслуживания и ремонта.
АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ
157
Уровень стандартизации и унификации —
предварительные задания о применении иа
самолете стандартов, степени унификации
двигателей, комплектующих изделий и обору-
дования.
Информация, содержащаяся в техничес-
ком задании, упорядочивает и детерминирует
процесс проектирования, накладывая суще-
ственные ограничения на выбор проектных
решений, а часто, и определяя некоторые из
них. Например, требования по обеспечению
безопасности в аварийных ситуациях и ком-
фортности пассажиров во многом определяют
параметры компоновки пассажирских сало-
нов, а для военных самолетов — выбор коли-
чества двигателей и т.д.
Следует отметить, что вследствие ряда
объективных причин, только в редких случаях
проектировщики имеют в распоряжении
окончательный вариант технического задания
к моменту начала работ над проектом. Обычно
техническое задание разрабатывается поэтап-
но, уточняясь и дополняясь в процессе работы
над проектом.
Почти столетний опыт самолетостроения,
соответствующим образом систематизирован-
ный и обработанный, служит ценным источ-
ником информации при поиске и принятии
решений в процессе разработки проекта ново-
го самолета. Эта информация особенно важна
на начальных этапах проектирования, по-
скольку она позволяет обоснованно сузить
поле поиска при выборе схемы самолета, типа
и числа двигателей, диапазона варьирования
проектных параметров.
В рамках технологии автоматизированно-
го проектирования подобная информация си-
стематизируется, хранится, обрабатывается и
пополняется в банке данных САПР.
Успех создания нового самолета во мно-
гом определяется уровнем применения в его
проекте новых прогрессивных научно-техни-
ческих решений, накопленных к моменту раз-
работки самолета в различных отраслях науки
и техники. Это могут быть новые конструкци-
онные материалы, новые способы изготовле-
ния и соединения элементов конструкций,
различные усовершенствования, направлен-
ные на улучшение аэродинамических характе-
ристик, новые двигатели с улучшенными
удельными параметрами, более совершенное
бортовое оборудование и системы и др.
По экспертным оценкам, для создания
конкурентоспособного самолета при его разра-
ботке необходимо внедрить от 50 до 150 новых
технических решений. При этом для уменьше-
ния степени технического риска от их внедре-
ния необходимо, чтобы не менее 2/3 из них
были отработаны и проверены уже к началу
проектирования. Это определяет важность ши-
рокого проведения научно-исследовательских
и опытно-конструкторских работ, как в отрас-
левых НИИ, так и в ОКБ, по перспективным
направлениям авиастроения. В рамках таких
работ формируется научно-технический задел,
используемый при проектировании нового са-
молета.
2.1.3.	МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ
АВТОМАТИЗИРОВАННОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Анализ процесса проектирования показы-
вает, что это последовательно-параллельный
итерационный процесс подготовки и приня-
тия решений. Существенным является то, что
итерации осуществляются не только между ос-
новными этапами проектирования, но и внут-
ри каждого из них.
Отметим, что аванпроект и эскизный про-
ект — наиболее ответственные этапы создания
самолета, поскольку при затрате максимум
20...25% времени всей работы и не более
5... 10% средств принимается 75...80% основ-
ных (технических и организационных реше-
ний по проекту). Следует отметить, что от пра-
вильности принятия решений на ранних этапах
проектирования часто зависит судьба проекта.
Ошибки, допущенные на ранних этапах разра-
ботки проекта, могут привести к слишком боль-
шим затратам средств и времени на его дора-
ботку в процессе рабочего проектирования и
создания или даже к невозможности реализа-
ции проекта.
Успешное решение проблем повышения
технического уровня, сокращения сроков раз-
работки и снижения материальных затрат не-
разрывно связано с автоматизацией и инфор-
мационной поддержкой как всех этапов про-
ектирования и создания самолета, так и всего
его жизненного цикла, вплоть до списания
и утилизации. Предпринятые в этом направле-
нии усилия привели к созданию в нашей стра-
не целого ряда автоматизированных систем:
управления (АСУ); научных исследований
(АСНИ); технологической подготовки произ-
водства (АСТПП); автоматизированного рабо-
чего места (АРМ) и др.
Определенные результаты достигнуты и в
решении проблемы автоматизации проектно-
158
Глава 2.1. ОРГАНИЗАЦИЯ И ОСНОВЫ МЕТОДОЛОГИИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
конструкторских работ на основе создания си-
стем автоматизированного проектирования
(САПР) и конструирования (АСК). Так, широ-
кое практическое применение нашли автома-
тизированные системы анализа напряженного
состояния сложных авиационных конструк-
ций, системы расчета обтекания аэродинами-
ческих поверхностей, система расчета харак-
теристик устойчивости и управляемости,
проблемно-ориетированные системы проекти-
рования самолетов и др. В целом, завершен
этап разработки формализованных моделей
основных этапов и элементов процесса проек-
тирования и создания соответствующих авто-
матизированных систем.
В настоящее время начался переход от ма-
тематического моделирования и автоматиза-
ции отдельных элементов процесса проекти-
рования к созданию интегрированных систем
автоматизированного проектирования, являю-
щихся важнейшим элементом CALS-техноло-
гий (Continious Asquisition and Life-cycle
Support — постоянная информационная под-
держка жизненного цикла — создания и функ-
ционирования сложных изделий машино-
строения).
Укрупненная структура системы комплек-
сной автоматизации проектно-конструкторс-
ких работ и ее связи с другими автоматизиро-
ванными системами показана на рис. 2.1.3.
Особенностью системы является то, что она
состоит из информационно увязанных подси-
стем, моделирующих деятельность структур-
ных подразделений ОКБ. Это позволяет пре-
одолеть психологический барьер на пути вне-
дрения новой технологии, а также обеспечить
поэтапный ввод и получение положительного
эффекта от внедрения отдельных подсистем.
Разумеется, такие подсистемы должны рас-
сматриваться и создаваться как элементы ин-
тегральной САПР.
Реализация процесса проектирования в
рамках САПР потребовала разработки методо-
логии автоматизированного проектирования.
В ее основе лежат:
принципы системного подхода;
методы математического моделирования;
достижения современных информацион-
ных технологий;
интеллектуальный опыт, накопленный
всеми поколениями проектировщиков при со-
здании различных образцов авиационный тех-
ники.
Системный подход предполагает изучение
системы и ее поведения как единого объекта,
выполняющего определенные функции в конк-
ретных условиях. В его основе лежит предполо-
жение о возможности расчленения (декомпози-
ции) сложных систем на самостоятельные под-
системы, что значительно облегчает их изучение.
Рис. 2.1.3. Укрупненная структура комплексной системы автоматизации
проектно-конструкторских работ
АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ
159
Создание методов обоснованного расчле-
нения системы на подсистемы, а процесса
проектирования на подпроцессы (этапы) и
определение существенных связей между рас-
члененными элементами (определение “вхо-
дов” и “выходов”) является одной из цент-
ральных задач новой методологии.
Математическое моделирование на ЭВМ
требует разработки математических моделей
исследуемых систем и процессов. В соответст-
вии с принципами системного подхода каждо-
му этапу проектирования соответствуют свои
модели, отличающиеся точностью и набором
моделируемых свойств и параметров. Основ-
ной проблемой является выделение для каж-
дого рассматриваемого момента или уровня
исследований необходимого и достаточного
набора переменных и отношений между ними,
обеспечивающих эффективное решение рас-
сматриваемой задачи.
Важной проблемой реализации новой ме-
тодологии является разработка принципов и
методов отыскания оптимальных параметров
системы и ее элементов. Задача определения
взаимосвязанной совокупности критериев,
позволяющих на каждом уровне расчленения
системы оценивать результаты проектирова-
ния, находить с помощью формальных мето-
дов для каждого элемента подсистемы такие
параметры, которые бы обеспечивали наилуч-
шую эффективность системы в целом, реша-
ется на основе принципа оптимальности [24]:
если объекты элементов и подсистем всех
уровней оптимальны в смысле критериев, со-
ответствующих системам более высокого уров-
ня, то система оптимальна в целом. Это озна-
чает, что, хотя для каждой стадии проектиро-
вания и каждой подсистемы могут существо-
вать свои критерии оценки, все они должны
быть согласованы с общей целью проектиро-
вания.
Имея набор моделей, с определенной сте-
пенью достоверности отражающих реальный
объект или процесс, можно приступить к ре-
шению проектной задачи. При этом разработ-
ка машинного (человекомашинного) алгорит-
ма ее решения — наиболее сложная часть
проблемы реализации методологии автомати-
зированного проектирования.
Первые результаты в развитии и практи-
ческой реализации новой методологии в на-
шей стране были получены при решении задач
внешнего проектирования. Были созданы тео-
ретические основы и практические методы
проектирования авиационных комплексов,
опирающиеся на математическое моделирова-
ние боевых и транспортных операций с помо-
щью ЭВМ [б, 10, 43, 46].
Отмечая достаточно высокий уровень раз-
вития общей теории проектирования техниче-
ских систем, необходимо отметить два обстоя-
тельства.
1. Недостаточный уровень разработки
практических методов реализации принципов
системотехники при решении задач “внутренне-
го” проектирования самолетов, поскольку это
творческий процесс, который нельзя свести
только к математическому моделированию. Зна-
чительная доля проектных процедур не поддает-
ся формализации, особенно при создании прин-
ципиально новых объектов техники. К тому же
особенности задач внутреннего проектирования
с математической точки зрения делают чрезвы-
чайно сложным применение существующего ма-
тематического аппарата для решения подобных
задач, особенно оптимизационных.
2. Проектирование самолета — процесс
коллективный и для его успешной реализации
необходимо учитывать не только технические,
но и организационные и психологические
факторы.
Пример внутреннего проектирования транс-
портного самолета. Учитывая сложившуюся
структуру проектных организаций и проведенную
систематизацию объектов и задач проектирова-
ния, структурно-функциональную схему самолета
как объекта проектирования можно представить в
виде восьмиуровневой иерархической структуры
(рис. 2.1.4). Иерархические уровни 1 — 8 связаны
между собой двумя типами отношений: один тип
характеризует структуру системы, упорядочивая
состав ее элементов (блоков, агрегатов и т.д.) и
связь частей между собой (сплошные линии);
другой — связь элементов системы и ее отдель-
ных иерархических уровней функциональными
отношениями (штриховые линии).
Осуществив декомпозицию системы, можно
приступить к анализу связей между расчлененны-
ми уровнями. При этом необходимо выделить все
существенные связи, которые могут оказать за-
метное влияние на результаты решения задачи
определенного уровня. Игнорирование даже од-
ной такой связи может привести к результатам,
весьма далеким от ожидаемых.
В соответствии с принципами системного
подхода при решении задачи на Z-м уровне необ-
ходимо рассматривать, как минимум, связи 1+1- и
1- 7-ого уровней. Рассмотрим характер связей на
иерархических уровнях 1-5, соответствующих эта-
пам разработки технического задания, техничес-
кого предложения и эскизного проекта.
С информационной точки зрения эти связи
делятся на прямые и обратные. Прямые связи
между уровнями разработки технического зада-
160
Глава 2.1. ОРГАНИЗАЦИЯ И ОСНОВЫ МЕТОДОЛОГИИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Рис. 2.1.4. Фрагменты графической модели
структурно-функциональной схемы самолета
ния и технического предложения — это перемен-
ные, характеризующие заданные летно-техничес-
кие и другие характеристики технического зада-
ния. Прямые связи между уровнями разработки
технического предложения и эскизного проекта
отражают те решения по проекту, которые долж-
ны быть приняты к моменту начала эскизного
проектирования. Эти решения информационно
выражаются в виде числового, графического и
словесного описания проекта, позволяющего
оценить возможность или степень выполнения
технического задания.
Для уровня разработки технического зада-
ния обратные связи отражают прогнозируемые
технико-экономические характеристики перс-
пективных самолетов, выражаемые через такие
обобщенные показатели, как относительная
масса пустого снаряженного самолета (весовое
совершенство), крейсерское аэродинамичес-
кое качество (аэродинамическое совершенст-
во), удельный расход топлива (совершенство
силовой установки), а для уровня разработки
технического предложения — аэродинамичес-
кие характеристики различных схем самолета,
характеристики двигателей, оборудования и
систем, физико-механические свойства конст-
рукционных материалов и др.
Анализ входной и выходной информации
позволяет конкретизировать постановку зада-
чи на определенном иерархическом уровне.
Входная информация определяет исходные
данные для решения задачи, а выходная — вид
получаемого ответа.
Изучение информационных потоков меж-
ду расчлененными элементами системы поз-
воляет установить для каждого уровня
номенклатуру переменных процесса проекти-
рования, а изучение характера структурно-
функциональных связей — отношения между
АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ
161
ними, в результате чего можно приступить к
разработке моделей, с помощью которых и ре-
шается конкретная задача.
Из принципов системного подхода сле-
дует одно важное положение, позволяющее
понизить размерность моделей: эффектив-
ность системы более высокого иерархического
уровня зависит от обобщенных характеристик
подсистем нижнего иерархического уровня и,
при равном уровне этих характеристик, не за-
висит от того, каким именно способом они
обеспечиваются.
Каждому уровню проектирования свой-
ственны свои модели, отличающиеся числом
учитываемых в ней факторов и связей, а также
номенклатурой субмоделей, которая зависит
от природы процессов, исследуемых на рас-
сматриваемом уровне, и отражает те или иные
стороны структуры и функционирования са-
молета и его подсистем.
Рассмотрим структуру модели самолета
на этапе разработки технического предложе-
ния. Ее основное назначение — получение
надежной информации о возможности реали-
зации тех или иных проектно-конструкторс-
ких решений для удовлетворения поставлен-
ных целей проектирования, а также оценка
сравнительной эффективности их решений с
целью выбора рационального. В основе мо-
дели самолета лежат связи между его пара-
метрами и характеристиками: летно-техни-
ческими, эксплуатационной и производ-
ственной технологичности, надежности и др.
Эти связи при разработке модели объеди-
няются в отдельные блоки (субмодели само-
лета).
Блочный принцип построения модели
имеет ряд достоинств. В частности, появляет-
ся возможность разработки и совершенствова-
ния субмоделей специалистами, компетентны-
ми в определенной области знаний, достигает-
ся определенная гибкость при построении
расчетных моделей при различных постанов-
ках задачи проектирования.
В основе математического описания суб-
моделей самолета лежат различные методы ве-
сового и аэродинамического расчетов, проч-
ностных расчетов и расчетов устойчивости и
управляемости, расчетов высотно-скоростных
и дроссельных характеристик двигателя, а так-
же методы прикладной геометрии и др. При
этом решающими факторами, определяющи-
ми выбор того или иного метода, являются, с
одной стороны, наличие исходной информа-
ции, а с другой, — целесообразная размер-
ность модели.
Построение формализованных процедур в
рамках автоматизированного проектирования
самолета обусловило систематизацию проект-
ных задач и алгоритмов их решения. Это по-
зволило определить в них инвариантные фраг-
менты и оценить возможности применения
для их решения математического аппарата, а
также способы объединения формальных и не-
формальных процедур.
Применительно к этапу разработки техни-
ческого предложения, задачи условно можно
разделить на два класса, отличающиеся степе-
нью свободы варьирования переменных про-
ектирования.
Задачи проектирования “от технического
задания”, в которых большинство переменных
(факторов) проектирования, за исключением
заданных параметров и характеристик, подле-
жат выбору и оптимизации в процессе проек-
тирования. Основные из них связаны со следу-
ющим:
1)	выбором опорной конфигурации (схемы)
самолета и его масштабированием, т.е. опреде-
лением их основных проектных параметров,
компоновки и центровки самолета, удовлетво-
ряющих требованиям технического задания;
2)	исследованием чувствительности про-
екта к изменению факторов проектирования,
т.е. оценкой влияния различных вариантов
проектных решений (схемных, параметричес-
ких) на степень соответствия техническому за-
данию и технико-экономические характерис-
тики самолета;
3)	оптимизацией проектных параметров
самолета по выбранному критерию (критери-
ям) с учетом ограничений, налагаемых уров-
нем установленных в техническом задании ха-
рактеристик, а также требованиями норматив-
ных документов;
4)	расчетом летно-технических и технико-
экономических характеристик самолета с вы-
бранными параметрами.
Задачи, связанные с проектированием раз-
личных вариантов (модификаций) самолета на
основе имеющегося базового. Разработка моди-
фикаций связана с заменой отдельных агре-
гатов и систем (двигателя, крыла, оборудова-
ния), с внедрением новых материалов, с
совершенствованием аэродинамики частей са-
молета. Особую группу составляют задачи мо-
дификации проекта (проектирования “от
прототипа”) под различные варианты его при-
менения с максимальным использованием аг-
регатов, систем и отсеков базового варианта
(принцип модульности в проектировании). В
таких задачах свобода проектировщика в вы-
6 - 9874
162
Глава 2.1. ОРГАНИЗАЦИЯ И ОСНОВЫ МЕТОДОЛОГИИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
боре переменных проектирования существен-
но ограничена ранее принятыми решениями.
По номенклатуре задачи этого класса анало-
гичны задачам 1 и 2.
Анализ этих задач позволяет определить
структуру алгоритмов их решения. Обозначим
вектор параметров, однозначно описывающих
структуру, форму и размеры проектируемого
объекта,
Х=(х1,х2,...,хя),
вектор характеристик объекта
У=(У1,Л-..,Л).
Рис. 2.1.5. Схема обобщенного алгоритма решения
задач параметрического анализа и синтеза
Рис. 2.1.6. Схема решения оптимизационных задач
Характеристики являются функцией пара-
метров, а в общем случае — функцией других
характеристик.
Связи между параметрами и характерис-
тиками представляют собой основу модели
объекта, с помощью которой можно решить
следующее три типа задач, отличающихся
структурой алгоритмов.
Задачи параметрического анализа, связан-
ные с определением характеристик проектиру-
емого объекта Y при выбранных параметрах
У=<р(.Х). Это задачи определения летно-тех-
нических и технико-экономических характе-
ристик, анализа масс и прочности самолета и
его частей и др., т.е. задачи 2 и 4. Они решают-
ся на основе линейных и разветвляющихся ал-
горитмов.
Задачи параметрического синтеза, свя-
занные с определением проектных парамет-
ров, при которых значения характеристик
удовлетворяют наперед заданным условиям
(ограничениям), т.е. находятся в допустимой
области Удоп:
Аг = <р'(У).	(2.1.1)
К этому типу относится широкий класс
задач, связанный с определением рациональ-
ной структуры и параметров самолета и его ча-
стей, т.е. задачи 1.
Решение задач этих двух типов может
быть осуществлено на основе обобщенного
алгоритма, схема которого представлена на
рис. 2.1.5. Как видно, задача синтеза включа-
ет в себя задачу анализа.
Задачи оптимизации возникают, когда
при решении задачи структурно-параметриче-
ского синтеза ставится цель достижения экс-
тремума целевой функции, являющейся кри-
терием оптимальности проекта. К этому типу
относятся задачи 3.
Для их решения требуется количественное
выражение критерия оптимальности или целе-
вой функции F, зависящей от параметров, а в
общем случае — характеристик, а затем ищет-
ся экстремум этой функции в области допус-
тимых изменений проектных параметров
у
лдогг
extrF(X,y(X)), ^6ЙГДОП. (2.1.2)
Общая схема решения оптимизационных
задач представлена на рис 2.1.6.
Существуют два подхода к решению таких
задач. Согласно одному подходу оптимальный
вариант ищется путем перебора параметров по
логике, определяемой проектировщиком, ко-
торый выполняет функцию обратной связи в
СХЕМЫ САМОЛЕТОВ И ОСОБЕННОСТИ ИХ ПРОДОЛЬНОЙ БАЛАНСИРОВКИ
163
модели. При этом решение проектных задач
осуществляется методами сеточного поиска,
сканирования, “слепого" поиска [11].
Другой подход характеризуется включени-
ем в обратную связь модели специальной фор-
мализованной стратегии управления. Логичес-
кий процесс формирования последователь-
ности улучшаемых проектов осуществляется
автоматически на основе информации о резуль-
татах предыдущих итераций. Такой подход реа-
лизуется с помощью упорядоченных методов
поиска экстремума функций и функционалов.
Таким образом, задачи внутреннего про-
ектирования в зависимости от особенностей
алгоритмов их решения, сводятся к задачам
структурно-параметрического анализа и син-
теза. Следует отметить, что с точки зрения
формализации процесса решения этих задач
их алгоритмы основываются на процедурах
анализа проектных альтернатив. Однако преж-
де чем проводить анализ, необходимо тем или
иным способом сформулировать проектную
альтернативу (синтезировать гипотезу), а в за-
дачах структурно-параметрического синтеза
кроме этого требуется, проанализировав раз-
личные альтернативы, на основе процедур
принятия решений осуществить отбор (селек-
цию) оптимального варианта.
Генерация альтернативных схем самолета
осуществляется эвристическим методом с
учетом анализа особенностей различных ва-
риантов.
Методика и алгоритмы определения про-
ектных параметров, реализующих изложенную
методологию, описаны ниже.
Глава 2.2
ВЫБОР СХЕМЫ И СИЛОВОЙ
УСТАНОВКИ САМОЛЕТА
Первые вопросы, которые приходится ре-
шать при проектировании любого самолета, —
какую принять схему самолета; какие и сколь-
ко двигателей установить на самолете; где их
расположить (например, на хвостовой части
фюзеляжа или на пилонах под крылом) и т.д.
От оптимального решения этих задач зависит
полнота выполнения тактико-технических
требований (ТТТ), предъявляемых к проекти-
руемому самолету. Факторы, влияющие на вы-
бор принятого решения, многообразны, как
многообразно описанное ниже количество
возможных вариантов.
2.2.1.	СХЕМЫ САМОЛЕТОВ И
ОСОБЕННОСТИ ИХ ПРОДОЛЬНОЙ
БАЛАНСИРОВКИ
Схема самолета (аэродинамическая) —
внешняя конфигурация самолета, обусловлен-
ная наличием, взаимным расположением и
формой основных его частей.
Важнейшим признаком, характеризую-
щим схему самолета, является способность его
продольной балансировки.
Продольная балансировка самолета —
приведение к нулю суммы моментов сил, дей-
ствующих на самолет относительно попереч-
ной оси.
Существуют четыре основные (балансиро-
вочные) схемы самолета (рис. 2.2.1): нормаль-
ная, “утка”, “бесхвостка”, “летающее крыло”,
а также их некоторые комбинации.
Нормальная схема и схема “утка” балан-
сируются подъемной силой горизонтального
оперения Уг0, а схемы “бесхвостка” и “ле-
тающее крыло” — подъемной силой элево-
Рис. 2.2.1. Основные (балансировочные) схемы
самолетов:
а — нормальная; б — “утка”; в — “бесхвостка”;
г — “летающее крыло”
6*
164
Глава 2.2. ВЫБОР СХЕМЫ И СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА
Рис. 2.2.2. Продольная балансировка самолетов различных схем:
а — нормальной; б — “утки”; в — “бесхвостки”
нов Уэл (возникающей при отклонении эле-
вонов). Эти силы приложены на плече соот-
ветственно Zj,0 или 1^,, — на расстоянии от
центра тяжести самолета до точки приложе-
ния силы (рис. 2.2.2).
Из условия балансировки самолета тео-
ретически наилучшей схемой является схема
“утка”, так как необходимая для урав-
новешивания силы тяжести самолета подъем-
ная сила крыла Укр = С-УГ0, а следователь-
но, требуется меньшая, чем при других
схемах, площадь крыла (и вес конструкции
крыла). Однако преимущество схемы “утка”
практически исчезает, так как скосы потока
от ГО, попадая на переднюю кромку крыла,
уменьшают его несущую способность, а сле-
довательно, приходится увеличивать площадь
крыла. Если ГО расположить на самом верху
фюзеляжа и максимально приблизить его к
крылу (чтобы скосы потока от горизонтально-
го оперения (ГО), попадали на верхнюю по-
верхность крыла, а не на переднюю кромку),
то несущая способность крыла не умень-
шится, но уменьшится Lro , т.е. потребуется
большая площадь 5ГО.
При схемах “бесхвостка” и “летающее
крыло” ГО отсутствует (нет лобового сопро-
тивления ГО и нет веса конструкции ГО). Од-
нако элевоны, отклоненные вверх, уменьшают
несущую способность крыла, которую
приходится компенсировать большей его
площадью.
По нормальной схеме построено абсолют-
ное большинство самолетов различных типов:
легких, тяжелых, дозвуковых, сверхзвуковых,
гражданских, военных.
По схеме “утка” построено сравнительно
небольшое число самолетов. Современные вы-
сокоманевренные истребители, неустойчивые
при числе Маха М<1, в настоящее время про-
ектируются по схеме “утка”, которая при сте-
с
пени продольной устойчивости тг у > 0 по-
зволяет получить более высокие характерис-
тики маневренности.
По схеме “бесхвостка” построено доста-
точно большое количество дозвуковых и
сверхзвуковых самолетов. По схеме “летающее
крыло” спроектирован современный бомбор-
дировщик-невидимка В-2, а также другие са-
молеты.
За всю историю развития авиации было
сделано немало попыток применить схемы
“бесхвостка”, “утка” и “летающее крыло”.
Однако до появления автоматических систем
управления они, как правило, заканчивались
опытными экземплярами или сравнительно
малыми сериями производства самолетов.
Основные причины неудач связаны со
следующим:
с трудоемкостью обеспечения приемле-
мых характеристик устойчивости и управляе-
мости на всех режимах полета;
с невозможностью или ограниченностью
механизации задней кромки крыла.
Самолеты, выполненные по схемам “бес-
хвостка” и “летающее крыло”, вынуждены
взлетать и садиться на больших углах атаки а.
что требует очень большой высоты стоек шасси
(т.е. увеличения массы шасси и самолета).
Потери аэродинамического качества па ба-
лансировку самолета зависят от площади
плеча Lm ГО и геометрических характе-
ристик, определяющих взаимное расположе-
ние трех важнейших точек самолета: центра
тяжести (ц.т), центра давления (ц.д), т.е. точки
приложения силы Уго и точки фокуса/’(аэро-
динамического) — точки приложения прира-
щения подъемной силы ±ДУ при изменении
угла атаки.
Чтобы обеспечить заданную (необхо-
димую) для конкретного самолета степень
СХЕМЫ САМОЛЕТОВ И ОСОБЕННОСТИ ИХ ПРОДОЛЬНОЙ БАЛАНСИРОВКИ
165
(запас) продольной статистической устойчи-
вости тгу (производной коэффициента мо-
мента тангажа по коэффициенту подъемной
силы), эти точки должны располагаться на
строго определенном расстоянии от носка
средней аэродинамической хорды (САХ) кры-
ла, спроектированной на плоскость симмет-
рии самолета (рис. 2.2.3).
Максимальное аэродинамическое качест-
во самолета с учетом потерь на балансировку
^тах —
1 I сг
2^Сх0(1+со)
где Су — производная коэффициента
подъемной силы по углу атаки; Сх0 — коэф-
фициент лобового сопротивления при коэф-
фициенте подъемной силы Су = 0; со — коэф-
фициент, учитывающий влияние балансиров-
ки на сопротивление самолета.
Для нормальной схемы самолета
со =
АХ2	f. 1
—-------1+—---------
( До —	,	*^*го ,
2 Ах
— Ах
для схемы “утка”
Ах2 f, 1 1 2Дх
(Д-о ~~ Ахj До , До + Ах
Q
Чем больше величина mzyy тем больше
потери аэродинамического качества самолета
на балансировку, так как увеличивается рас-
стояние между фокусом и центром тяжести
самолета:
х f — Xj —- (Дх ± 5Г0 х	“
1 + До
где + 5roxZ,ro для нормальной схемы,
- 5г0 х До для схемы “утка”.
Поэтому в длительном (крейсерском) по-
лете необходимо иметь минимально допусти-
сь
мую величину тг у-
При переходе от дозвуковой к сверхзвуко-
вой скорости полета, как известно, фокус
сильно сдвигается назад и величина mzy зна-
чительно увеличивается (рис. 2.2.4).
Схема “бесхвостка” по сдвигу фокуса на-
зад при переходе от числа М<1 к числу
М > 1 занимает некоторое среднее положение
между нормальной схемой и схемой “утка”.
Уменьшить сдвиг фокуса на сверхзвуко-
вых скоростях можно, применив ряд мер при
аэродинамической компоновке самолета:
установить плавающее (флюгирующее) на
дозвуковой скорости ПГО;
применить корневые наплывы на крыле;
применить геометрическую (или аэроди-
намическую) крутку крыла.
С
Уменьшить величину mzy можно так же,
приблизив центр тяжести самолета к фокусу за
счет перекачки топлива из передних баланси-
ровочных баков в задние (рис. 2.2.5). Однако
такую процедуру можно выполнить только на
больших самолетах, так как для этого требует-
ся достаточно большой объем балансировоч-
Рис. 2.2.3. Геометрические характеристики, опре-
деляющие продольную балансировку самолета
Рис. 2,2.4. Изменение степени продольной
статистической устойчивости самолета
нормальной схемы и схемы “утка”
166
Глава 2.2. ВЫБОР СХЕМЫ И СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА
ных баков при достаточном расстоянии между
ними (рис. 2.2.6). На истребителях нет ни того,
ни другого.
Современные высокоманевренные истре-
бители, неустойчивые при М<1, т.е. при
Q
mzy >0, на сверхзвуковых скоростях из-за
сдвига фокуса становятся устойчивыми, т.е.
С	с
mzy <0, но величина mzy, а следовательно,
потери на балансировку существенно меньше,
чем у самолетов, устойчивых при М<1.
Внешние конструктивные особенности так-
же оказывают существенное (иногда определя-
ющее) влияние на летно-технические характе-
ристики самолета. Наиболее характерные из
них следующие:
1)	количество крыльев — моноплан (одно
крыло); биплан (был и триплан);
2)	форма крыла в плане — прямое;
стреловидное; с изменяемой в полете стрело-
видностью (геометрией) крыла; следует от-
метить, что в форме крыла самолета существу-
ют еще (и немаловажные) нюансы; прямое
крыло может быть трапециевидным и прямо-
угольным, стреловидная часть крыла — пря-
мой и обратной, угол стреловидности —
Рис. 2.2.5. Типичное изменение положение центра тяжести и аэродинамического фокуса самолета
в процессе полета (хТ1 — предельное переднее положение центра тяжести; хТ2 — предельное
заднее положение центра тяжести; хт — допустимый диапазон центровок самолета; —
сдвиг аэродинамического фокуса при переходе от дозвукового к сверхзвуковому полету;
хт.кр — возможное положение центра тяжести в сверхзвуковом крейсерском полете,
после перекачки топлива из передних балансировочных баков в задние)
Рнс. 2.2.6. Размещение топливных баков на сверхзвуковом
пассажирском самолете “Конкорд”:
1,2,8— балансировочные баки; 3,7 — расходные баки;
4,5,6,9,10— основные баки
СХЕМЫ САМОЛЕТОВ И ОСОБЕННОСТИ ИХ ПРОДОЛЬНОЙ БАЛАНСИРОВКИ
167
постоянным по размаху крыла и переменным
и др.;
3)	расположение крыла на фюзеляже
(рис. 2.2.7) — низкоплан (крыло крепится к
фюзеляжу снизу); среднеплан; высокоплан;
4)	вид крепления крыла к фюзеляжу —
свободнонесущий моноплан (для крыльев с
большим удлинением X); подкосный моно-
план;
5)	тип фюзеляжа — фюзеляж-корпус; фю-
зеляж-гондола (двухбалочная схема); фюзе-
ляж-лодка;
6)	взаимное расположение вертикального
оперения (ВО) и горизонтального (рис. 2.2.8)
— ВО и ГО расположены на фюзеляже; ГО на-
ходится на ВО; ГО на самом верху ВО (Т-об-
разное оперение); два киля и ГО расположены
на фюзеляже; ВО на ГО (обычно два киля,
редко три); ВО и ГО едины (V-образное
оперение);
7)	расположение двигателей на самолете —
внутри фюзеляжа (в носовой или хвостовой
части); на (в) крыле; на хвостовой части фюзе-
ляжа (если три двигателя, то средний установ-
лен в фюзеляже или на киле); на пилонах под
крылом;
8)	тип воздухозаборника — лобовой; боко-
вой; подфюзеляжный (подкрыльный) и др.;
9)	тип шасси (рис. 2.2.9) — трехопорное с
хвостовым колесом (опорой); трехопорное (на
тяжелых самолетах многоопорное) с носовым
колесом; двухопорное (велосипедное).
В результате анализа особенностей раз-
личных схем намечается ряд альтернативных
вариантов, которые рассматриваются в про-
цессе предварительного проектирования.
Рнс. 2.2.7. Взаимное расположение крыла и фюзеляжа самолетов:
а — высокоплан; б — среднеплан; в — низкоплан
Рнс. 2.2.8. Взаимное расположение горизонтального и вертикального оперения самолетов:
а — один киль ВО и ГО расположены на фюзеляже; б — ГО на ВО; в — ГО на самом верху ВО
(Т-образное оперение); г — два киля и ГО расположены на фюзеляже; д,е — ВО на ГО
(обычно два киля, редко три); ж — ВО и ГО едины (V-образное оперение)
Рис. 2.2.9. Взанмиое расположение опор самолетов:
а — трехопорное шасси с носовым колесом; б — трехопорное шасси с хвостовой вспомога-
тельной опорой; в — велосипедное шасси с подкрыльевыми вспомогательными опорами
168
Глава 2.2. ВЫБОР СХЕМЫ И СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА
2.2.2.	СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ НИХ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
В силовую установку самолета входят:
двигатели с их агрегатами и системами; вход-
ные устройства (воздухозаборники); топлив-
ная система.
Теория и проектирование отдельных сис-
тем силовой установки подробно освещены в
специальной литературе. Ниже рассмотрены
лишь вопросы проектирования силовых уста-
новок, непосредственно связанные с общим
проектированием самолета, которые возника-
ют уже на этапе предварительного проектиро-
вания, когда выбирается схема самолета и
формируется его облик. Именно силовая уста-
новка также во многом определяет облик са-
молета.
Типы авиационных двигателей. Для сило-
вой установки современных самолетов при-
меняются следующие типы двигателей: порш-
невые двигатели внутреннего сгорания (ПД);
воздушно-реактивные двигатели (ВРД); жид-
костно-реактивные двигатели (ЖРД).
Поршневые двигатели в настоящее время
устанавливаются только на очень легких са-
молетах (спортивных, туристических, сельско-
хозяйственных и т.д.), ибо маломощный пор-
шневой двигатель лучше маломощного воз-
душно-реактивного по удельному расходу
топлива.
Жидкостно-реактивные двигатели приме-
няются на воздушно-космических самолетах, а
ранее устанавливались на экспериментальных
самолетах.
Наибольшее распространение в современ-
ной авиации имеют ВРД — газотурбинные (ГТД)
и прямоточные воздушно-реактивные (ПВРД).
Последние могут найти применение в гипер-
звуковых самолетах со скоростью полета, соот-
ветствующей числу М>4.
ГТД, в свою очередь, делятся на:
турбореактивные (ТРД), применявшиеся
на реактивных самолетах первого поколения,
сейчас не используются;
турбореактивные с форсажной камерой
(ТРДФ), устанавливаемые на сверхзвуковых
самолетах, сейчас не используются;
двухконтурные турбореактивные (ТРДД);
двухконтурные турбореактивные с фор-
сажной камерой (ТРДДФ);
турбовинтовые (ТВД), применявшиеся на
дозвуковых самолетах, сейчас устанавливаются
на сравнительно легких самолетах;
турбовинтовентиляторные (ТВВД), ис-
пользуются на тяжелых самолетах.
Наибольшее распространение в современ-
ной авиации имеют двухконтурные двигатели.
Степенью двухконтурности т двигателя на-
зывается отношение расхода воздуха через
второй контур к расходу воздуха через первый
(внутренний) контур. ТРДД современных до-
звуковых самолетов (всех типов) имеют сте-
пень двухконтурности /л = 3...6 и более.
ТРДДФ устанавливаются на современных
сверхзвуковых самолетах (истребители всех
типов и др.). Они характеризуются значитель-
но меньшей степенью двухконтурности:
т = 0,3...0,7 для истребителей и лг = 1...2 для
бомбардировщиков.
Характеристики авиационных двигателей.
Основными характеристиками авиационных
двигателей, по которым осуществляется их
сравнительная оценка уже на этапе предвари-
тельного проектирования (в том числе при вы-
боре схемы) самолета, являются:
удельная сила тяги Руд, даН с/кг;
удельный расход топлива СР, кг/(даН ч);
высотно-скоростные характеристики —
полная сила тяги Р = /(/ДМ) и удельный
расход топлива Ср = /(Я;М);
удельный вес YOT;
габаритные размеры (длина и максималь-
ный диаметр).
Эти характеристики определяются глав-
ным образом следующими важнейшими газо-
динамическими параметрами двигателя:
температурой газа перед турбиной Т*, К;
суммарной степенью повышения давле-
ния (степенью сжатия) в компрессоре л*;
степенью двухконтурности двигателя т.
Газодинамические параметры ГТД суще-
ственно изменились. Если в 50-х годах XX века
они характеризовались следующими значениями
Г*=1000...1200К; Ttg =7...12; от=0,7...1,5.
то в настоящее время Т' = 1500... 1800 К ;
л*=20...40; щ = 0,3...0,7 для ТРДДФ; m = 3...6
и более для современных ТРДД.
Чем больше удельная сила тяги Дуд , тем
меньше требуется необходимый расход
воздуха для получения конкретной тяги
двигателя, а следовательно, меньше габарит-
ные размеры и масса двигателя, меньше раз-
меры воздухозаборника. Чем меньше удель-
ный расход топлива, тем меньше необходимая
масса топлива, а следовательно, выше эконо-
мическая (или боевая) эффективность само-
лета.
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ И ИХ ХАРАКТЕРИСТИКИ
169
В период предварительного проектирова-
ния самолета характеристики двигателя для
стартовых условий (Я = 0; М = 0) можно оп-
ределять следующим образом.
Для ТРДД, а также ТРДДФ (режим без
форсажа):
удельная сила тяги, даН с/кг ,
Руд0 = Т* (1 + 0,05z«- 70,15 т);
где = (0,052...0,054) — статистический
коэффициент, учитывающий влияние относи-
тельного расхода топлива, относительного рас-
хода воздуха, охлаждающего турбину, скорость
истечения газа из сопла, коэффициент потерь
в сопле, атмосферное давление воздуха на вы-
соте полета, КПД компрессора, КПД турбины
и другие газодинамические параметры;
удельный расход топлива, кг/(даН  ч) ,
сР0 ~
+0,05/л - 70,14m)
где = (0,051...0,053) — статистический
коэффициент; 7ск0=Лк ПРИ И = 0; М = 0.
Для ТРДДФ (полный форсаж):
удельная сила тяги
^удОф _(7ф + ) (1 0,12m);
удельный расход топлива
т* _ л эт*
%	’ tr(l + 0,18ffl+0,01m3),
7ф + 7г
где = 0,029...0,031 — статистический
коэффициент; = 3,8...3,9 —статистический
коэффициент; 7ф, Т*г — температура газа со-
ответственно на выходе из общей форсажной
камеры и перед турбиной первого контура, К;
для современных ТРДДФ Тг <Тф <2400 К.
Следует отметить, что включение форсаж-
ной камеры ТРДДФ приводит к существенному
увеличению удельной силы тяги, а следователь-
но, полной силы тяги двигателя на 30...60%,
однако при этом удельный расход топлива уве-
личивается более чем на 200...250%, Нап-
ример, при /7 = 0, v=0 для ТРДДФ с пара-
метрам Тг* = 1650 К, 7Ск0=25, 7'ф = 2100К и
т=0,5 имеем удельные силы тяги
Руд0 = 65 даН  с/кг; Руд0 ф = 105 даН • с/кг (Д = 60%);
и удельные расходы Ср0 = 0,7 кг/(даН ч);
О>оф = 1,9 кг/(даН • ч); (Д - 270%).
Поэтому полный форсаж двигателя
включается на непродолжительное время:
взлет; набор высоты и ведение воздушного
боя.
Степень сжатия в компрессоре дк() на ха-
рактеристики РудОфИ С/»оф не влияет. Влияние
газодинамических параметров Т*. и ш на РудЦ
и Ср() показано на рис. 2.2.10.
Когда самолет после набора высоты пере-
ходит в крейсерский полет, двигатель перево-
дится, естественно, на крейсерский режим ра-
боты: снижаются частота вращения ротора /7кр
Рис. 2.2.10. Влияние Т.‘ и m па Д,д0 и Сра ТРДД и ТРДДФ (без форсажа):
1~ F-100-PW (ТГ*=164ОК, 4 = 25, m=0,7), F-15, F-16; 2 - RB-199 (77=1600 К, 4 = 23, т = 1),
Торнадо; 3 - TF-30P (Рг‘ = 1410К, 4 = 17, m = l,l), F-111; 4-F-101-GE (77 = 1647 К, 4=27,
т=2,1), В-1; 5—СА6-80С (7Г* = 1595 К, 4 =26, m = 4,7), В747-200В; б—TF-34GE
(Гг* =1500 К, 4 = 21, /и = 6,2), А-10;7—TF-39 (77 = 1589 К, 4 = 26, « = 8), С-5А
170
Глава 2.2. ВЫБОР СХЕМЫ И СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА
и удельный расход топлива Ср (рис. 2.2.11).
Влияние степени двухконтурности на удель-
ный расход топлива некоторых ТРДД пока-
зано на рис. 2.2.12. Повышение величины
приводит к снижению удельного расхода топ-
лива, тогда как на удельную тягу этот пара-
метр оказывает слабое влияние (рис. 2.2.13).
Высотно-скоростные характеристики дви-
гателя (ВСХ) используются для расчета взлет-
но-посадочных характеристик самолета, набо-
ра высоты полета, характеристик маневренно-
сти и других характеристик проектируемого
самолета.
На ранних этапах проектирования самоле-
та, когда еще не выбран конкретный двига-
тель, ВСХ можно определить по следующим
зависимостям (для гипотетических ВРД).
Рис. 2.2.11. Дроссельная характеристика ТРДД
при /и=5, Я = 11 км, М = 0,85
(^кр — частота вращения ротора при
крейсерском режиме; — частота
вращения при нормальном режиме;
— максимальная частота вращения
Рис, 2.2.12. Влияние степени двухконтурпости
ТРДД иа удельный расход топлива при взлете
и в крейсерском полете на высоте 17=11 км
Для ТРДД и ТРДДФ (при выключенном
форсаже):
для удельной силы тяги
Р
пв’25(1-0,18М1'2/я0,65')( л*0’2 М')
\] ко
/ _ \0,35М х~ к Г‘0,4
<g	k Vr )
-М2-М^] Дкд;
для удельного расхода топлива
Ср_(«2-ГяЮ~3) (1-м31(Г%
Gfo	0 25	Л. [
/Сз°“Д1"-^мм
f т \0,5М
х(1+0,162/лД°-4М117) -+&-
где ою — коэффициент восстановления
полного давления на входе в двигатель; М —
число Маха на высоте и скорости полета;
Tff — температура воздуха на высоте полета
по международной стандартной атмосфере
(MCA); Гн = ТЯ1 + 0,2М2 — температура пол-
ного торможения (на входе в компрессор) на
высоте полета Я, К; jq =0,360...0,362 — ста-
тистический коэффициент; А: = 1,4 — показа-
Рис. 2.2.13. Крейсерские характеристики ТРДД
ири числе М = 0,85, Я = 11 км
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ И ИХ ХАРАКТЕРИСТИКИ
171
тель адиабаты для воздуха; Д = р/р0 — отно-
сительная плотность воздуха на высоте полета
(по MCA); Kj = 1,21... 1,23 — статистический
коэффициент; 7с3 = 0,92...0,94 — статистичес-
жж	* 1-0,1/яМ(1-0,6М)
кий коэффициент; Кц=----------\-=----
l-O^M^l-A)
При дросселировании ТРДД от макси-
мальной частоты вращения до частоты
вращения малого газа п^г удельный расход
топлива можно определить по следующей за-
висимости:
Срдр = 0,5РдР +	- 0,656Рдр +1,15,
Р др
— Ср _ р
где Ср№ = др-...; Рдр =- -ДР ; п = «тах
^("тах)	('(max)
при />др = 1; «=лном при Рдр = 0,8...0,9;
п=п^ при РдР = 0,6...0,8; п=пмг при
Рдр = 0,05.
Для ТРДДФ (на полном форсаже):
для удельной силы тяги
= о^25 (1 + 0,2М2 - М5-310"3)3 Д х
^(йДУ + М^-О.ОбМ3’5) к4-Ш
^Т(т; + Гг’) (1-0,04/яМ)	’
для удельного расхода топлива
/,фдР=1 при полном форсаже; /’фдр = 0,9
при 80%-ном форсаже; РфдР = 0,75 при ма-
лом форсаже.
Удельный вес двигателя характеризует его
весовое совершенство
Тдв =6дв/Л)(ф) 1
где Gas — сухой вес двигателя; Ро(ф) ~
максимальная стартовая сила тяги двигателя;
для ТРДДФ — на полном форсаже.
Влияние газодинамических параметров
двигателя на его удельный вес определяется
функциональной зависимостью
Тдв = /(/уд! ^г> т> лко ’	(2.2.1)
Для двигателей типа ТРД(Д)\
где кс — статистический коэффициент,
учитывающий тип сопла, кс =0,95...1,05 для
сопла без реверса тяги; кс = 1,15...1,25 для со-
пла с реверсом тяги; ку =(1,0... 1,05) l()fl —
статистический коэффициент;
Следует отметить, что параметры Дудо,
т и Т* связаны между собой.
Для двигателей типа ТРД(Д)Ф зависи-
мость (2.2.1) имеет вид:
Сдоф <Д25(Гф -288К) (1 + 0, 05w1>2M) Х
х_______________1_______________,
[^(в.П + М^-О.ОЗМ315)	’
где Тф — температура газа на выходе из
форсажной камеры, К; к4 = 2,95...3,05; а —
скорость звука на высоте полета, м/с;
^т = 0,029...0,031 — статистический коэффи-
циент.
При дросселировании двигателя от полно-
го форсажа до малого относительный удель-
ный расход топлива можно определить по сле-
дующей зависимости:
^йфдр - О»? 5Рф дР + 0,25 ,
Срфполн=^^; />фдр=2*^;
^Ф ПОЛК	ПОЛИ
Лдо7^(7,5 + /») ’
где /Су =(2,3...2,5) 105 даНК3/2/кг/с ;
кс = 0,85,..0,95 для сужающегося регулируе-
мого сопла; кс = 0,95... 1,05 для сужающе-
расширяющегося регулируемого сопла;
кс =1,0...1,1 для регулируемого сопла с ревер-
сом тяги; кс = 1,10,,, 1,20 для регулируемого
плоского сопла с отклоняемым вектором тяги,
Для современных ТРДД удельный вес
удв =0,16...0,18, а для ТРДДФ удв =0,1.„О,12.
Габаритные размеры двигателя — макси-
мальные длина и диаметр двигателя опреде-
ляют размеры двигательной гондолы или хвос-
товой части фюзеляжа (если двигатель уста-
новлен внутри фюзеляжа).
172
Глава 2.2. ВЫБОР СХЕМЫ И СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА
Полную длину £да современного авиаци-
онного двигателя типа ТРДДФ можно предста-
вить в виде суммы длин основных его агрега-
тов (рис. 2.2.14).
Очевидно, наибольшее количество агрега-
тов будет иметь двигатель типа ТРДДФ:
/.дВ = /в + /к + <к.с + 4 +	+ ^с>
где /в — длина вентилятора (компрессора
низкого давления); /к — длина компрессора
(промежуточного и высокого давления); /кс —
длина камеры сгорания; /т — длина турбины
(суммарная); ^ф.к — длина форсажной каме-
ры; 1С — длина сопла.
Для бесфорсажных двигателей типа ТРДД
длина двигателя зависит от максимальной
стартовой тяги, температуры газа перед турби-
ной и степени двухконтурности двигателя:
^дв = /(Ро;7,г';«г;...).	(2.2.2)
Конкретное выражение зависимости (2.2.2)
имеет вид:
г
да = К№7}*(10+^)’
где К/= (5,58—5,62) 102 — статистический
коэффициент, связывающий газодинамичес-
кие параметры с длиной двигателя;
кс = 0,95—1,05 для сопла без реверса тяги;
кс =1,15...1,25 для сопла с реверсом тяги.
Для двигателей типа ТРДДФ зависи-
мость (2.2.2) имеет вид
г
№=к'к*КйТ;№+т)’
где к, = (1,4-1,5) 102; «ф = Роф /А) — сте-
пень форсирования двигателя; кф = 1,4—1,6
при Гг* = 1200...1400К; кф = 1,6...1,8 при
Тг* = 1600... 1800 К; ка = 0,95...1,05 для регу-
Рис. 2.2.14. Схемы компоновок наиболее распространенных авиационных двигателей
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ И ИХ ХАРАКТЕРИСТИКИ
173
лируемого сопла; кс =1,05... 1,15 для регулиру-
емого сопла с реверсом тяги; кс = 1,15...1,25
для сопла с отклоняемым вектором тяги.
При расчете центровки самолета необхо-
димы координаты центра тяжести двигателя.
Положение центра тяжести (от входа) можно
принимать:
Хц.т = КЦ.Т
где /СцТ — статистический коэффициент;
КцТ =0,4...0,5 для ТРД; КцТ = 0,3,..0,4 для
ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ.
Максимальный диаметр ODX двигателей
ТРД и ТРДД — на входе в компрессор (венти-
лятор), а максимальный диаметр Д]) к ТРДФ
и ТРДДФ — по форсажной камере. Величины DBX
Рис. 2.2.15. Пример установки двигателя (ТРДД)
внутри хвостовой части фюзеляжа
(Dm — диаметр двигателя по входу;
/(/п.с) — размер, зависящий от длины
поверхности образования погранич-
ного слоя): 1 — пол в пассажирской
кабине
и Оф к определяют диаметр не только гондо-
лы двигателя, но и воздушного канала внутри
фюзеляжа, если двигатель расположен в фюзе-
ляже (рис. 2,2.15).
Для двигателей типа ТРД, ТРДФ, ТРДД,
ТРДДФ выражение, определяющее диаметр
двигателя на входе в компрессор (вентилятор),
имеет следующий вид:
Овх = /СпХ —-------5—7-^-—- ,
\Гг(1 + 0,05от-70,15от)
где квх =0,375.„0,395 — статистический
коэффициент, учитывающий влияние на Овх
параметров Р*н, Ту, от и др.; Ро — старто-
вая тяга двигателя (без форсажа); — темпе-
ратура газа на входе в турбину.
На этапе предварительной разработки са-
молета величину Овх можно определить по
номограмме, построенной по данной зависи-
мости (рис. 2.2.16).
Для двигателей ТРДФ и ТРДДФ
Рф'к-^Ф-крф[руд0ф + 3600>
где «ф к = (0,103...0,107) — статистичес-
кий коэффициент; ~ стартовая тяга на
полном форсаже; Рудоф — стартовая удельная
тяга; — стартовый удельный расход топ-
лива.
Рис. 2.2.16. Номограмма для определения Dnx ТРДДФ
ио стартовой тяге (без форсажа)
174
Глава 2.2. ВЫБОР СХЕМЫ И СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА
На рис, 2.2.17 показаны зависимости диа-
метра двигателя типа ТРДД и ТРДДФ по фор-
сажной камере Дф.к от стартовой тяги на
полном форсаже РОф, полученные по приве-
денному уравнению. Значения Др.к для со-
временных авиационных двигателей подтвер-
ждают высокую точность (погрешность состав-
ляет ±3%).
Воздухозаборники современных ГТД. Функ-
ции воздухозаборника в системе силовой ус-
тановки современного самолета сводятся к
обеспечению следующего:
устойчивой работы двигателя на всех ре-
жимах полета, обязательных для проектируе-
мого самолета;
сжатию поступающего в воздухозаборник
воздуха, с преобразованием кинетической
энергии набегающего потока в давление.
Если при дозвуковых скоростях полета по-
вышение давления воздуха в двигательном
тракте происходит в основном в компрессоре
ГТД (приблизительно в 5 раз больше, чем в воз-
духозаборнике), то по мере увеличения ско-
рости полета функции компрессора постепенно
переходят к воздухозаборнику, при числе
М «2 воздухозаборник и компрессор в одина-
ковой степени сжимают поток. При больших
сверхзвуковых скоростях полета (М > 3) роль
компрессора становится уже не существенной,
а степень сжатия во входном устройстве дости-
гает порядка 40:1, т.е. более целесообразным
становится воздушно-реактивный двигатель
без компрессора и турбины, т.е. ПВРД.
При сжатии потока в воздухозаборнике
всегда имеют место потери давления, обуслов-
ленные трением, вихреобразованием (отрыв по-
тока при неравномерном поле скоростей), тепло-
обменом, а при торможении сверхзвукового
потока появляются волновые потери, обуслов-
ленные возникновением скачков уплотнения.
Потери давления при сжатии в воздухоза-
борнике принято оценивать коэффициентом
восстановления полного давления
^вх = Рв / Рп ’
где />* — полное давление на входе в ком-
прессор; />* — полное давление набегающего
потока воздуха.
Для того чтобы воздухозаборник совре-
менного самолета эффективно выполнял свои
функции, он должен:
обеспечивать возможно более высокие
значения коэффициента восстановления пол-
ного давления ствх;
создавать достаточно равномерное поле
скоростей на входе в компрессор;
работать устойчиво (без сильных срывов
потока и пульсаций давления) на всех режимах
эксплуатации;
иметь как можно меньшее внешнее со-
противление.
Дозвуковые воздухозаборники сравни-
тельно просты по устройству (рис. 2.2.18) и по-
зволяют получать весьма высокие значения
коэффициента пвх = 0,97...0,98.
Рве. 2.2.17. Зависимости ЛфК от стартовой
силы тяги Дф иа полном форсаже двигателей:
1 — 85-GE, F-5E; 2 — МК.804 Адур, “Ягуар";
3 — RB.199, “Торнадо”; 4 — F-404-GE, F-18;
5- F-100 ПУ, F-15, F-16; 6-TF-30 ПУ, F-111F;
7 — RM-8B, “Вигген”; 8- F-4D1 ПУ, F-14B;
9—F-101-GE, В-1; 10 -158 ПУ, SR-71
По
Рис. 2.2.18. Схема дозвукового воздухозаборника
— диаметр входа воздухозаборника;
Дн =2>дв — диаметр двигателя по комп-
рессору; DT — максимальный диаметр
гондолы; L — расстояние от носка
гондолы до цилиндрической части)
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ И ИХ ХАРАКТЕРИСТИКИ
175
Сверхзвуковые воздухозаборники совре-
менных самолетов являются сложным техни-
ческим устройством. Форма входа может быть
круглой, полукруглой, прямоугольной (с гори-
зонтальными поверхностями сжатия), прямо-
угольной с вертикальными поверхностями
сжатия и др. Чтобы получить достаточно боль-
шое значение опх на сверхзвуковых скоростях
(меньшие потери силы тяги двигателя) сверх-
звуковой воздухозаборник должен иметь, как
минимум, два — три косых скачка и один пря-
мой скачок (замыкающий). На рис. 2.2.19 по-
казано влияние скорости полета на коэффици-
ент овх для некоторые известных самолетов.
Схема сверхзвукового воздухозаборника
смешанного сжатия показана на рис. 2.2.20.
Площадь горла и углы наклона скачков уплот-
нения обязательно регулируются при изме-
нении скорости полета. Регулирование работы
воздухозаборника осуществляется автоматиче-
ской системой.
Рис. 2.2.19. Влияние скорости полета
на коэффициент
Выбор места установки воздухозаборника
на самолете играет важную роль в решении
вопросов совместимости воздухозаборника и
двигателя, а следовательно, в согласовании ха-
рактеристик планера и силовой установки, так
как характеристики изолированного входного
устройства могут существенно измениться
после установки его на самолете.
Компоновка воздухозаборника в значи-
тельной степени определяется общей аэроди-
намической схемой самолета и требованиями
к его летным характеристикам (маневреннос-
ти, рабочему диапазону высот и скоростей по-
лета, предельным углам атаки и скольжения,
поверхности взлетной полосы и т.д.). При не-
удачной компоновке воздухозаборника взаим-
ное влияние крыла и фюзеляжа может стать
одной из главных причин искажения поля те-
чения особенно при изменении углов атаки и
скольжения.
Другим источником неравномерности
поля скоростей в воздухозаборнике является
трение (обусловленное вязкостью воздуха).
Пограничный слой, вызванный наличием тре-
ния, ни в коем случае не должен попадать в воз-
духозаборник. Например, если при М = 2...2,25
пограничный слой не удалить из воздухозабор-
ника, то уменьшится на 25...30%, что при-
ведет к снижению силы тяги двигателя пример-
но на 30% и к увеличению удельного расхода
топлива примерно на 15%.
Топливная система самолета. В топливную
систему самолета входят следующие основные
элементы: топливные баки, трубопроводы, на-
сосы, клапаны, краны, фильтры, система раз-
личных автоматов, датчиков, измерительных
приборов и т.д.
Рис. 2.2.20. Схема сверхзвукового воздухозаборника смешанного сжатия
(расчетный режим течения)
176
Глава 2.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
8
обратный клапан
топливные насосы
и обратный клапан
щд топливная магистраль ТРДД
чи'.зн-л топливная магистраль ВСЧ
дренажная система
Рнс. 2.2.21, Принципиальная схема топливной системы современного самолета:
1 — вход дренажа; 2 — датчик заправки; 3 — эжектор; 4 — дренажные поплавковые клапаны;
5 — клапаны заправки — слива; 6 — кран низкого давления; 7— разгрузочный клапан (при-
меняется только на земле); 8— соединения системы слива; 9 — краны изоляции баков;
10 — кран перекрестного питания; 11 — топливный клапан и насос ВСУ
Назначение топливной системы — обеспе-
чить подачу топлива к двигателям на всех воз-
можных для данного самолета режимах полета
(по высоте, скорости и перегрузкам) в нужном
количестве и с необходимым давлением.
На рис. 2.2.21 показана схема топливной
системы современного самолета.
Размещение топлива в значительной мере
определяет общую весовую компоновку само-
лета, так как запас топлива на современных
дозвуковых и сверхзвуковых самолетах может
превышать 50% взлетной массы самолета (на-
пример, на самолете “Конкорд” масса топлива
достигает около 52% взлетной массы).
Глава 2.3
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОЕКТНЫХ
ПАРАМЕТРОВ
2.3.1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ. НОМЕНКЛАТУРА
ПРОЕКТНЫХ ПЕРЕМЕННЫХ
Проектные параметры — переменные,
используемые для однозначного описания мо-
дели проектируемого самолета.
Задача проектирования — формирование
облика самолета, включающая первые три за-
дачи из класса задач проектирования от тех-
нического задания, формулируется следую-
щим образом; найти вектор параметров, ха-
рактеризующих форму, структуру и размеры
самолета, который бы обеспечивал удовлетво-
рение требований и ограничений, предъявля-
емых к проектируемому самолету, и достиже-
ние экстремума целевой функции (критерия).
В такой постановке, при определенных
допущениях, она представляет собой задачу нели-
нейного математического программирования.
Важнейшим результатом ее решения явля-
ются чертежи общего вида самолета и его ком-
поновка (рис. 2.3.1, рис. 2.3.2). Основные дан-
ные приведенного на рисунках самолета при-
ведены ниже.
Крейсерская скорость на высоте, км/ч 920
Расчетная дальность полета, км.. 13690
Скорость захода на посадку, км/ч...260
Взлетная дистанция, м............ 2350
Расчетная взлетная масса, т......512,9
Масса коммерческой нагрузки, т....58,68
Относительная масса топлива......0,416
Стартовая удельная нагрузка
на крыло, даПа..........................740
Стартовая тяговооруженность......0,266
Раскроем содержание следующих понятий:
параметры, ограничения, целевая функция
применительно к пассажирскому самолету.
Количество параметров X, с достаточной
степенью подробности характеризующих фор-
му, структуру и размеры самолета (его облик),
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
177
Рис. 2.3.1. Общий вид дальнего магистрального самолета большой пассажировместимости
Рис. 2.3.2. Фрагмент компоновки пассажирского самолета, показанного иа рис. 2.3.1
178
Глава 2.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
даже на этапе разработки технических пред-
ложений достаточно велико, Если предполо-
жить, что состав бортового оборудования и
систем однозначно определяется требования-
ми технического задания, то можно считать,
что облик характеризуется прежде всего схем-
ными признаками, которые определяют спо-
соб балансировки самолета, схемы крыла, си-
ловой установки и т.д. Схемные признаки
дискретны. При автоматизированном проек-
тировании их можно закодировать определен-
ными числами, выступающими в роли кон-
стант для одного варианта расчета, например
следующими (фрагмент):
1)	балансировочная схема (нормальная,
утка, бесхвостка, триплан);
2)	схема расположения крыла (низкоплан,
высокоплан, среднеплан);
3)	схема механизации крыла (тип механи-
зации по передней и задней кромкам, наличие
интерцепторов);
4)	схема оперения (нормальная, Т-образ-
ная, V-образная);
5)	схема силовой установки (тип и распо-
ложение двигателей на самолете, тип воздухо-
заборников);
6)	схема шасси (схема уборки, число ос-
новных стоек, колес на носовой и основной
стойках, тормозных колес);
7)	тип управления самолетом (ручное, бу-
стерное, электродистанционное);
8)	особенности конструкции (тип пане-
лей, степень использования композиционных
материалов в конструкции самолета);
9)	схема фюзеляжа (узко-, широкофюзе-
ляжный, количество палуб).
На основе подобных данных могут быть
разработаны матрицы признаков компоновоч-
ных схем, используемые при автоматизирован-
ном синтезе схем.
Количество параметров, определяемых
(выбираемых) на начальном этапе проектиро-
вания, зависит от типа проектируемого само-
лета, характера исходной информации и по-
становки задачи проектирования. Так, при
разработке модификации самолета определя-
ются параметры только модифицируемой час-
ти (крыла, фюзеляжа и т.д.). При проекти-
ровании самолета под готовый двигатель его
параметры также исключаются из числа иско-
мых.
При определении перечня искомых пара-
метров следует руководствоваться правилом: чис-
ло искомых параметров должно обеспечить одно-
значную идентификацию (выделение из
множества существующих или возможных вари-
антов) вновь проектируемого самолета и возмож-
ность корректного решения задач проектного
анализа и согласования проектных параметров.
На этапе разработки технического предло-
жения в рамках выбранной схемы используют-
ся следующие проектные параметры:
Основные размерные параметры само-
лета-.
расчетное значение взлетной массы /и0, кг;
площадь базового крыла S, м2,
стартовая сила тяги двигателей Ро, даН.
При определении проектных параметров
самолета и расчете его характеристик удобно
использовать производные от этих парамет-
ров — параметры “завязки”, к которым от-
носятся:
стартовая удельная нагрузка на крыло
= даПа;
стартоваятяговооруженность Ро = Рц/moS-
Параметры формы и размеров основных
структурных элементов самолета. Несущие по-
верхности (крыло, оперение) характеризуют:
размахи /, /га (горизонтального опере-
ния), /ю (вертикального оперения), м;
корневая и концевая хорды Ьй, 6К, м;
корневая и концевая относительные тол-
щины профиля Со, Ск -^sss-lOO |, %;
\ b )
стреловидности по четверти хорд или по
передней кромке хпк,...°;
угол установки крыла <р,...°;
угол поперечного V крыла у,...°;
относительные площади ГО и ВО
5ra=Sro/S и 5В0 = 5В0/5;
относительные размахи и хорды рулей,
элеронов, элевонов и механизации крыла по
передней и задней кромкам.
Профилировка несущих поверхностей оп-
ределяется типом используемых на них про-
филей и законом крутки.
Фюзеляж характеризуют: длины фюзеля-
жа £ф, его носовой £НЧф и хвостовой Лхчф
частей; диаметр миделевого сечения £>М());
удлинения фюзеляжа А.ф = Г)ф/РМф и его
носовой Хнчф = А<чф/Омф и хвостовой
^хчф — Дяф / ^мф частей.
Конкретную конфигурацию фюзеляжа оп-
ределяют также форма его поперечного сече-
ния и закон ее изменения по длине фюзеляжа,
углы схода носовой (НЧФ) и хвостовой (ХЧФ)
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
179
частей фюзеляжа в плановой проекции, опре-
деляемые в основном законами аэродинами-
ки, а также соответствующие углы в боковой
проекции, определяемые с учетом обеспече-
ния обзора (в носовой части) и необходимых
углов клиренса при взлете и посадке (в хвосто-
вой части).
Для транспортных самолетов форма хвос-
товой части определяется с учетом требований
погрузки и выгрузки перевозимых грузов.
Помимо требований аэродинамики, раз-
мерные параметры фюзеляжа определяются
требованиями размещения в нем целевой на-
грузки, оборудования и снаряжения, а также
силовой установки (если она размещается в
фюзеляже).
Двигатели характеризуют: габаритные раз-
меры двигателя (при размещении его внутри
самолета); размеры мотогондолы (при разме-
щении его на пилонах).
Шасси характеризуют: база шасси Ь; вынос
основных опор е; колея шасси В; высота шас-
си Л. Конкретная конфигурация шасси опре-
деляется его схемой, типом опор, количеством
стоек; а для колесных опор — типом и разме-
рами пневматиков, их числом и размещением
на опорах.
К параметрам, определяющим взаимное
положение крыла, оперения, двигателей, отно-
сятся:
относительные плечи_ горизонтального и
вертикального оперения Lm, Lbo',
относительные координаты размещения
двигателей по размаху крыла /дв.
Основные факторы, которые формируют
область существования проекта, т.е. выступают
в качестве ограничений при выборе проектных
параметров, либо однозначно их определяют.
Прежде всего, это ограничения, диктуемые ус-
ловиями физической реализуемости самолета.
Эти условия являются обязательными для лю-
бого самолета независимо от его назначения.
Связи между параметрами и характеристиками
самолета, определяемые условиями физичес-
кой реализации, называют уравнениями сущес-
твования.
Основные из этих соотношений имеют
вид:
п^-Кд = 0;
nxmg+Xa~P~Q', (2.3.1)
*г.п.Э~ХД'+ОТ^п=°;
7Яг = 0,
где ГП) — относительные массы ком-
понентов самолета; т — масса самолета;
Ха — соответственно аэродинамические
подъемная сила и сопротивление самолета;
Р — сила тяги двигателей; хтп 3 — предель-
но задняя центровка самолета; Хр — фокус
с
самолета; тг,тгу — соответственно коэффи-
циент продольного момента самолета и его
производная по коэффициенту подъемной
силы.
Первое уравнение системы (2.3.1) — урав-
нение весового баланса, второе — уравнение
“гравитационного” баланса, третье — уравне-
ние энергетического баланса.
Способ учета этих ограничений зависит от
постановки задачи проектирования и имею-
щихся исходных данных.
Следующая группа ограничений вытекает
из необходимости выполнения при проектиро-
вании самолета ряда перечисленных выше тре-
бований директивного характера. Они одина-
ковые для всех самолетов определенного
назначения.
Основные требования норм летной годно-
сти к взлету и посадке можно записать в виде
системы неравенств типа:
v2 -l>2vminB3J1,
р _L +.........1 ,| -Д°
1 ВЗЛ Чн.В ~ 1Z	_1
\ лвзл 7 "дв 1
ДвПП Й1ах|^2.разб сб "Е з Д)ув J’ 67/ftoc J — 0>
^ВПП + ^КПБ -тах{Апл.сб> 2>5Атос}^0;
v3.n — l>3vmin пос>
(2.3.2)
где Рвзл — располагаемая тяговооружен-
ность на взлете; v2 — безопасная скорость
взлета; £разб.сб> ^взл.сб — соответственно сба-
лансированная длина разбега и взлетной дис-
танции; £вув — длина воздушного участка
взлетной дистанции; v3_n — скорость захода
на посадку; vminB3„, vminnoc — скорость со-
ответственно срыва при взлете и посадке;
Пн.в — нормируемый градиент набора высоты
при одном отказавшем двигателе; #взл —
аэродинамическое качество при взлете; ида —
число двигателей; Znoc — длина посадочной
дистанции; £кпб ~ длина концевой полосы
безопасности.
180
Глава 2.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
Значительную группу ограничений, опре-
деляющих выбор проектных параметров, фор-
мируют требования технического задания к
характеристикам, специфичные для каждого
самолета. Ниже приведены важнейшие из них,
задаваемые при проектировании пассажир-
ского самолета.
1)	число пассажирских мест Nnac;
2)	шаг кресел t, мм;
3)	максимальная коммерческая нагрузка
ИК.Н.КГ;
4)	расчетная дальность полета £р, км;
5)	максимальная дальность полета	км;
6)	потребная посадочная дистанция с мак-
симальным посадочным весом L^, м;
7)	потребная длина ВВП при мак-
симальной взлетной массе в расчетных
условиях (при температуре Т = 30 °C, давле-
нии />=750 ммрт.ст.) Дзпп, м;
8)	крейсерская скорость полета (или число
Маха Иц,) Укр, км/ч;
9)	скорость захода на посадку с макси-
мальным посадочным весом v3n, км/ч;
10)	численность экипажа и бортпроводни-
ков п^\
11)	ресурс до списания конструкций само-
лета, основных самолетных агрегатов, элемен-
тов несъемного оборудования должен быть не
менее Тр1 летных часов и Пп посадок;
12)	срок службы Тс, лет.
Эти ограничения целесообразно задавать
в виде неравенств
vKp^vxp; -^ВПП-^ВПП и т.д., где верхний
индекс соответствует заданному в техническом
задании значению величины.
Однако перечисленных данных обычно
недостаточно, чтобы однозначно определить
параметры самолета и рассчитать его технико-
экономические характеристики. Среди допол-
нительных исходных данных ниже приведены
следующие:
1)	цена топлива СТ1 руб,/л;
2)	коэффициент загрузки ср;
3)	годовое время использования Гг, ч/год;
4)	срок амортизации Га, лет;
5)	остаточная стоимость С^, %;
6)	число самолетов в серии 2УС;
7)	отношение числа пассажиров в салонах
первого класса к общему числу пассажиров
•^пас/^пас-
Прочими данными являются:
1)	максимальный скоростной напор <7тах ,
даПа;
2)	масса (кг) постоянного бортового обо-
рудования: радиотехнического даорт, пилотаж-
но-навигационного топн, контрольно-испы-
тательного /и0КИ;
3)	относительная мощность вспомогатель-
ной силовой установки N$cy-
Решения о численных значениях приве-
денных данных должны быть приняты на мо-
мент начала проектирования.
К числу дополнительных исходных
данных можно отнести также характеристики
двигателя (если самолет проектируется под
готовый двигатель) и некоторые другие.
Ограничения могут накладываться на па-
раметры самолета, например, на его габа-
ритные размеры, взлетную массу и т.д. Такие
ограничения характерны для тяжелых транс-
портных самолетов по условиям их бази-
рования на существующих аэродромах и для
военных самолетов корабельного базиро-
вания.
Перечисленные условия и связи, во мно-
гом определяющие область существования
проекта, тем не менее, часто недостаточны
для однозначного определения этой области.
Удовлетворение трудно формализуемых тре-
бований по размещению на самолете задан-
ной номенклатуры целевой нагрузки, обору-
дования, снаряжения и систем, с учетом их
взаимного влияния, по обеспечению эксплу-
атационной технологичности, живучести и
других оказывают влияние не только на кон-
структивно-силовую компоновку самолета,
но и на параметры его формы и размер-
ности.
Решение этих задач осуществляется в про-
цессе компоновки самолета на основе фор-
мально-эвристических процедур с приме-
нением средств трехмерной компьютерной
графики.
В зависимости от постановки задачи про-
ектирования отдельные параметры могут пере-
ходить в категорию ограничений, а ограниче-
ния могут переходить в параметры. Тем не
менее разделение всех переменных по катего-
риям — необходимый этап формализации про-
ектной задачи.
Определение критериев, позволяющих на каж-
дом иерархическом уровне расчленения системы
объективно оценивать результаты проектирова-
ния, находить для каждого элемента подсистемы
такие параметры, которые обеспечивают высокую
МЕТОДИКА И СТРУКТУРА АЛГОРИТМА
181
эффективность системы в целом, — важный этап
формализации проектной задачи.
В качестве критериев оптимальности —
целевой функции F(x) для пассажирского са-
молета на рассматриваемом этапе могут быть
приняты прямые эксплуатационные расходы
(ПЭР), себестоимость тонно-километра, при-
веденные затраты, топливная эффективность и
др. Выбор того или иного из них определяется
назначением проектируемого самолета и по-
становкой задачи.
При проектировании самолетов другого
назначения номенклатура критериев опти-
мальности будет иной. Так, для военных само-
летов в качестве критериев могут выступать
эффективность выполнения типовой боевой
операции при ограничениях на ее стоимость
или, наоборот, стоимость операции при задан-
ной эффективности.
Систематизация переменных, которыми
оперируют в процессе формирования облика
самолета, позволяет упорядочить обработку
циркулирующего в ходе этого процесса огром-
ного объема информации, схематично пред-
ставленного на рис. 2.3.3, и выработать рацио-
нальную стратегию и логику алгоритмов
решения задач общего проектирования.
2.3.2. МЕТОДИКА И СТРУКТУРА
АЛГОРИТМА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПРОЕКТНЫХ
ПАРАМЕТРОВ
Большая размерность вектора проектных
параметров и многообразие условий и связей,
которые влияют на их выбор, а также то, что
многие из связей не могут быть количественно
определены на ранних этапах проектирования,
не позволяют решить задачу одновременного
определения всех параметров, описывающих
облик самолета. Этот процесс разбивается на
ряд последовательных шагов, в рамках кото-
рых принимаются решения по выбору опреде-
ленной группы параметров с последующим
уточнением и согласованием их в итераци-
онном процессе. Как уже отмечалось, прием,
используемый для упрощения задачи опреде-
ления проектных параметров, состоит в пони-
жении размерности вектора проектных па-
раметров путем их “свертки”, т.е. замены
параметров нулевого уровня на обобщенные
параметры.
К числу таких параметров относятся, на-
пример, параметры “завязки” проекта й и /j,
представляющие собой свертку основных раз-
мерных параметров самолета: его взлетной
Рис. 2.3.3. Схема потоков информации при формировании облика самолета
182
Глава 2.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
массы, тяги двигателей и площади крыла, ста-
тические моменты горизонтального и вер-
тикального оперения Яго = ^гоД-о/^А и
^во ~	И Др.
Логика процесса определения параметров,
основанная на использовании указанных при-
емов. Анализ связей между параметрами и лет-
но-техническими характеристиками, которые
вытекают из решения первых трех уравнений
системы (2.3.1), показывает, что эти характе-
ристики являются функцией параметров: “за-
вязки” Pqs ?0; коэффициентов аэродинами-
ческой подъемной силы Суа и сопротивления
Сха для различных конфигураций самолета
(взлетной, посадочной, крейсерской) и раз-
личных участков профиля полета; удельного
расхода топлива двигателей Ср на различных
режимах полета, а также от относительного
располагаемого запаса топлива .
Обобщенные параметры Суа и Сж, а
также их производная — аэродинамическое
качество К = Суа[Сха характеризуют уровень
аэродинамического совершенства самолета.
Эти параметры не являются независимыми,
связь между ними определяется полярой само-
лета. Они являются функцией геометрических
параметров самолета, качества его поверхнос-
ти, а также скорости и высоты полета.
Удельный расход топлива Ср является
обобщенным параметром, характеризующим
газодинамическое совершенство силовой
установки. Он является функцией газодина-
мических параметров двигателей, компоновки
силовой установки, а также скорости, высоты
полета и режима работы двигателя.
Ро
Рис, 2.3.4. Графическая интерпретация области
существования проекта в координатах Д,
Располагаемое значение относительной мас-
сы топлива йтр — обобщенный параметр, ха-
рактеризующий весовое совершенство самолета.
Анализ показывает, что названные обоб-
щенные параметры весьма консервативны и
при определенных допущениях об уровне на-
учно-технических достижений, используемых
при разработке проекта, выбранной схеме и
типе силовой установки они изменяются в не-
значительных пределах. Это позволяет доста-
точно надежно прогнозировать их значения
для определенных проектных альтернатив.
Используя это обстоятельство, можно постро-
ить область существования проекта в коорди-
натах границы которой определяются
условиями выполнения заданных в техническом
задании требований к летно-техническим харак-
теристикам при определенных допущениях об
уровне обобщенных параметров технического
совершенства. Графическая интерпретация этой
области представлена на рис. 2.3.4.
Проектные значения параметров “завяз-
ки" определяются условиями удовлетворения
наиболее жестких ограничений. Удельная на-
грузка на крыло выбирается по выражению
/)0 = тт{р01,т)02,...,/>0у}.
Стартовая тяговооруженность
Po = max{POl,Po2>-,Poy}-
Так, для магистральных пассажирских са-
молетов определяющими условиями для выбо-
ра рй, как правило, являются удовлетворение
требований по скорости захода на посадку,
обеспечение условий крейсерского полета на
заданной высоте и скорости и др.
Стартовая тяговооруженность опреде-
ляется условиями взлета с аэродрома задан-
ного класса, обеспечения нормируемого гра-
диента набора высоты при взлете с одним
отказавшим двигателем, а также условиями
крейсерского полета.
После выбора параметров “завязки” на
основе эмпирических методов определяется
взлетная масса самолета первого приближе-
ния Ио, что позволяет определить два других
размерных параметра самолета: площадь кры-
ла 8 = Mog/Ра и тягу двигателей ?о = ?omog-
Затем в рамках выбранной схемы выбира-
ются (задаются) геометрические параметры са-
молета первого приближения и разрабатывает-
ся его компоновочная схема (осуществляется
масштабирование проекта). Информация это-
го этапа позволяет уточнить массовые и аэро-
МЕТОДИКА И СТРУКТУРА АЛГОРИТМА
183
динамические параметры самолета и в итераци-
онном процессе осуществить согласование па-
раметров самолета по условиям удовлетворения
уравнениям существования, а также заданным
требованиям и ограничениям. Изменяя схем-
ные решения, а также проектные параметры,
ведется поиск варианта проекта, в наибольшей
степени отвечающего целям проектирования.
Методика определения проектных пара-
метров самолета (формирования его облика) в
рамках систем автоматизированного проек-
тирования, реализованная на основе обоб-
щенного алгоритма (рис. 2.3.5). В таком алго-
ритме объединены формализуемые и эвристи-
ческие процедуры процесса синтеза и анализа
альтернативных структурно-параметрических
решений. Операции, выполняемые с участи-
ем проектировщика, на схеме показаны пря-
моугольником со скругленными углами.
Структура алгоритма обеспечивает воз-
можность реализации различных стратегий
проектирования в зависимости от постановки
задачи и имеющейся у проектировщика ин-
формации.
Входными данными алгоритма являются
прежде всего числовые значения, определя-
ющие значения летно-технических характе-
ристик самолета, диктуемые техническим
заданием на проект. Кроме того, входные
данные формируются из назначаемых проек-
тировщиком схемных решений. На основе
анализа требований к самолету, опыта раз-
работки самолетов аналогичного назначения,
изучения результатов научных исследований
Рис. 2.3.5. Обобщенный алгоритм формирования облика самолета
184
Глава 2.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
по перспективным направлениям авиастрое-
ния, личных творческих способностей про-
ектировщик намечает ряд признаков, харак-
теризующих схему самолета.
Каждому признаку в алгоритме соответ-
ствует определенное число — “ключ”. Чис-
ловые значения входных данных выступают
в качестве констант модели для одного ва-
рианта расчета. Их ввод осуществляется
пользователем с пульта алфавитно-цифрово-
го дисплея.
На основе входных данных, а также ин-
формации, хранящейся в банке данных, вы-
числяются или задаются:
параметры стандартной атмосферы на рас-
четных высотах полета и расчетное число Маха
М полета;
параметры аэродромов взлета и посадки
(длина Дил и ширина Двпп взлетно-поса-
дочной полосы, давление рэкв и допустимое
давление на грунт);
избыточное давление в пассажирском са-
лоне;
прогнозируемые значения аэродинами-
ческих характеристик самолета;
коэффициенты, характеризующие измене-
ние тяги двигателя по скорости и высоте, а так-
же некоторые другие статистические коэффи-
циенты, необходимые для определения проект-
ных параметров начального приближения;
начальные значения искомых параметров.
Определение основных параметров начи-
нается с нахождения параметров "завязки"
проекта — удельной нагрузки на крыло Ро и
стартовой тяговооруженности самолета Pq.
Их определяют по известным алгоритмам,
в основе которых лежит выполнение условий
обеспечения заданных в техническом задании
летно-технических характеристик [53, 56].
Предусмотрена также возможность задания р$
проектировщиком.
После определения составляющих уравне-
ния баланса масс находится взлетная масса
самолета. Последовательно определяются
массы топлива, крыла, оперения, фюзеляжа,
шасси, силовой установки, оборудования, сна-
ряжения и управления. В алгоритме предусмо-
трена возможность задания пользователем
массы готовых изделий, входящих в комплек-
тацию проектируемого самолета. Уравнение
баланса масс записывается в виде
wk.h
(2.3.3)
где ткн — масса коммерческой нагрузки;
nil — сумма относительных масс конст-
рукции, топлива, силовой установки, оборудо-
вания, снаряжения, управления; Wq ~ взлет-
ная масса самолета.
Уравнение (2.3.3) считается решенным,,
если выполняется условие Л = 1±0,01.
Решение его осуществляется итерационным
способом.
Полученное значение взлетной массы по-
зволяет определить размерные параметры са-
молета и перейти к реализации итерационных
циклов, связанных с удовлетворением условий
равенства потребной и располагаемой тяги.
Для этого уточняются геометрические парамет-
ры самолета, соответствующие определенному
значению взлетной массы и расчетным значе-
ниям нагрузки на крыло и стартовой тяго-
вооруженности. Затем осуществляется расчет
аэродинамических характеристик самолета.
Эти расчеты позволяют, заменив статис-
тические данные по аэродинамике на расчет-
ные, повторить циклы расчетов по определе-
нию основных параметров самолета, начиная
с определения удельной нагрузки на крыло.
Количество итераций зависит от того, на-
сколько правильно выбраны аэродинамичес-
кие характеристики самолета на этапе форми-
рования начальной информации. В рассмат-
риваемом алгоритме условием выхода из ите-
рации является удовлетворение неравенству
<0101,	(2.3.4)
«’о/
где niQi — значение взлетной массы
самолета, определенное на / -м шаге итера-
ции.
Следующий цикл расчетов связан с
коррекцией параметров самолета из условия
удовлетворения основным требованиям компо-
новки и центровки. При этом решается задача
определения рационального взаимного распо-
ложения крыла, фюзеляжа, оперения и шасси,
а также размещения грузов в самолете. Для уп-
рощения формализации процесса компоновки
самолет расчленен на три компоновочные
группы: крыло, шасси и фюзеляж, который
принят в качестве базовой группы. Задача ком-
поновки сводится к определению местополо-
жения начала координат компоновочных
групп, предварительно сформированных в со-
ответствии с директивами по схеме самолета,
относительно начала координат базовой группы.
Цель достигается путем решения системы
ОПТИМИЗАЦИЯ В ПРОЕКТИРОВАНИИ
185
уравнений компоновки, отражающих конст-
руктивные ограничения на базу и колею шас-
си и др, [17], а также следующие условия:
продольной статической устойчивости на
крейсерском режиме;
балансировки самолета при заходе на по-
садку с выпущенной механизацией;
подъема носового колеса шасси на скоро-
сти 0,95vOTp при взлете;
несваливания на “хвост” пустого снаря-
женного самолета при стоянке на земле;
незадевания ВПП хвостовой частью фюзе-
ляжа при отрыве;
незадевания ВПП концом крыла при
взлете и посадке с максимально допустимым
креном;
неопрокидывания на крыло при рулежке
по земле с заданным радиусом разворота;
незадевания ВПП “носом” фюзеляжа при
резком торможении;
минимального разбега центровок в летном
диапазоне;
по запасу боковой устойчивости.
Расчеты, связанные с определением ха-
рактеристик устойчивости и управляемости са-
молета, дают возможность осуществить кор-
рекцию таких конструктивных параметров
самолета как угол поперечного V крыла, углы
установки двигателей и стабилизатора, балан-
сировочные углы отклонения поверхностей
управления и т.д. В случае необходимости пос-
ле этого осуществляется уточнение аэродина-
мических и весовых характеристик самолета с
последующим согласованием его параметров.
Для того чтобы убедиться, что фактичес-
кие (расчетные) летно-технические характери-
стики самолета полностью удовлетворяют тех-
ническому заданию на проект, а его экономи-
ческие показатели являются приемлемыми,
необходимо провести поверочные расчеты по
определению летно-технических характерис-
тик самолета и его экономических данных по
общепринятым методикам.
Оценивая результаты этих расчетов, в слу-
чае необходимости изменяют “входы”, прежде
всего связанные с задаваемыми проектными
альтернативами, добиваясь соответствия рас-
четных характеристик требуемым заданием на
проект, либо их корректируют по согласова-
нию с заказчиком.
Алгоритм формирования облика самоле-
та сводится к определению допустимого ва-
рианта проекта самолета, удовлетворяющего
заданным требованиям и ограничениям при
выбранной схеме самолета и заданном набо-
ре независимых параметров, характеризую-
щих его планер и силовую установку. Струк-
тура алгоритма позволяет решать широкий
класс задач, связанных с оценкой влияния
“чувствительности” проекта к изменению как
отдельных проектных параметров, так и раз-
личных ограничений, в том числе вытекаю-
щих из технического задания.
Оптимальный по выбранному критерию
проект самолета обеспечивается подключени-
ем алгоритма оптимизации, реализующего
специальную процедуру управления, которая
позволяет на основе оценки результатов расче-
тов итеративно изменять независимые пере-
менные, добиваясь достижения экстремума
целевой функции.
2.3.3. ОПТИМИЗАЦИЯ
В ПРОЕКТИРОВАНИИ
Включение процедур оптимизации в про-
цесс проектирования превращает его в опти-
мальное проектирование. Процедуры оптими-
зации, с одной стороны, обеспечивают поиск
оптимальных в определенном смысле пара-
метров в рамках выбранной проектной альтер-
нативы, а с другой, — это инструмент для
принятия наивыгоднейших решений при на-
личии альтернативных вариантов. Отметим,
что отыскание экстремумов — не единствен-
ная задача оптимального проектирования. Не
менее важная задача — исследование поведе-
ния целевой функции в районе экстремума,
позволяющее принимать рациональные реше-
ния в условиях, когда не все ограничения уда-
ется формализовать.
Понятие оптимума в техническом про-
ектировании имеет некоторое отличие от ана-
логичного понятия в математике. Оптималь-
ное проектное решение, или оптимальный
проект — это такое решение или проект, ко-
торое является наилучшим из рациональных
допустимых решений или проектов. Допусти-
мое проектное решение — это решение, удов-
летворяющее всем требованиям, предъявляе-
мым к проектируемому объекту. Требования
сужают область возможных решений при ре-
шении задачи. Нахождение хотя бы одного до-
пустимого решения является важнейшей зада-
чей проектирования.
В общем случае количество допустимых
решений, особенно если ограничения не
слишком жесткие, может быть достаточно
большим. В этом случае возникает проблема
выбора наилучшего (оптимального) проектного
186
Глава 2.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
решения. Сделать это можно лишь при условии,
если допустимое проектное решение подда-
ется количественной оценке, позволяющей
осуществлять сравнение вариантов по показа-
телям эффективности или полезности.
Существуют следующие типы оптимиза-
ционных задач, связанных с разработкой про-
екта самолета.
I.	Параметрический тип задач, в которых
цель оптимизации может быть выражена целе-
вой функцией F определенного количества
переменных (проектных параметров):
Р=/(Х/), /=1,Я.	(2.3.5)
Ее аргументы — параметры. С изменением
вектора X меняется целевая функция, образуя
поверхность в и+1 -мерном пространстве. На
практике в большинстве случаев на отдельные
параметры и (или) их комбинацию априори
накладывается ряд ограничений. Эти ограни-
чения определяют допустимую область изме-
нения проектных параметров X, определяемую
следующим соотношением:
Лдоп = {*/%(*)* 0,у=1^},
где gj(X) — ограничения.
Эта запись означает, что подмножество
проектных параметров ЙГДОП п - мерного про-
странства R„ состоит из всех таких векторов
ЛГ = (х1,х2,...,х//), для которых выполняются
заданные ограничения.
Любой вектор X, принадлежащий допус-
тимой области (ЛГеХдоп), определяет допус-
тимый вариант проекта, а совокупность таких
векторов образует допустимую область изме-
нения проектных параметров.
Нетрудно предположить, что в допусти-
мой области (области существования проекта)
может существовать проект, параметры кото-
рого доставляют экстремум целевой функции.
Так, при поиске минимума целевой функции
задача оптимального проектирования форму-
лируется следующим образом: найти вектор
проектных параметров X* = [X],дос-
тавляющий минимум целевой функции при
выполнении ограничений:
min)P(X),
*е*лоп;
XBon = {X/^(X)S°J = i^}. (2.3.6)
Запись в виде (2.3.6) соответствует наи-
более сложной задаче нахождения условного
экстремума многопараметрической функции.
К этому типу при определенных допущениях
удается свести задачу оптимизации облика
самолета и его конструктивно-силовой схемы.
2.	Динамический тип задач связан с про-
цессами, которые описываются системой
обыкновенных дифференциальных уравнений:
= J =	(2.3.7)
где у; — переменные состояния или фа-
зовые переменные; Uj — переменные управ-
ления или параметры управления, влияющие
на ход процесса.
Цель оптимизации — найти изменение
управления uj(t) по времени t, которое обес-
печивает экстремум функционала, выражаю-
щего некоторую целевую функцию F, свя-
занную с переходом объекта от заданного
начального фазового состояния У/(/о) = Ло к
предписанному конечному фазовому состоя-
нию Л(/1) = УЛ:
6
F= J/o(jh...J^;«i...»r)^=min.	(2.3.8)
to
Примером задач второго типа является на-
хождение оптимальной траектории (например,
при взлете и посадке) самолета, обеспечиваю-
щей минимальное время набора высоты (или
снижения) или минимальный расход топлива.
3.	Задача совместной оптимизации проект-
ных параметров самолета и траектории его
полета, объединенная задача первого и второ-
го типа в общей постановке рассмотрена ниже.
Обозначим параметры самолета и двигателя
вектором X. Параметры траектории, характе-
ризующиеся фазовыми координатами у,-, обо-
значим вектором У. Составляющими этого
вектора могут быть скорость v, высота Н,
дальность L полета, угол наклона траектории 0
и относительный запас топлива т.е.
У={у,Я,Д0,даг}.
Управляющие переменные (управление)
обозначим вектором U. В нашем случае
где U\ — управляющая переменная, опре-
деляющая закон изменения аэродинамических
ОПТИМИЗАЦИЯ В ПРОЕКТИРОВАНИИ
187
сил, это может быть а, Су и др.; [Г2 — управ-
ляющая переменная, определяющая режим ра-
боты двигателя; это либо отклонение дроссель-
ной заслонки, либо частота вращения вала тур-
бины иоб, либо относительный параметр тяги
Ада=— 1
ДВ Р I и
rmax х. "об шах )
Параметры X принимают значения из
множества ЛдОп.
Переменные Y и U могут принимать при
каждом /их значения из некоторого множе-
ства F(/,x), которое определяется ограниче-
ниями на допустимую величину перегрузки,
минимально допустимую скорость полета,
максимально допустимое число М полета и др.
Ставится задача на множестве пар вектор-
функций F(/), U(t) и параметров X, удов-
летворяющих перечисленными выше ограни-
чениям, найти элемент (F(/),£/(/),Л'), на ко-
тором функционал J принимает минимальное
значение, т.е.
j(F(/),!7(/),Ar) = mmj(F,l7,y). (2.3.9)
В качестве функционала можно принять
любой обобщенный критерий качества проек-
та. Применив принцип декомпозиции по па-
раметрам, задачу минимизации функционала/
можно разделить на две:
минимизации функционала по управле-
нию при фиксированном векторе параметров
(оптимального управления без параметров);
минимизации по параметрам X функцио-
нала J, рассчитанного при оптимальном управ-
лении (нелинейного математического про-
граммирования):
J=min min J (F, U, X),
X£Xm(Y,U)£U.
Совместное решение этих двух задач осу-
ществляется методом последовательных при-
ближений.
Решение задачи описанного типа может
быть осуществлено на основе интегрирован-
ной модели, структура которой представлена
на рис. 2.3.6.
При проектировании самолетов возника-
ют оптимизационные задачи, в которых необ-
ходимо учитывать не только детерминирован-
ные, но и случайные факторы. Такие задачи
решают методами стохастического программи-
рования, которые применяются, например,
при анализе моделей, описывающих кон-
фликтные ситуации. При решении подобных
задач обычно рассматривают математические
ожидания величин, т.е. стохастическую задачу
сводят к детерминированной, что не является
строгим решением. Другой подход основан на
применении для решения стохастических за-
дач линейного программирования.
САМОЛЕТ
Геометрические
расчеты
ВесоЬые
расчеты
Компановка и
центроЬка
Аэродинамические
расчеты
Экономические
расчеты
Рис. 2.3.6. Структура модели совместной оптимизации параметров планера,
силовой установки н системы управления
188
Глава 2,3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
В практике проектирования самолетов
также имеют место задачи оптимизации одно-
временно по нескольким показателям качест-
ва. Например, перед проектировщиком по-
ставлена задача получить наилучшие значения
для нескольких характеристик самолета, на-
пример, максимизировать дальность полета,
минимизировать потребную длину взлетно-
посадочной полосы и взлетную массу самоле-
та. Как правило, эти характеристики, выбира-
емые в качестве критериев, противоречивы и
оптимизация по каждому из них привела бы к
разным значениям проектных параметров X.
В тех случаях, когда не удается найти обоб-
щенный показатель качества, включающий
указанные частные показатели, возникает за-
дача многокритериальной (векторной) опти-
мизации. Для многокритериальной задачи в
общем случае решение не является оптималь-
ным ни для одного из частных случаев. В то
же время оно является компромиссным для
векторного критерия:
р (*)=№ (ад w.........л, ро]. (2.3.Ю)
Это решение называется областью ком-
промиссов или областью решений, оптималь-
ных по Парето [43]. Такая оптимальность оз-
начает, что нельзя больше улучшить значение
одного из частных критериев, не ухудшая зна-
чение хотя бы одного из остальных.
Для определения минимума по Парето не-
обходимо перейти от задачи векторной опти-
мизации к задаче нелинейной оптимизации со
специально сконструированной скалярной
целевой функцией, решив предварительно за-
дачу свертывания векторного критерия опти-
мальности, что вполне согласуется с одним из
основных принципов оптимальности систем.
Способы свертывания векторного критерия
оптимальности зависят от информации о сте-
пени сравниваемости частных критериев опти-
мальности [10]. Практические подходы к ре-
шению задачи многокритериальной оптимиза-
ции применительно к проектированию много-
целевого маневренного самолета, описаны в
работах [38,49].
Оригинальный подход к оптимизации па-
раметров самолетов многоцелевого назначе-
ния описан в работах [6,49]. Задача оптимиза-
ции здесь решается в теоретико-множествен-
ной постановке на основе методов оптималь-
ных покрытий.
Наиболее полная реализация возможностей
описанных алгоритмов достигается в рамках си-
стем автоматизированного проектирования.
2.3.4. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
И СТРУКТУРА ПОДСИСТЕМЫ
АВТОМАТИЗИРОВАННОГО
ФОРМИРОВАНИЯ ОБЛИКА
САМОЛЕТА (АФОС)
Процесс формирования облика самолета,
как отмечалось выше, включает процедуры
выбора его схемы, определения основных про-
ектных (конструктивных) параметров, компо-
новки и центровки, а также документирование
результатов проектирования в требуемом объе-
ме. Сложность реализации этого процесса, с
точки зрения автоматизации, определяется
двумя факторами:
во-первых, этот процесс имеет многоас-
пектный междисциплинарный характер, тре-
бующий учета факторов аэродинамики и ди-
намики полета, прочности и аэроупругости,
характеристик силовой установки, бортового
оборудования и снаряжения, весового совер-
шенства и эффективности, производственной
и эксплуатационной технологичности, надеж-
ности и живучести и т.д. Реализация этого
процесса предполагает участие в нем специа-
листов различных технических дисциплин и
высококвалифицированного руководителя про-
екта, опыт, эрудиция и авторитет которого
позволят объединить работу всего коллектива
в направлении достижения цели кратчайшим
путем и с наибольшим эффектом при мини-
муме затрат;
во-вторых, это процесс, в котором пере-
плетены расчетные, графические и эвристиче-
ские процедуры, которые в ряде случаев
должны быть дополнены физическим (полуна-
турным или натурным) моделированием.
Эти факторы диктуют следующий ряд
специфических требований к подсистеме
АФОС, которая должна быть:
системой коллективного пользования, име-
ющей иерархическую структуру. Это позволит,
опираясь на единую информационную базу,
вести параллельную работу над проектом спе-
циалистам различного профиля под управле-
нием руководителя проекта;
интерактивной (диалоговой), обеспечива-
ющей органичное сочетание в процессе фор-
мирования облика самолета формальных и не-
формальных процедур. При этом требуется
разветвленный диалог, учитывающий, по воз-
можности, все многообразие встречающихся
на практике вариантов развития процесса про-
ектирования в рамках коллективной работы, а
также многообразие вариантов исходных дан-
ных и. ограничений на проектирование;
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ И СТРУКТУРА ПОДСИСТЕМЫ АФОС
189
информационной базой данных, в которой
накапливается и систематизируется прошлый
опыт о проектировании самолетов определен-
ного типа, а также текущая информация о
проекте. Для обеспечения возможности обще-
ния с базой данных через систему управления
(СУБД) специалисту, не владеющему навыка-
ми прикладного программирования, в подсис-
теме необходима диалоговая информационная
система, а также диалоговый монитор, реали-
зующий различные варианты развития сцена-
риев проектирования.
Кроме того, подсистема АФОС не может
плодотворно функционировать без средств ин-
терактивной машинной графики, обеспечива-
ющей ввод, обработку и вывод графической
информации, преобразование цифровой ин-
формации в графическую, решение простран-
ственных задач увязки компонуемых элемен-
тов, визуализацию результатов формирования
облика, а также обеспечение геометрической
информацией всех пользователей подсистемы
и других подсистем интегрированной САПР.
Визуализация обеспечивает наиболее эф-
фективный способ восприятия и переработки
информации, поскольку более 50% нейронов
человеческого мозга связаны со зрением. Спо-
собность человека оперировать с информаци-
ей в виде зрительных образов намного превос-
ходит его возможность воспринимать число-
вые данные или информацию, представлен-
ную в виде текстов или логических связей. Та-
ким образом, визуализация — это и способ ре-
шения инженерных проблем, и язык общения
инженеров. Она обеспечивает объединение
формальных подходов науки с интуитивными
подходами искусства.
Традиционные способы решения проблем
визуализации с помощью чертежей, графиков,
схем отличаются большими затратами на пре-
образование числовой информации в графи-
ческую и дают плоское изображение, огра-
ничивающее возможность визуализации ре-
альных пространственных объектов, а следо-
вательно, обуславливают необходимость в до-
полнительной информации для принятия ре-
шений (натурное и полунатурное моделирова-
ние, связанное также с большими затратами
времени и средств).
Подлинное решение проблем визуализа-
ции, революционизирующее технологию реше-
ния проектных задач, стало возможным на базе
современных достижений компьютерной гра-
фики. Появляется возможность с высокой сте-
пенью разрешения воспроизводить изображе-
ния, перемещать их и преобразовывать, выво-
дить на экран дисплея и на бумагу уже имеющи-
еся изображения, полученные традиционным
способом. Широкая цветовая гамма изображе-
ний, возможности мультипликации расширяют
арсенал средств решения инженерных проблем.
Типовая структурно-функциональная схема
подсистемы АФОС представлена на рис. 2.3.7.
Основными ее структурными элементами
являются: программно-технический комплект,
диалоговый монитор и прикладное програм-
мное обеспечение. В перспективе в структуру
АФОС включается экспертная система.
Рис. 2.3.7. Типовая структурио-фуикциоиальиая схема подсистемы АФОС
190
Глава 2.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
Прикладное программное обеспечение со-
стоит из функциональных блоков, каждый из
которых представляет набор модулей простой
и сложной структуры, решающий отдельные
задачи процесса проектирования, а также ряда
агрегатных блоков.
Функциональные блоки можно разделить
на группы: 1) формирования облика самолета;
2) расчетные; 3) оценочные; 4) агрегатные.
1.	Блоки формирования облика самолета
предназначены: для согласования весовых, аэ-
родинамических характеристик самолета и ха-
рактеристик силовой установки; для определе-
ния основных размерных параметров самоле-
та; для взаимной пространственной увязки
основных компонентов самолета; для форми-
рования информации для отображения резуль-
татов проектирования, а также информации,
необходимой для работы расчетных и оценоч-
ных блоков.
К этой группе отнесены следующие блоки:
определения размерных параметров самолета
(БОР), геометрии (БГ) и компоновки (БК).
В БОРе осуществляется решение систем
уравнений, связывающих основные параметры
с заданными ЛТХ, а также решение уравне-
ния весового баланса самолета. В результате
работы блока определяются важнейшие отно-
сительные проектные параметры самолета:
удельная нагрузка на крыло Pq, стартовая тя-
говооруженность Ро и основные размерные
параметры самолета — взлетная масса «о,
суммарная стартовая сила тяги силовой уста-
новки Ро и площадь крыла S.
В БГ осуществляются все необходимые
расчеты, связанные с определением геомет-
рических параметров самолета и его компо-
нентов (линейные размеры, площади, объе-
мы). В нем формируется информация, необ-
ходимая для решения задач компоновки са-
молета, аэродинамических расчетов, расчетов
масс, устойчивости и управляемости самоле-
та. По данным этого блока, а также блока
компоновки с использованием общесистем-
ных средств геометрического моделирования
осуществляется отображение результатов про-
ектирования.
В БК производится пространственная
увязка положения крыла, фюзеляжа, горизон-
тального и вертикального оперения, двигате-
лей, грузов, стоек шасси из условия обеспече-
ния требований компоновки. Эта задача
сводится к решению системы уравнений ком-
поновки, с помощью которых определяются
взаимные координаты основных компоновоч-
ных групп самолета.
Входами в блок являются данные по гео-
метрии, массам, моментам инерции и аэроди-
намике агрегатов, из которых компонуется са-
молет.
2.	Расчетными блоками являются блоки
аэродинамики (БА), весовых расчетов (БВ),
силовой установки (БСУ) и продольной устой-
чивости и управляемости (БРУУС). Назначе-
ние этих блоков — определение вектора внеш-
них сил и моментов, действующих на самолет
на всех режимах полета.
В БА производятся расчеты аэродинами-
ческих характеристик самолета и его частей
при выбранной конфигурации и размерах для
двух конфигураций самолета: взлетно-поса-
дочной и полетной. Блок обеспечивает ин-
формацией решение задач компоновки само-
лета, потребных тяг, летно-технических и
взлетно-посадочных характеристик, а также
характеристик продольной устойчивости и уп-
равляемости.
БВ предназначен для расчетов, связанных
с определением взлетной массы самолета и его
составляющих. Он состоит из отдельных мо-
дулей, дающих возможность в зависимости от
качества и количества исходной информации,
определяемого уровнем проработки проекта,
получать относительные и абсолютные массы
отдельных составляющих самолета.
В БСУ осуществляются все необходимые
расчеты, связанные с определением массы и
габаритных размеров двигателя, воздухозабор-
ников, мотогондол, а также высотно-скорост-
ных и дроссельных характеристик двигателя.
Эти параметры вычисляются по определяе-
мым в БОР потребной силы тяги двигателя Ро
и задаваемым (варьируемым) газодинамичес-
ким параметрам (т\ и Т3). Информация,
получаемая на выходе из этого блока, исполь-
зуется для согласования параметров планера
и силовой установки при формировании об-
лика, а также для расчета взлетно-посадочных
и летных характеристик самолета.
БРУУС предназначен для определения
показателей устойчивости и управляемости са-
молета выбранной конфигурации с заданным
набором параметров:
моментных характеристик самолета, при-
веденных к его центру масс;
статических показателей устойчивости и
управляемости самолета и характеристик ба-
лансировочного режима в горизонтальном по-
лете при маневре с постоянной перегрузкой;
характеристик динамической устойчивос-
ти и управляемости в коротком периоде, ре-
акции на дачу руля и ветровое возмущение.
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ И СТРУКТУРА ПОДСИСТЕМЫ АФОС
191
3.	Оценочная группа включает блоки рас-
чета взлетно-посадочных и летных характери-
стик (БЛХ) и оценки целевой функции
(БЦФ). БЛХ определяет взлетно-посадочные
(ВПХ) и летные (ЛХ) характеристики само-
лета:
посадочную скорость и дистанцию, длину
участка пробега, скорость отрыва, длину раз-
бега, взлетную дистанцию и угол наклона тра-
ектории в случае нормального взлета, безопас-
ную скорость высоты, сбалансированную
длину ВПП и др.;
летно-технические характеристики на
участках набора высоты, крейсерского полета
и снижения. Входами в блок являются масси-
вы данных, получаемых в БСУ, БА, а также
переменные, получаемые в блоках аэродина-
мики и весовых расчетов.
В БЦФ осуществляется экономическая
оценка проектируемого самолета по критерию
приведенной себестоимости перевозки (тон-
но-километра) и рассчитывается топливная
эффективность самолета. Эти критерии ис-
пользуются в качестве целевой функции при
работе комплекса в режиме оптимизации.
Для реализации режима “оптимизация” в
состав общесистемных средств включена ото-
бранная на основе анализа применимости к
характеру задач процесса формирования обли-
ка самолета группа алгоритмов поиска экст-
ремума нелинейных многопараметрических
функций с ограничениями. Они включают три
типа алгоритмов, основанных на непосред-
ственном учете ограничений (методы возмож-
ных направлений, проективного градиента,
аппроксимирующего линейного программи-
рования) и три типа алгоритмов, основанных
на преобразовании задачи с ограничениями к
задаче без ограничений и решении ее метода-
ми безусловной оптимизации нулевого поряд-
ка (методы покоординатного спуска, конфи-
гураций, деформируемого многогранника).
4.	Группа агрегатных блоков включает
модели структурных элементов самолета. Их
использование облегчает решение задач ком-
поновки самолета, а также разработку его
модификации на основе проекта базового
самолета. Банк данных системы выполняет
функции хранения, обработки и выдачи архив-
но-справочных данных, а также текущую ин-
формацию о проекте. Диалоговый монитор
обеспечивает удобство работы с системой,
представляя пользователю следующие возмож-
ности: просмотр и корректировку входной
информации; помещение откорректирован-
ных данных в архив с целью их использова-
ния при последующих обращениях к системе;
проведение единичных и параметрических
расчетов характеристик самолета с представ-
лением результатов вычислений в виде спис-
ков значений, таблиц и графиков; полное или
частичное протоколирование диалога; выбор-
ку из базы данных необходимой информации
и помещение ее в соответствующие разделы
исходных данных; например, при проектиро-
вании самолета под готовый двигатель его ха-
рактеристики определяются из базы данных.
Диалоговый монитор имеет средства,
страхующие пользователя от некорректного
ввода информации. В основе работы монитора
использован принцип меню, при котором ра-
бота системы заключается в выборе одной аль-
тернативы из нескольких предлагаемых.
Управляющая программа осуществляет
общее управление программным комплексом,
т.е. вызов модулей в нужном порядке, обмен
данными между ними, организацию итераци-
онных циклов, выдачу информации на задан-
ное устройство вывода.
Для расширения возможностей подсистемы
некоторые блоки могут работать в автономном
режиме под управлением собственных управля-
ющих программ, например, расчета аэродина-
мических и летных характеристик самолета с за-
данными параметрами, технико-экономических
характеристик и др. Это обеспечивает возмож-
ность параллельной работы над проектом спе-
циалистов различного профиля.
Включение в структуру АФОС экспертной
системы позволяет использовать для решения
нетривиальных проблем процесса проектиро-
вания самолета обобщенный в виде эвристик
опыт квалифицированных проектировщиков.
Компьютерное представление внешнего
вида самолета показано на рис. 2.3.8.
Рис. 2.3.8. Компьютерное представление внешнего
вида самолета
192 Глава 2.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССОВО-ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛ ЕТА
Глава 2.4
ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССОВО-ИНЕР-
ЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
САМОЛЕТА
2.4.1. КЛАССИФИКАЦИЯ МАСС.
УРАВНЕНИЕ БАЛАНСА МАСС
Определение массы самолета и его состав-
ляющих является одной из центральных задач
процесса проектирования. С этого практи-
чески начинается процесс выбора и согласо-
вания проектных параметров самолета, удов-
летворяющих заданным требованиям и огра-
ничениям. Как обобщенная характеристика
самолета она часто определяет степень успеха
проектирования: выступает в качестве относи-
тельного, а при некоторых постановках зада-
чи, и абсолютного критерия эффективности
спроектированного самолета.
Задача определения массы самолета сво-
дится к решению уравнения
и
/=1
где т} — масса z-го компонента самолета,
количество которых п определяется классифи-
кацией масс самолета, зависящей от типа про-
ектируемого самолета и этапа проектирования
(степени детализации проработки).
Поскольку большинство членов правой
части уравнения являются функциями взлет-
ной массы самолета шу=/(що), а взлетная
масса определяет основные размеры самолета и,
в свою очередь, зависит от этих размеров, про-
цесс определения взлетной массы итеративен.
Определение массы самолета при задан-
ных геометрических параметрах его агрегатов,
схеме самолета, основных материалах конст-
рукции, нагрузках, составе оборудования и
снаряжения не представляет особой сложнос-
ти. Вопрос заключается в том, насколько оп-
ределенная таким образом расчетная масса
(как характеристика) соответствует проектной
массе (как параметру), заложенной в алгорит-
ме выбора и согласования параметров самоле-
та. От степени этого соответствия зависит
прежде всего качество проекта, а также по-
требное количество итераций, а следователь-
но, потребное время расчетов на ЭВМ, время
и стоимость проектирования.
Это определяет сложность задачи нахож-
дения проектной массы самолета с максималь-
но возможной точностью на основе весьма ог-
раниченной информации, имеющейся на
начальном этапе проектирования.
В соответствии со схемой, представленной
на рис. 2.4.1, взлетная масса то определяется
уравнением баланса масс:
/Да = /^пуст данагр = «к "** отсу "**	+
+^об.упр ^сн.сл + ^гп.н
или в относительном виде, разделив на
взлетную массу самолета да0,
1 —	+ 7Лсу +	4- Лгоб.уПр + дасн.сл	(2.4.1)
где тк = тк/то — относительная масса
конструкции самолета; йсу = /ису / т,} —
относительная масса силовой установки;
/лг = /иг/и0 — относительная масса топ-
Рис. 2.4.1. Составляющие взлетной массы самолета
КЛАССИФИКАЦИЯ МАСС. УРАВНЕНИЕ БАЛАНСА МАСС
193
лива; т0б.упР = "!об.упр/"'о ~ относительная
масса оборудования и управления;
^сн.сл = »’сн.сЛ/"'о	- относительная масса
снаряжения и служебной нагрузки;
Wn.H = OTn.H/w0 — относительная масса
полезной (целевой) нагрузки.
Уравнение (2.4.1) широко используется
при проектировании самолета. Типовая но-
менклатура составляющих, входящих в урав-
нение баланса масс, обеспечивающая едино-
образие расчетов и сопоставимость результатов
сравнения характеристик различных самоле-
тов, представлена ниже.
Типовая сводка масс самолета следующая.
Конструкция самолета:
1)	крыло (включая герметизацию топлив-
ных отсеков);
2)	фюзеляж (включая герметизацию отсеков);
3)	оперение (включая форкили и шайбы);
4)	шасси (включая створки и обтекатели);
5)	окраска.
Силовая установка:
1)	двигатели (основные и вспомогательные);
2)	воздушные винты с коками и креплени-
ем (для самолетов с ПД и ТВД);
3)	средства установки двигателя — гондо-
лы двигателей с воздухозаборниками, воз-
душными каналами и реактивными соплами
(если двигатель конструктивно не связан с
фюзеляжем); пилоны; капоты; моторы и узлы
крепления; механизмы поворота двигателей
(для самолетов вертикального взлета и по-
садки);
4)	системы двигателей — регулирования
воздухозаборников; выхлопа; реверсирования
тяги; масляная; охлаждения; огнетушения; уп-
равления двигателями; контроля работы дви-
гателей; противообледенительная силовой ус-
тановки;
5)	топливная система — топливные баки
с протекторами; установочная арматура баков;
система подачи топлива (топливопроводы и
насосы); система наддува (инертным газом);
система автоматического управления расходом
топлива; система заправки; система аварий-
ного слива; система заправки в полете.
Оборудование и управление:
1)	гидросистема — источники энергии; ар-
матура, баки, коммуникации; рабочая жид-
кость; крепления и эксплуатационные устройс-
тва;
2)	пневмосистема — источники энергии;
арматура, баллоны, коммуникации; сжатый
воздух; детали крепления и эксплуатационные
устройства;
3)	электрооборудование — генераторы и
аккумуляторы; преобразователи энергии; элек-
тропроводка; аппаратура; детали крепления и
эксплуатационные устройства;
4)	управление самолетом — управление
рулями и элеронами; управление закрылками,
предкрылками, интерцепторами, а также дру-
гими механизмами и агрегатами (кроме сило-
вой установки);
5)	радиооборудование — аппаратура ра-
диосвязи; радионавигационное оборудование;
радиолокационное оборудование; системы ав-
томатического взлета и посадки;
6)	аэронавигационное оборудование —
аэронавигационные приборы; приборы конт-
роля работы систем и механизмов (кроме си-
ловой установки); автопилот; вычислительные
устройства, пульты, приборные доски;
7)	противообледенительная система;
8)	система теплозвукоизоляции кабин и
приборных отсеков;
9)	оборудование жизнеобеспечения и бы-
товое оборудование — сиденья экипажа; сиде-
нья пассажиров; система кондиционирования;
кислородная система; туалеты; кухни и буфеты
(для пассажирских самолетов); гардеробы и
багажники (для пассажирских самолетов);
противопожарное оборудование кабин; систе-
ма катапультирования экипажа;
10)	специальное оборудование, вооружение
и бронирование — система авто контроля работы
оборудования и конструкции самолета; пушки,
пулеметы с установкой (без боезапасов); детали
установки и оборудования ракетного вооруже-
ния; оборудование бомбардировочное, крепле-
ние устройств активной и пассивной защиты;
бронирование экипажа и оборудования; фото-
оборудование, системы обнаружения и т.п.;
швартовочное (несъемное) оборудование.
Пустой самолет:
1)	конструкция самолета;
2)	силовая установка;
3)	оборудование и управление.
Снаряжение и служебная нагрузка:
1)	экипаж — летно-подъемный состав с лич-
ными вещами; вспомогательный состав;
2)	вода в буфете и умывальниках (пасса-
жирские самолеты);
3)	невырабатываемое топливо;
4)	масло;
5)	расходуемые в полете технические жид-
кости (например, противообледенительная);
6)	продукты в буфете пассажирского само-
лета (с контейнерами);
7)	литература для пассажиров, ковры, чех-
лы для сидений, аптечка и т.п.;
7 - 9874
194 Глава 2.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССОВО-ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА
8)	спасательное оборудование (лодки, ава-
рийные трапы и т.д.);
9)	запасные части, бортинструмент, чехлы
для агрегатов самолета, сигнальные ракеты;
10)	подвесные баки (без топлива), ком-
плекты съемных подвесок для спецгрузов,
съемное санитарное оборудование;
11)	контейнеры для багажа, грузов и
почты.
Снаряженный самолет:
1)	пустой самолет;
2)	снаряжение;
3)	служебная нагрузка.
Топливо:
1)	расходуемое топливо;
2)	навигационный запас;
3)	топливо в дополнительных и подвесных
баках.
Целевая нагрузка:
Истребители, бомбардировщики, разведчики:
1)	бомбы, торпеды, ракеты;
2)	боезапас (патроны, снаряды);
3)	спецгрузы;
4)	снаряжение для фоторазведки;
Военно-транспортные самолеты;
5)	десантники с вооружением и парашю-
тами;
б)	боевая техника, включая вытяжные и
основные парашюты, платформы;
Пассажирские самолеты:
7)	пассажиры;
8)	багаж, грузы, почта;
9)	химикаты (сельскохозяйственный само-
лет).
Полная нагрузка:
1)	снаряжение и служебная нагрузка;
2)	топливо;
3)	целевая нагрузка.
Взлетная масса самолета:
1) масса пустого самолета;
2) масса полной нагрузки.
В проектировании и эксплуатации само-
летов используются также следующие понятия
масс.
Максимальная рулежная масса — наиболь-
шая масса самолета с учетом запаса топлива,
расходуемого на аэродроме при запуске и про-
греве двигателей, а также рулением до старта.
Расчетная взлетная масса самолета —
максимальная масса самолета (в начале раз-
бега) в условиях нормальной эксплуатации
(наибольшая из всех предусмотренных вариан-
тов загрузки).
Максимальная взлетная масса — наиболь-
шая масса самолета в начале разбега, разре-
шенная в эксплуатации и допускаемая требо-
ваниями норм летной годности для взлета в
условиях, приведенных к MCA, указанных в
технических требованиях к самолету.
Полетная масса — мгновенное значение
изменяющейся массы самолета, не превышаю-
щее максимальной взлетной массы.
Расчетная посадочная масса самолета —
наибольшая масса, соответствующая требовани-
ям прочности конструкции при эксплуатацион-
ных посадках, устанавливаемая изготовителем.
Максимальная посадочная масса — наи-
большая масса самолета, допускаемая требова-
ниями норм летной годности (АП), при кото-
рой разрешается производить посадки (кроме
вынужденных), может превышать расчетную
посадочную массу.
2.4.2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ САМОЛЕТА
Определение массы самолета в первом
приближении. Представим уравнение баланса
масс (2.4.1) в следующем виде:
+ йсу + + /йоб.упр + Wn H ^WcH£j! = 1 
"*о
Откуда
т0 = ,	."^н+^СН.СЛ--------_ (2.4.2)
1 (тк + wcy 4"	4- т0^ уПр)
Это уравнение используется для опре-
деления массы самолета в первом приб-
лижении.
Масса целевой нагрузки, а также снаряже-
ния и служебной нагрузки обычно задается
или определяется из ТТТ. Так, для пассажирс-
ких самолетов при заданном количестве пере-
возимых пассажиров Nnac, если количество
почты и грузов не задано, массу целевой на-
грузки можно определить по формуле:
ип.н = 90АГпас+(10...30)ЛГпас =
= (100... 120) N пас(тах) 
Чем больше самолет, тем меньше коэф-
фициент при Апас. Масса оборудования и
системы управления определяется на основе
перечня оборудования в ТТТ либо на основа-
нии статистических данных. Значения относи-
тельных масс конструкции, силовой установки
и топлива находят либо с помощью эмпири-
ческих формул, либо на основе статистичес-
ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ САМОЛЕТА
195
ких данных. Следует иметь в виду, что стати-
стические данные должны быть получены для
близких по схеме, размерам и назначению
самолетов. Отступление от этого правила, эк-
страполирование по малому количеству точек
может привести к недопустимым ошибкам.
Результаты обработки статистических дан-
ных по самолетам различного назначения
представлены в табл. 2.4.1.
Определение массы самолета во втором
приближении. Для определения массы самоле-
та во втором приближении уже недостаточно
информации, определяемой на основе обра-
ботки статистических данных и данных ТТТ.
Необходимо принять некоторые решения,
конкретизирующие проект в части его схемы,
типа силовой установки, относительных гео-
метрических параметров.
В соответствии с рассмотренным выше
алгоритмом выбора проектных параметров
самолета, зная то, Рр и используя ста-
тистические данные по относительным гео-
метрическим параметрам частей планера,
можно выполнить предварительный чертеж
общего вида самолета и получить исходные
данные для уточненного расчета аэродина-
мики и параметров массы во втором прибли-
жении.
Таким образом, для определения массы
самолета во втором приближении необходимо:
задаться геометрическими параметрами
планера (X, х, с,т]) крыла и оперения
(^ф,^Г0> ^ВО>
построить поляры самолета, либо опреде-
лить значения Cxq и Л;
определить потребные для полета значе-
ния Су и К.
Тогда алгоритм расчета масс самолета мо-
жет быть следующим. На основе расчета по-
требной тяговооруженности самолета уточня-
ется потребная стартовая тяга Ро. По этой
величине выбирается либо конкретный двига-
тель (с известной массой), либо оптимальный.
Его масса
Д
тав ~ 7дв >
лдв
где удц — удельная масса двигателя;
лдв — количество двигателей.
Масса силовой установки определяется с
помощью полуэмпирических формул типа
отсу =кудвР0+«, (2.4.3)
где к=1,25 для истребителей; к = 1,6 для
тяжелых дозвуковых самолетов; к =1,75 для
тяжелых сверхзвуковых самолетов; а — коэф-
фициент, учитывающий место расположения
СУ на самолете; а = 0,07...0,08, если двигате-
ли установлены в хвосте; а = 0,08...0,09, если
двигатели установлены в корне крыла;
а = 0,09...0,11, если двигатели установлены в
хвостовой части фюзеляжа; а = 0,1.. .0,12,
если двигатели установлены на крыле.
2.4.1. Относительные массы конструкции, силовой установки, оборудования и управления,
а также топлива самолетов
Самолеты	тк	"'су	^об.упр	йг
Дозвуковые пассажирские магистральные:				
легкие	0,30...0,32	0,12.„0,14	0,12.„0,14	0,18.„0,22
средние	0,28...0,30	0.10...0.12	0,10...0,12	0,26.„0,30
тяжелые	0,25...0,27	0,08.„0,10	0.09...0.11	0.35...0.40
Сверхзвуковые пассажирские	0.20...0.24	0,08.„0,10	0,07.„0,09	0,45...0,52
Многоцелевые для местных авиалиний	0,29...0,31	0,14...0,16	0.12...0.14	0.12...0.18
Спортивно-пилотажные	0,32...0,34	0,26...0,30	0,06.„0,07	0,10...0,15
Сельскохозяйственные специализированные	0.24...0.30	0,12...0,15	0,12.„0,15	0.08...0.12
Легкие гидросамолеты	0,34...0,38	0,12„.0,15	0,12.,.0,15	0,10...0,20
Мотопланы	0,48...0,52	0,08...0,10	0,06...0,08	0,08...0,12
Истребители	0,28...0,32	0,18...0,22	0,12...0,14	0.25...0.30
Бомбардировщики:				
легкие	0,26...0,28	0,10...0,12	0,10...0,12	0,35...0,40
средние	0,22...0,24	0.08...0.10	0.07...0.10	0,45,„0,50
тяжелые	0,18...0,20	0,06...0,08	0,06..0,08	0,55.„0,60
Военно-транспортные и грузовые:				
легкие	0,30...0,32	0,12...0,14	0,1б...0,18	0.20..0.25
средние	0,26...0,28	0,10.„0,12	0,12...0,14	О.25...О.ЗО
тяжелые	0,28...0,32	0,08.„0,10	0,06,.0,08	0.30..0.35
7*
196 Глава 2.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССОВО-ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА
Относительная масса топлива т? не
зависит от взлетной массы самолета и при из-
вестном уровне его аэродинамического каче-
ства К и удельном расходе топлива Ср дви-
гателей является функцией скорости, высоты
и дальности полета. Тогда на основе решения
уравнения Бреге для дальности полета само-
лета получаем
Шу =
1 ^т.н.в
ехр
1-кт
(2.4.4)
где Ку — коэффициент, учитывающий
топливо на запуск и прогрев двигателей,
рулежку к месту взлета, разбег на полосе, сни-
жение с крейсерской высоты, пробег и
рулежку после посадки, а также аэронавига-
ционный запас топлива. Он зависит от
дальности полета и определяется статистически;
Мт н.ц — относительная масса топлива, необ-
ходимая на набор крейсерской высоты полета;
^т.н.в ~
укр
2g
1300V™
_Р0Ккр . (2.4.5)
ЗДф-1
Нф — крейсерская высота полета, м;
vKp — крейсерская скорость полета, м;
— аэродинамическое качество самолета
в крейсерском полете.
Учитывая сложность функциональной за-
висимости массы конструкции от геометриче-
ских и массовых параметров самолета, ее опре-
деляют как сумму масс крыла, фюзеляжа,
оперения и шасси:
тк = ткр+тф+т0П + тШ!
где	= тф/т0 — относительная масса
конструкции крыла;	— относи-
тельная масса конструкции фюзеляжа;
^n~man/mQ — относительная масса конст-
рукции оперения;	— относи-
тельная масса конструкции шасси.
Определение составляющих относитель-
ной массы конструкции осуществляется с по-
мощью теоретико-статистических формул,
выведенных для различных типов самолетов.
Эти формулы включают теоретическую часть,
определяющую функциональную связь между
массой агрегатов планера и его параметрами
формы и размеров, используемыми материа-
лами, действующими нагрузками и особенно-
стями их конструктивно-силовых схем. Это
позволяет в процессе проектирования прово-
дить параметрический анализ и осуществлять
выбор оптимальных параметров агрегата. Ста-
тистическая часть таких формул отражает
трудновычислимые на данном этапе составля-
ющие массы того или иного агрегата, а также
специфические особенности компоновки про-
ектируемого самолета. Правильный подбор
статистических коэффициентов обеспечивает
необходимую на данном этапе точность рас-
четов (примерно 5%).
Типичной является формула для опреде-
ления относительной массы крыла дозвуковых
пассажирских и транспортных самолетов с
турбореактивными двигателями:
«кР =

+15*^.+0,005/wg’1,
Ро
(2.4.6)
где Пр — принятая расчетная перегрузка;
<р — коэффициент, учитывающий нагрузку
крыла, размещаемыми на нем грузами (топли-
вом, двигателями); Kj — коэффициент, учи-
тывающий требования к ресурсу конструкции;
к2 — коэффициент, учитывающий тип меха-
низации крыла; к3 — коэффициент, учитыва-
ющий способ герметизации топливных баков в
крыле.
Подобные формулы существуют и для
других агрегатов планера, а также оборудова-
ния и управления. Сводки таких формул для
различных самолетов приведены, например,
в [53, 64],
После определения относительных масс,
входящих в уравнение (2.4.2), используя зна-
чение взлетной массы первого приближения,
решают уравнение (2.4.1) при фиксированных
значениях параметров агрегатов.
Поскольку только в редких случаях это
уравнение решается сразу (сумма составляю-
щих равна 1), для его решения используют
следующий прием. Приняв в качестве первой
точки 7«о, рассчитывают сумму составляющих
при различных значениях дар, при которой
сумма составляющих становится равной 1.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ САМОЛЕТА
197
Это и будет взлетная масса самолета во втором
приближении. Графическая интерпретация
этого приема представлена на рис. 2.4.2. Пере-
сечение построенной, как минимум, по трем
точкам кривой с осью абсцисс определяют
значение п$.
Определение массы самолета в третьем при-
ближении. Лимиты массы и их роль в проекти-
ровании. Третье приближение делается, когда
закончена компоновка самолета, вычерчен его
общий вид и намечена силовая схема основ-
ных агрегатов.
Его целью являются уточнение масс.
1,	Уточнение относительной массы топ-
лива т^1- По взлетной массе т$ , уточнен-
ным аэродинамическим характеристикам и
характеристикам выбранного двигателя на ос-
новании аэродинамического расчета опреде-
ляются составляющие массы топлива, затра-
чиваемого на взлет, набор высоты и разгон,
горизонтальный полет и снижение.
Определяется аэронавигационный запас
топлива /Яднз:
для пассажирских самолетов он должен
обеспечивать полет от аэродрома планируе-
мой посадки до запасного аэродрома на уда-
лении 450 км и ожидание на запасном аэро-
дроме 30 мин на высоте 400 м;
для военных самолетов он задается обыч-
но в пределах 8... 10% для истребителей и
около 5% для дальних ударных самолетов.
Количество невырабатываемого топлива (%)
принимается = (О,З...О,5)дао.
2.	Уточнение массы двигателей и воздухо-
заборников с учетом особенностей компоновки
силовой установки.
3.	Уточнение массы агрегатов планера на
основе поэлементных расчетов.
4.	Уточнение размеров самолета 5кр для
обеспечения заданных летно-технических
характеристик.
5.	Составление подробного перечня обору-
дования самолета и определение массы
отдельных систем или отдельных агрегатов
оборудования.
После расчетов третьего приближения ве-
совой “облик” самолета можно считать уста-
новленным.
После этого разрабатываются лимитные
массы, которые выдаются конструкторским
бригадам, выпускающим рабочую документа-
цию (чертежи, ТУ, спецификации, подеталь-
ные расчеты на прочность) и расчетные мас-
сы, выдаваемые в расчетные бригады.
Рис. 2.4.2. Графическое определение взлетной
массы во втором приближении
При проектировании приходится опери-
ровать с силами, поэтому наряду с понятием
массы, широко используется понятие веса, а
также термины “весовое проектирование”,
“весовые расчеты”, “весовая культура” и пр.
Используя эти понятия, следует помнить, что
связь между весом G и массой т определяет-
ся соотношением G = mg.
В разработке лимитных и расчетных весов
отражается техническая политика. Например,
она может быть такой:
каждый конструктор и прочнист, рассчи-
тывая прочность силовых элементов, как пра-
вило, выбор размеров делают с запасом 5... 10%.
Так как они действуют последовательно, те-
оретически должен существовать запас проч-
ности: /’ = (1,05...1,1)2 = 1,1...1,2, следователь-
но, конструкция всегда тяжелее оптимальной
на 10...20%.
Поэтому расчетные веса выдаются при-
мерно на 10% меньше, чем это ожидается по
третьему приближению.
Лимитные веса для конструкторских бри-
гад выдаются с коэффициентом 0,9...0,95, учи-
тывая, что все приближения сделаны на осно-
ве статистики и учитывают теоретическое и
практическое перетяжеление конструкции.
Могут быть и другие идеи в весовой по-
литике. В процессе выпуска рабочих чертежей
конструкторские бригады ведут подсчет мас-
сы каждой детали, узла, агрегата. Специаль-
ные весовые бригады осуществляют весовой
контроль, выборочную проверку, собирают
весовые данные по агрегатам и рассчитывают
реальную практическую массу самолета.
Перед началом летных испытаний самолет
взвешивается в различных вариантах: пустой,
со снаряжением, с топливом.
Отметим, что на практике каждое конст-
рукторское бюро, занимающееся проектирова-
нием самолетов, использует собственные под-
ходы и методики определения массы самолета.
198
Глава 2.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССОВО-ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
В последнее десятилетие, в связи с вне-
дрением в практику проектирования ЭВМ и
численных методов анализа напряженно-фор-
мированного состояния конструкции, активно
развиваются программы расчета силовой (уча-
ствующей в восприятии силовых факторов)
массы конструкции. Это несомненно ведет к
повышению качества прогнозирования массы,
особенно нетривиальных конструкций,
Изложенные выше методы расчета массы
являются составной частью понятия “весовое
проектирование”, в которое входят также
методы пересчета масс при изменении параме-
тров и характеристик [53], весовое планирова-
ние и весовой контроль.
В задачу весового планирования входят [64]:
разработка методов минимизации массы
конструкции и взлетной массы самолета;
разработка исходных данных, ограничений
и системы лимитов для весовых расчетов.
Задачами весового контроля являются:
составление планов мероприятий по сни-
жению массы самолета;
контроль за выполнением указанных
выше планов;
контроль за выполнением весовых лими-
тов;
разработка системы оперативного учета
изменений массы в процессе проектирования
самолета;
разработка системы весового контроля в
опытном и серийном производстве самолета;
разработка системы материального и мо-
рального стимулирования с целью снижения
массы деталей, узлов и агрегатов самолета.
Решению этих задач способствует разра-
ботанная в ЦАГИ автоматизированная система
весового контроля (АСВК).
Сложный аппарат весового планирования
и контроля приходится создавать для того,
чтобы сдержать увеличение массы, удержать ее
в заданных (проектируемых) пределах. Факти-
ческая сумма пустого самолета, как правило,
превышает проектное (теоретическое) ее зна-
чение. Это обстоятельство является объектив-
ной закономерностью.
Объективными причинами роста массы
пустого самолета в процессе его создания яв-
ляются:
недостаточная глубина проработки вслед-
ствие ограниченной или неточной информа-
ции на начальной стадии проектирования,
когда определяется масса самолета;
дополнительные требования заказчика;
уточнение расчетных данных, отклонения
от проекта с целью улучшения общей эффек-
тивности самолета (чаще всего сопровождае-
мые ростом массы);
трудности реализации новых разработок
(новые двигатели, материалы, технология,
оборудование и т.п.);
доработки после статических и динамиче-
ских испытаний на прочность, доводка после
летных испытаний.
2.4.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МОМЕНТОВ
ИНЕРЦИИ САМОЛЕТА
Важной задачей весового проектирования
является определение инерционных характе-
ристик самолета. Знание этих характеристик
позволяет решать целый ряд важных задач
проектирования.
К их числу относятся задачи исследо-
вания динамических характеристик конст-
рукции планера, собственные частоты коле-
баний которого зависят от моментов инер-
ции. Без знания инерционных характеристик
нельзя решать задачи исследования характе-
ристик устойчивости и управляемости само-
лета и проектировать его систему управления.
Определение инерционных нагрузок при вра-
щении самолета, решение ряда частных задач
проектирования механизмов уборки — вы-
пуска шасси, поворота двигателя и др. —
также невозможно без знания моментов
инерции.
Проблема корректного определения мо-
ментов инерции приобрела особую остроту в
связи с увеличением размеров самолетов и их
взлетной массы. Поскольку моменты инер-
ции возрастают пропорционально четвертой
или пятой степени линейного размера, с ро-
стом размеров самолета инерционность само-
летов, а следовательно, и потребные управ-
ляющие усилия резко возрастают. Переход на
новые принципы компоновки скоростных
самолетов со стреловидными крыльями и
крыльями малого удлинения привел к резко-
му изменению традиционного для дозвуковых
самолетов соотношению моментов инерции
самолета относительно осей X и 2. Это нега-
тивно сказалось на характеристиках устойчи-
вочти самолета и потребовало принятия адек-
ватных мер.
Основным мерилом инерционности лю-
бого тела являются его осевые моменты инер-
ции Ix, ly, Iz (в прямоугольной системе
координат):
ЗАДАЧИ КОМПОНОВКИ
199
для оси X
1Х = 12x2dm,
v
для осей Yи Z соответственно
Iy = ^2y2dm, Iz = ^2z2dm,
у	у
где 2х — расстояние элементарной массы
до оси Х\ dm — элементарная масса тела.
Интегрирование осуществляется по зани-
маемому телом объему V.
В практике проектирования используется
также понятие “радиус инерции”. Его величи-
ны для осей X, Y, Z определяются выражения-
ми соответственно
(x =	’ ly ~	= 7^ / W •
Для анализа движения тел со многими
степенями свободы, таких как самолет, ис-
пользуется центробежный момент инерции.
Его величины относительно соответствую-
щих осей определяются выражениями:
Ixy = ^xydm: Ixz = jxz dm'. 1^ = jyzdm.
v	v	v
Эти моменты имеют значение при ди-
намическом уравновешивании вращающихся
тел.
Различают собственные и переносные мо-
менты инерции.
Собственным моментом инерции Iе на-
зывается момент инерции элемента системы,
взятый относительно его собственных цент-
ральных осей, параллельных осям рассматри-
ваемой системы.
Переносным моментом инерции /п на-
зывается момент инерции элемента систе-
мы, рассматриваемого как материальная
точка с массой, сосредоточенной в центре
его масс, относительно осей данной систе-
мы тел. Эти моменты вычисляются по фор-
мулам:
1^-х2т, 1^у = хут,
где х, у — расстояния центра масс тела
(элемента системы) относительно осей
системы.
Для определения моментов инерции ис-
пользуются как экспериментальные, так и
расчетные методы. Экспериментальные мето-
ды в силу своей громоздкости и дороговизны
являются в основном контрольными, прежде
всего, для отдельных агрегатов самолета (рули,
элероны). Среди расчетных широкое распрос-
транение получил аналитический метод, осно-
ванный на обобщении результатов интегриро-
вания для тел и плоских фигур различных
видов [64]. Сравнительная простота форм са-
молета и наличие у него плоскости симмет-
рии, а также применение заранее выведенных
формул, обеспечивают приемлемую трудоем-
кость расчетов и их погрешность, не превы-
шающую 3...5%.
В последние годы все более широкое при-
менение находят численные методы расчета
моментов инерции, основанные на конечно-
элементных моделях конструкции. Их приме-
нение обеспечивает снижение трудоемкости и
повышение точности расчетов.
Глава 2.5
КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА
САМОЛЕТА
2.5.1.	ЗАДАЧИ КОМПОНОВКИ, ЕЕ СВЯЗЬ С
СИНТЕЗОМ СХЕМЫ И СОСТАВЛЯЮЩИЕ
ПРОЦЕССА КОМПОНОВКИ
Под синтезом схемы понимается после-
довательность действий, направленных на оп-
ределение числа, типов и взаимного располо-
жения функциональных агрегатов самолета,
в существенной мере влияющих на его
внешнюю (аэродинамическую) конфигурацию
и определяющих, таким образом, его облик
Под компоновкой (как процессом) подра-
зумевается последовательность действий, це-
лью которых является уточнение внешней
конфигурации ЛА, размещение функциональ-
ных элементов внутри этой конфигурации,
минимизация размеров конфигурации самоле-
та с целью достижения минимальной его мас-
сы, центровка и др.
Компоновка самолета и синтез его схе-
мы относятся к этапу структурного проекти-
рования, целью которого является определе-
ние в самом общем виде схемы (структуры)
ЛА, т.е. выявление количества, типов и взаи-
мосвязей (в том числе и взаимного распо-
200
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
ложения) составляющих функциональных эле-
ментов. Объектами структурного проектирова-
ния являются дискретные элементы, а мето-
дами решения задач на данной стадии, как
правило, являются методы дискретной мате-
матики: аппарат комбинаторики, теория гра-
фов, теория матриц и др.
К этапу синтеза схемы самолета (выбору
схемы, порождению схемы) относятся:
разработка принципов размещения целе-
вой нагрузки и экипажа;
определение состава и взаимного разме-
щения элементов системы несущих и стаби-
лизирующих поверхностей (крыла, ГО, ВО),
т.е. определение балансировочной схемы са-
молета;
определение типа, числа и положения
двигателей относительно планера самолета;
выбор схемы шасси;
разработка особых мероприятий, позволя-
ющих выполнить специальные требования
технического задания, например, малое значе-
ние эффективной поверхности радиоотраже-
ния (ЭПР).
Большинство из перечисленных операций
являются типичными для структурного синте-
за. Этот этап проектирования выполняется на
основании рекомендаций, данных в специаль-
ной литературе [53, 56], и к началу этапа ком-
поновки должен быть уже в основном выпол-
нен и оформлен в виде предварительного
эскиза общего вида самолета (рис. 2.5.1).
К этапу компоновки самолета (компоно-
ванию) относятся:
размещение функциональных элементов
(целевой нагрузки, экипажа, оборудования,
топлива) внутри заданной аэродинамической
конфигурации, а также контроль осуществи-
мости выполнения самолета в рамках ранее
выбранной схемы;
процесс минимизации размеров (объема)
принятой аэродинамической конфигурации
для достижения наиболее плотной компонов-
ки и снижения массы проектируемого само-
лета;
уточнение отдельных геометрических па-
раметров принятой аэродинамической конфи-
гурации, в частности, корректировка положе-
ния некоторых агрегатов с целью обеспечения
наиболее плотной компоновки;
расчет геометрических и весовых характе-
ристик сформированных вариантов компонов-
ки самолета, определение их центра масс (цен-
тровка), а также предоставление необходимой
информации для оценки вариантов в блоках
анализа эффективности проекта.
Этап компоновки самолета завершается
конкретным физическим обликом (образом):
размерами, массами, ЭПР и другими характе-
ристиками.
Присутствие физического образа самолета
на всех последующих этапах проектирования
является необходимым условием корректного
определения его аэродинамических и эксплуа-
тационных свойств.
Этапы синтеза схемы и компоновки тесно
взаимосвязаны. Например, на этапе синтеза
схемы определяются только принципы разме-
щения целевой нагрузки (на пилонах снару-
жи или, наоборот, во внутреннем отсеке фю-
зеляжа), но конкретное ее положение нахо-
дится только при компоновке. Положение
двигателя или воздухозаборника относитель-
но других элементов конфигурации в общем
Рис. 2.5.1. Эскиз общего вида самолета, полученный в результате синтеза схемы
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
201
виде задается на этапе синтеза схемы, а окон-
чательно определяется только на этапе ком-
поновки. Тесная взаимосвязь этих этапов
иногда обусловливает стремление рассматри-
вать их как единый этап — синтез компоно-
вочной схемы.
Существенно различные функции этих
этапов требуют в методическом плане отдель-
ного их рассмотрения. При этом этап синтеза
схемы безусловно является первичным (зада-
ющим) по отношению к этапу компоновки,
но в то же время схема самолета не может
быть окончательно принята, пока не будет
конкретно исследована (реализована) на эта-
пе компоновки.
Компоновка представляет собой совокуп-
ность трех взаимосвязанных процессов: аэро-
динамической, объемно-весовой и конструк-
тивно-силовой компоновок, которые выпол-
няются параллельно, как правило, с исполь-
зованием ЭВМ.
2.5.2.	АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ
КОМПОНОВКА
Аэродинамическая компоновка в значи-
тельной части относится к этапу синтеза схемы
самолета (так как определяет его внешнюю
конфигурацию) и имеет своими целями:
достижение максимального аэродинами-
ческого качества в крейсерском полете или на
главном эксплуатационном режиме самолета;
обеспечение необходимых взлетно-поса-
дочных характеристик;
обеспечение нормируемых запасов устой-
чивости и управляемости на всех режимах по-
лета;
гарантированное обеспечение безопасной
и эффективной работы силовой установки са-
молета;
обеспечение безопасности при выходе
(случайном) на предельные режимы полета.
Перечисленные цели достигаются:
оптимальной аэродинамической компо-
новкой отдельных агрегатов самолета, таких
как крыло или мотогондолы, что представляет
собой самостоятельную сложную задачу;
снижением потерь аэродинамического ка-
чества на балансировку за счет выбора рацио-
нальной балансировочной схемы самолета;
выбором взаимного расположения агре-
гатов самолета, обеспечивающего их благо-
приятную интерференцию (аэродинамическое
взаимодействие);
использованием правила площадей
(рис. 2.5.2) и правила заторможенной струйки
для снижения аэродинамического сопро-
тивления самолета. Правило “заторможенной
струйки” рекомендует располагать агрегаты,
которые могут вызвать дополнительное лобо-
вое аэродинамическое сопротивление, вслед
за уже размещенными агрегатами, в зоне за-
торможенного потока;
использованием несущей способности вы-
ступающих в поток агрегатов путем выбора их
оптимального угла атаки (заклинения);
выбором рациональных параметров и ме-
ста расположения горизонтального и верти-
кального оперения с учетом их “незатенения”
на критических режимах полета;
расположением воздухозаборников в зо-
нах со стабилизированным потоком воздуха
без больших возмущений и потерь давления;
расположением сопла турбореактивного
двигателя в зонах, обеспечивающих благопри-
ятную интерференцию струи с агрегатами
самолета на основных (крейсерских) режимах
полета;
использованием отдельных агрегатов лета-
тельного аппарата для стабилизации и предва-
рительного сжатия потока перед воздухозабор-
ником и увеличения эффективной тяги сопла;
Рис. 2.5.2. Пример использования правила площадей для снижения
аэродинамического сопротивления самолета:
------ — с учетом правила площадей;-----------— Cv0 без учета правила площадей
202
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
устранением вредного влияния скоса по-
тока от закрылков на другие агрегаты самолета
(например, на мотогондолы, расположенные
на хвостовой части фюзеляжа).
Перечисленные приемы аэродинамичес-
кой компоновки используются в основном
при формировании общей схемы самолета и
подробно описаны в [2, 3]. Отработка местной
аэродинамики в процессе компоновки самоле-
та производится за счет:
установки зализов и обтекателей, в том
числе специальных законцовок крыла и конце-
вых крылышек Уиткомба (рис. 2.5.3, рис. 2.5.4);
использования благоприятных вихревых
эффектов (вихревых зализов и стекателей, вих-
ревого ветрозащитного козырька и др.);
учета расположения местных линий тока
для ориентации отдельных агрегатов (разворо-
та в плановой проекции мотогондол, распо-
ложенных под крылом; поворота навстречу
потоку воздухозаборников, размещенных на
боковых поверхностях фюзеляжа и др.);
использования флюгирующих поверхнос-
тей и агрегатов в зонах с существенным изме-
нением направления линий тока при измене-
нии режима полета (поворотных пилонов под-
вески ракет на крыле изменяемой стреловид-
ности самолета Су-24).
Компоновка элементов силовой установки.
Компоновка элементов силовой установки ве-
дется в рамках ранее выбранной общей схемы
самолета и заключается в коррекции положе-
ния ее отдельных элементов.
Уточнение дистанции расположения бо-
ковых воздухозаборников и турбореактивного
двигателя по длине самолета (в случае распо-
ложения ТРД в фюзеляже) определяется с уче-
том следующих факторов:
возможного уменьшения массы воздуш-
ных каналов и фюзеляжа при сближении
заборника и двигателя;
изменения потерь полного напора воз-
душного потока в каналах при изменении их
длины;
изменения аэродинамического сопротивле-
ния воздухозаборника за счет увеличения ши-
рины щели слива пограничного слоя при уда-
лении заборника от носовой части фюзеляжа;
Рис. 2.5.3. Влияние зализа крыла иа аэродинамические характеристики самолета:
------------------- — Су с зализом;------— Су без зализа
Рис. 2.5.4. Различные нцды законцовок крыла
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
203
изменения эффективной тяги силовой ус-
тановки за счет взаимного влияния сопла и
хвостовой части фюзеляжа;
увеличения массы фюзеляжа за счет при-
менения теплопрочных материалов для защи-
ты фюзеляжа от обдува струей горячих газов
при перемещении сопла двигателя вперед от
крайней задней точки;
некоторого увеличения эффективной тяги
за счет оптимального угла наклона двигателя в
боковой проекции.
Все перечисленные факторы могут быть
учтены с помощью комплексного критерия, в
качестве которого может выступать, например,
относительная дальность полета самолета при
варьировании дистанции элементов силовой
установки. Расчет критерия проводится с
помощью ЭВМ с привлечением соответствую-
щих методик [41].
Компоновка горизонтального и вертикаль-
ного оперения. Компоновка элементов опере-
ния ведется из условия обеспечения заданных
запасов статической устойчивости ЛА, а так-
же возможности балансировки его на всех воз-
можных режимах полета. Для этого гори-
зонтальное оперение должно располагаться в
зонах с наименьшими скосами потока и наи-
меньшей степенью его турбулентности. Как
правило, у маневренных самолетов горизон-
тальное оперение стремятся расположить не-
сколько ниже продолжения хорды крыла или
же сразу вслед за крылом.
У неманевренных самолетов горизонталь-
ное оперение может располагаться и выше
крыла, например, ближе к верхнему батоксу
хвостовой части фюзеляжа или даже на вер-
тикальном оперении, но и при этом необ-
ходимо следить, чтобы ГО не попадало на
различных режимах полета в зону срыва по-
тока, что может привести к возникновению
критических режимов типа “глубокого свали-
вания”.
Вертикальное оперение также следует рас-
полагать в зонах с наименьшей степенью тур-
булентности. При этом для высокоманеврен-
ных самолетов особенно следует избегать
попадания ВО в зону срыва потока с фюзеля-
жа на больших углах атаки, а также в зону вли-
яния вихрей от наплывов крыла при скольже-
нии. С этой целью на истребителях иногда
применяют два киля или используют ВО с об-
ратной стреловидностью. Подробно вопросы
компоновки оперения на самолетах рассмот-
рены в [2, 3].
Аналогичным образом уточняются кон-
фигурация, площади и дистанции элементов
переднего горизонтального оперения, положе-
ние внешних подвесок, углы заклинения в
боковой и разворота в плановой проекциях
отдельных агрегатов и т.п. При этом особое
внимание уделяется обеспечению устойчивой
работы силовой установки, для чего в потоке,
попадающем в воздухозаборник, не должно
находиться никаких элементов, вызывающих
турбулентность, а также в заборник не долж-
ны попадать газы при пуске ракет или стрель-
бе из пушек и пулеметов.
Результатом аэродинамической компо-
новки является промежуточный общий вид са-
молета, имеющего площадь крыла, определен-
ную на базе ранее полученных значений
взлетной массы самолета и стартовой нагрузки
на крыло, а также заданных значений коэффи-
циентов статических моментов горизонталь-
ного и вертикального оперения (Лго и Лво).
Размеры (объем) фюзеляжа при этом опреде-
ляются исходя из среднестатистической плот-
ности компоновки самолетов данного класса.
Эта конфигурация является исходной для
объемно-весовой компоновки (рис. 2.5.5) и, по
Рис. 2.5.5. Исходная (внешняя) конфигурация для объемно-весовой компоновки
204
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
существу, представляет собой оболочку, пред-
назначенную для наполнения функциональ-
ными элементами.
2.5.3.	ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА
Объемно-весовая компоновка имеет це-
лью расположение внутри ранее определенной
аэродинамической конфигурации функцио-
нальных элементов и обеспечение при этом
эффективного функционирования всех агре-
гатов, а также минимальных размеров само-
лета и его заданной центровки с наименьшей
ее разбежкой в процессе полета.
Классификация функциональных элемен-
тов. Функциональные элементы — элементы,
необходимые для нормального функциониро-
вания ЛА и выполнения поставленной зада-
чи; подразделяются из условия очередности
введения в компоновку на следующие функ-
циональные элементы:
постоянно присутствующие в любом се-
чении ЛА — конструкция агрегатов планера,
проводка управления, электро-, гидро-, пнев-
мо- и прочие коммуникации и т.п.;
с “открытыми зонами”, т.е, такие, для
нормального функционирования которых не-
обходимы зоны обзора — передние (антенна
РЛС, кабина экипажа) или задние (кормовая
пушечная установка, сопло двигателя, тормоз-
ной парашют);
расположение которых связано с центром
масс самолета (сбрасываемый груз, передняя и
задние стойки шасси, специальные виды обо-
рудования);
“свободные”, т.е. не связанные с центром
масс самолета, расположение которых внутри
конфигурации ЛА не регламентируется каки-
ми-либо условиями;
“заполняющие” — легкодеформируемые
элементы, с помощью которых заполняются
пустоты и достигается наибольшая плотность
компоновки (мелкое оборудование россыпью,
топливо).
В зависимости от типа проектируемого
самолета объемно-весовая компоновка может
быть проведена с помощью двух типов мето-
дов: линейного или произвольного (“свобод-
ного”).
Линейная объемно-весовая компоновка.
При компоновке дозвуковых пассажирских са-
молетов (ДПС) наибольшее распространение
получил метод, который условно можно на-
звать линейным. Он может успешно использо-
ваться также при компоновке и других типов
самолетов, традиционно имеющих устоявшее-
ся, отличающееся лишь размерами, положение
функциональных элементов относительно друг
друга. Согласно этому методу элементы линей-
но стыкуются (“нанизываются” на продольную
ось самолета) в определенном порядке.
В процессе реального проектирования
перед проведением продольной компоновки
ДПС обычно формируют ряд альтернативных
вариантов поперечных сечений фюзеляжа,
отличающихся числом пассажирских кресел в
ряду (рис. 2.5.6). При этом радиус верхней
пассажирской части фюзеляжа определяется
как 1/2 суммы ширины блоков кресел (с уче-
том размеров подлокотников), ширины про-
ходов между креслами и зазоров между конст-
рукцией кресел и внутренней обшивкой
фюзеляжа. При этом для ДПС должна быть
выдержана заданная высота салона в проходе
(обычно не менее 2,1м).
Радиус нижней части фюзеляжа, описы-
вающий подпалубный грузоотсек, определяет-
ся из условия размещения (с учетом зазоров)
наиболее крупного грузового контейнера из
заданных типов. Полученные таким образом
верхний и нижний радиусы сечения фюзеля-
жа являются внутренними и должны быть уве-
личены на толщину тепло- и звукоизоляции,
а также на толщину конструкции фюзеляжа
для получения внешних габаритных размеров
сечения.
Конкретные размеры пассажирских кре-
сел, проходов, багажных полок в зависимости
от класса салона, а также габаритные размеры
стандартных грузовых и багажных контейне-
ров даны в [53, 56].
После формирования нескольких вариан-
тов поперечных сечений фюзеляжа для каждо-
го из них формируется свой вариант плановой
проекции компоновки самолета путем линей-
ного “нанизывания” функциональных эле-
ментов на продольную ось самолета в опре-
деленном порядке (рис. 2.5.7).
Для дозвукового пассажирского самолета
этот порядок обычно такой: большая антенна
РЛС — технический отсек с электронным обо-
рудованием — кабина экипажа — технический
отсек и служебные помещения экипажа —
вспомогательные помещения пассажирской
кабины — первый пассажирский салон — кух-
ня — второй пассажирский салон и т.д. Раз-
мерность фюзеляжа самолета определяется
при этом методе практически за один проход.
В процессе компоновки пассажирского
салона следует учитывать рекомендации,
ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА
205
Дассо "Фалкон 10"
3.16
Боинг 7<.7
АС-111
Рис. 2.5.6. Характерные поперечные сечения фюзеляжей пассажирских самолетов
(размеры даны в м)
206
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Ил-86

ав
Рис. 2.S.7. Варианты компоновок
салонов пассажирских самолетов
ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА
207
Ил-62
Ту-134
Ту-154
Ту-334
гшнтатаииш
ВВВ
ЯК-42М
Як-40
^ЖОООВО

Рис. 2.5.7. Продолжение
208
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
изложенные в специальных нормах и в лите-
ратуре [53, 16, 56], например; недопустимость
расположения пассажирских кресел в плоско-
сти вращения воздушных винтов; несовмести-
мость расположения рядом кухни и туалета;
нежелательность обслуживания экономичес-
кого класса через первый класс; величина
шага кресел; относительные (на одного пасса-
жира) площади кухни, гардеробов, туалетов в
зависимости от класса пассажирского салона,
дальности полета и т.п. Особое внимание при
компоновке салона обращается на обеспече-
ние безопасности пассажиров при аварийных
ситуациях. Для этого салон должен иметь не-
обходимое количество основных и аварийных
выходов, к которым обеспечивается свобод-
ный доступ, а также должно быть предусмот-
рено размещение необходимого количества
спасательного снаряжения (надувных трапов,
плотов и т.п.).
Из всех сформированных вариантов ком-
поновки пассажирского салона для дальней-
шей проработки выбирается тот, который по
своим массовым и аэродинамическим харак-
теристикам обеспечивает наиболее экономич-
ную эксплуатацию самолета.
Сформированному варианту компоновки
фюзеляжа придается удобообтекаемая аэроди-
намическая конфигурация, после чего с уче-
том требования центровки относительно фю-
зеляжа размещаются крыло и элементы
оперения. Вопросы размещения относительно
полученной конфигурации элементов силовой
установки решаются в рамках ранее выбран-
ной схемы.
В настоящее время в ряде проектных орга-
низаций разработаны компоновочные про-
граммы, основанные на принципе линейного
размещения функциональных элементов и по-
зволяющие осуществлять автоматизированную
Рис. 2.5.8. Отсек оборудования маневренного самолета,
скомпонованного с помощью автоматизированных
методов	9
объемно-весовую компоновку дозвуковых пас-
сажирских самолетов.
Произвольная (свободная) объемно-весовая
компоновка. Как уже отмечалось, компоновоч-
ные методики ДПС линейного типа, обладая
такими достоинствами как простота и быстро-
действие, не могут все же использоваться при
компоновке самолетов другого назначения, а
тем более самолетов нетрадиционных схем.
Для их компоновки применяется произволь-
ный метод, разработанный на основании ана-
лиза действий конструктора и включающий
следующие этапы решения этой задачи.
В первом приближении исходя из предва-
рительно определенных взлетной массы, на-
грузки на крыло, тяговооруженности и отно-
сительного запаса топлива проектируемого
самолета, а также учитывая требования техни-
ческого задания, выявляются габариты, объе-
мы и массы компонуемых функциональных
элементов, а также конфигурация и размеры
несущих и стабилизирующих поверхностей
(крыла, ГО, ВО).
Компоновка ведется от заданного (вирту-
ального) центра масс к переднему и заднему
концам аэродинамической конфигурации в та-
кой последовательности:
в соответствии с выбранной схемой, на оп-
ределенных дистанциях, заданных в долях САХ
крыла от центра масс, размещаются элементы,
связанные с центровкой самолета (крыло, сбра-
сываемый груз, основные и передняя стойки
шасси, элементы оперения, топливо);
элементы силовой установки размещают-
ся в рамках принятой схемы, в соответствии с
принципами, изложенными выше;
с учетом сложившейся текущей центровки
размещаются свободные элементы (крупные
блоки оборудования, ВСУ, аэрофотоаппарату-
ра), причем, если текущая центровка является
более задней чем заданная, элемент располага-
ется перед центром масс, и наоборот;
завершается компоновка размещением
“заполняющих элементов” (мелкого оборудо-
вания россыпью, из которого формируются
технические отсеки), а также элементов с “от-
крытыми зонами”.
Процесс компоновки оборудования пред-
ставляет собой самостоятельную сложную за-
дачу.
Компоновка оборудования (рис. 2.5.8) [26].
В процессе компоновки ЛА следует руководст-
воваться следующими правилами размещения
оборудования:
оборудование, как правило, компонуется
в специальных отсеках, позволяющих обеспе-
ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА
209
чить необходимые условия для его функцио-
нирования (для чего необходимо обеспечить
теплоотвод, вентиляцию и т.п.), а также
организовать его ремонт и техническое обслу-
живание;
наиболее типичными местами расположе-
ния технических отсеков оборудования на са-
молете являются: носовая часть фюзеляжа
между антенной РЛС и кабиной; пространство
под полом и с боков кабины экипажа; объемы,
расположенные непосредственно за кабиной
экипажа, а также перед и за центропланом
крыла, в отсеках шасси, в зоне размещения
двигателей и в хвостовой части фюзеляжа;
наиболее крупные и тяжелые элементы
оборудования следует компоновать в отсеках,
расположенных ближе к центру масс для
уменьшения моментов инерции самолета и
снижения изгибающих моментов фюзеляжа;
учитывается удаленность потребителей
энергии от ее источников, а также расстояние
элементов оборудования от обслуживаемых
ими агрегатов с целью сокращения длины и
массы коммуникаций;
анализируется электромагнитная совмес-
тимость элементов электро- и радиооборудо-
вания, расположенных в одном отсеке, для
обеспечения их работоспособности.
В настоящее время разработаны методики
и программы [48], позволяющие осуществлять
этот процесс в автоматизированном режиме.
В процессе объемно-весовой компоновки
необходимо стремиться к минимизации миде-
ля фюзеляжа проектируемого самолета за ис-
ключением случаев, когда некоторое сниже-
ние удлинения аэродинамической конфигура-
ции (в частности фюзеляжа) приводит к
существенному снижению поверхности трения
и массы ЛА.
В результате проведения описанных эта-
пов свободной объемно-весовой компо-
новки получается совокупность плотно упа-
кованных функциональных элементов, на
которую конструктор “натягивает” плавный
аэродинамический контур, уточняя таким об-
разом конфигурацию самолета. Неавтомати-
зированными методами компоновки одновре-
менно достичь плотной упаковки и заданной
центровки достаточно трудно, поэтому при-
ходится итерационно повторять этот процесс
до достижения желаемого результата, что су-
щественно увеличивает время проектирова-
ния.
Автоматизация процесса компоновки само-
лета. Компоновка самолета существенно влия-
ет на его эффективность. Следует отметить,
что такие характеристики ЛА, как потери
аэродинамического качества из-за увеличения
волнового сопротивления в сверхзвуковом по-
лете и снижение эффективности силовой уста-
новки за счет взаимодействия сопла с другими
частями планера, а также весовые, и аэродина-
мические характеристики самолета в значи-
тельной степени зависят от компоновки. Все
это требует широкой вариации компоновки на
начальных этапах проектирования.
До недавнего времени при предэскизном
проектировании приходилось ограничиваться
просмотром небольшого числа альтернатив-
ных вариантов. В этом случае критерий эф-
фективности определялся не для всего поля
возможных компоновочных решений, а лишь
для дискретных его участков, поэтому был воз-
можен пропуск оптимального варианта компо-
новки.
Следует отметить еще два фактора, сни-
жающих эффективность обычных, неавтома-
тизированных методов компоновки: во-пер-
вых, известный субъективизм компоновщика,
априорная приверженность его определенной
компоновочной схеме; во-вторых, ограничен-
ные возможности человека в процессе одно-
временной увязки многих противоречивых
требований.
Конструктор вынужден решать компоно-
вочную задачу последовательно, постоянно
подвергая переработке уже сформированные
варианты компоновки, что значительно удли-
няет сроки проектирования.
Необходимость разработки автоматизиро-
ванных методов компоновки ЛА с использова-
нием ЭВМ была тем более настоятельна, что
без блоков машинного синтеза компоновки
система автоматизированного проектирования
получалась незамкнутой; после этапа форми-
рования облика конструктор бьи вынужден
“вручную” прорисовывать ограниченное чис-
ло компоновочных вариантов, что занимало
продолжительное время и не гарантировало
достижения оптимального результата. При
введении в САПР блока автоматизированной
компоновки, появилась возможность, исполь-
зуя быстродействие и большую память ЭВМ,
осуществить широкую вариацию компоновоч-
ных решений в ограниченное время.
Известны преимущества, обеспечиваемые
внедрением САПР в процесс проектирования
самолета, в частности при оптимизации его
параметров [53, 56]. Но создание алгоритми-
чески замкнутых (завершенных) систем авто-
матизированного проектирования, позволяю-
щих проводить разработку и исследование
210
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
перспективных схем самолета, предполагает
автоматизацию и этапов структурного синтеза.
Однако до последнего времени методология ав-
томатизации этих этапов разработана далеко не
в равной степени. Если для выполнения этапа
компоновки с помощью ЭВМ разработаны не
только методики, но и специальные программы
[40], то автоматизация этапа синтеза схемы на-
ходится пока на начальной стадии. Подобное
положение приводит к тому, что область схем-
ных решений исследуется не полностью, не
всегда проводится достаточно точная количест-
венная оценка эффективности схемы, велик
субъективный фактор при ее выборе.
В качестве примеров компоновочных про-
грамм, частично решающих проблему струк-
турного синтеза, можно привести разработан-
ные в ЦАГИ и в МАИ программы компоновки
самолетов различных типов.
Автоматизированная объемно-весовая ком-
поновка. Объемно-весовая компоновка само-
лета является весьма трудоемкой операцией и
требует для качественного выполнения много-
численных итераций. При этом последова-
тельность операций, выполняемых автомати-
зированной системой проектирования, по
сравнению с неавтоматизированной компо-
новкой, несколько изменяется и включает сле-
дующие этапы [40].
1.	Формирование с учетом законов аэроди-
намики оптимальной внешней конфигурации
самолета для наиболее типичного режима поле-
та на основе тела минимального волнового
аэродинамического сопротивления — тела
Сирса — Хаака (выполняется на этапе синтеза
схемы самолета). Определение в первом при-
ближении размерности ЛА исходя из ранее по-
лученных значений взлетной массы самолета,
стартовой нагрузки на крыло и статистических
значений плотности компоновки аппаратов
данного класса. Расчет абсолютных параметров
и размещение несущих и стабилизирующих по-
верхностей (НСП) в соответствии с ранее выб-
ранной схемой самолета. Следует отметить, что
относительные параметры НСП определяются
заранее на этапе параметрического синтеза
проекта. Таким образом, исходным для этапа
объемно-весовой компоновки является выпол-
ненный в масштабе чертеж внешней конфигу-
рации (оболочки) самолета (рис 2.5.9, а).
Рис. 2.5.9. Последовательность выполнения операций при автоматизированной
объемно-весовой компоновке самолета
ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА
211
2.	Резервирование в поперечных сечени-
ях, а также на боковой и плановой проекциях
компоновочного чертежа площадей под кон-
струкцию планера и коммуникации — “про-
водки” (управление, топливопроводы, элект-
рожгуты и др.), что нетрудно сделать, имея
статистические данные по ранее построенным
самолетам.
3.	Размещение функциональных элемен-
тов на боковой проекции по длине самолета
(по оси Л). Все эксплуатационные ограниче-
ния при этом должны учитываться. Этот этап
компоновки является наиболее ответственным
и представляет наибольший интерес.
3.1.	Производится размещение элементов
с передними или задними “открытыми зона-
ми”. Элементы поочередно вносятся системой
на компоновочное поле в зоне миделя кон-
фигурации, затем перемещаются к концам
тела (переднему или заднему, в зависимости
от типа элемента) до тех пор, пока площадь
их поперечного сечения не сравняется с пло-
щадью, оставшейся в сечении свободной
(пока они не “уткнутся” в конструкцию пла-
нера), после чего их положение фиксируется
(рис 2.5.9, б). Процедура и особенности ком-
поновки элементов силовой установки изло-
жены выше.
3.2.	Производится размещение элементов,
у которых относительная дистанция связана с
центром масс самолета (сбрасываемого груза,
шасси и т.п.). Элемент вносится системой в
конфигурацию в месте предпочтительного
размещения, т.е. на определенном удалении
от центра масс (рис. 2.5.9, в). Автоматически
проверяется возможность размещения эле-
мента в данном месте по габаритным разме-
рам: “да” — положение элемента фиксиру-
ется; “нет” — происходит поиск места
размещения в некоторой допустимой окрест-
ности дистанции предпочтительного размеще-
ния. Если и в этом случае элемент не разме-
ститься, то система увеличивает мидель
исходной размерности JIA и проводит повтор-
ную компоновку.
3.3.	Осуществляется размещение так на-
зываемых “свободных” элементов, т.е. эле-
ментов, расположение которых по длине са-
молета может быть произвольным (крупные
блоки, аэрофотоаппаратура). В зависимости от
сложившейся центровки самолета, а текущая
центровка постоянно автоматически контро-
лируется с помощью центровочного расчета,
элемент вносится в задний или передний ко-
нец фюзеляжа (если центровка слишком зад-
няя по сравнению с заданной, элемент вно-
сится вперед, и наоборот) и предпринимают-
ся попытки разместить его там. Если это не
удается, то элемент постепенно оттесняется к
противоположному концу тела до тех пор,
пока не будет найдено место, на котором он
мог бы разместиться.
3.4.	Завершается компоновка фюзеляжа
размещением заполняющих элементов (мелко-
го оборудования “россыпью” и топлива). Обо-
рудование, как элемент, имеющий меньший
удельный вес, размещается от конца фюзеляжа
к его середине (рис. 2.5.9, г). Перед размеще-
нием суммарный объем оборудования разбива-
ется на части и каждая часть размещается до
полного заполнения пустующего объема шпа-
ции (отсека между шпангоутами) так, чтобы
привести центровку пустого самолета к задан-
ному значению. Аналогично размещается топ-
ливо, но уже от центра к концам тела. Таким
образом в процессе компоновки осуществляет-
ся совмещение центровок пустого самолета и
самолета с топливом. (Отсек сбрасываемых
грузов уже размещен возможно ближе к цент-
ру тяжести самолета.)
После того как все элементы размешены
и выявлены объемы, оставшиеся внутри само-
лета незаполненными, производится повтор-
ная компоновка, но уже в меньшем объеме
(рис. 2.5.9, д). Процедура итерационного
уменьшения размерности конфигурации пост-
роена таким образом, что сокращение объема
идет со все уменьшающимся шагом. Габарит-
ные размеры и массы элементов, зависящих от
размерности самолета (площади крыла 5^,
веса планера (?пл, веса шасси (?ш и т.п.), ав-
томатически корректируются при этом специ-
альной процедурой.
Центровка самолета. Окончательный рас-
чет центровки производится на основании
центровочной схемы самолета (рис. 2.5,10)
с использованием центровочной ведомости
(табл. 2.5.1) либо автоматически, с помощью
описанной выше программы автоматизиро-
ванной компоновки. В качестве “нулевой”
дистанции обычно используют не крайнюю
переднюю точку фюзеляжа (как для простоты
показано на рис. 2.5.10), а более “стабильную”
базу, например, силовой шпангоут крепления
последнего лонжерона крыла или аналогич-
ную. Ниже приведены формулы, позволяю-
щие определить следующие параметры:
Хцт — положение центра тяжести
самолета;
•*ц.т =
212
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Рис. 2.5.10. Центровочная схем» маневренного самолета
2.5.1. Центровочная ведомость
по ш>р.	Агрегат, система, груз	<7, , даН	X] , м	О/Х/, даН.м
I. Констпукния			
1	Крыло 2	Фюзеляж 3	Горизонтальное оперение 4	Вертикальное оперение 5	Передняя стойка шасси 6	Главная стойка шасси И. Сил 7а	Двигатели (с мотогондолами) средние 76	Двигатели (с мотогондолами) крайние 7в Другие составляющие III. Оборуд 8й	В носовом отсеке 86	В среднем отсеке TV	овая установка ►ванне и унравлеш	с	
9а	Экипаж (включая стюардесс)	1 96	Специальное оборудование	1			
ТОа	В крыле 106	В центроплане 10в	В фюзеляже VI. Це 11а	В переднем отсеке 116	В среднем отсеке 11в	В заднем отсеке	левая нагрузка		
Сумма	2Х		
ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА
213
ЛцТ — положение центра тяжести в до-
лях средней аэродинамической хорды Ва',
Хц.1 = (хи,.7~ха)/Ва; хсм — изменение цент-
ровки при перемещении груза с дистанции xq
на х^,
А-'-см = GCM (*2 — -Ч) > ^см ~ ^смА >
А*сбр ~ изменение центровки при сбро-
се груза весом бСбр , Дхсдр = Gcgp - =	,
1-(^Сбр
где G06p = G06p/Go-
Центровка рассчитывается для следующих
вариантов загрузки:
полностью загруженный самолет (взлет-
ный вес);
пустой снаряженный самолет (без целевой
нагрузки и топлива);
предельный посадочный случай (нагрузка
на борту, топлива нет);
перегоночный случай (полный запас топ-
лива, нагрузка отсутствует).
На основании более подробных расчетов
центровки строится центровочный график
(рис. 2,5,11), на котором наносятся значения
предельно допустимых передней хтпп и зад-
ней Хщз центровок. Предельные значения
центровок назначаются из следующих усло-
вий:
хТпп — из достаточности горизонтального
оперения для балансировки самолета на взле-
те и посадке с выпущенной механизацией
крыла; не превышения допустимой величины
потерь аэродинамического качества на балан-
сировку самолета в крейсерском полете; воз-
можности отрыва носового колеса от ВПП в
конце разбега; обеспечения требуемых харак-
теристик маневренности;
хтз — из обеспечения нормируемых за-
пасов статической устойчивости; достаточно-
сти горизонтального оперения для баланси-
ровки самолета; предотвращения перевалива-
ния самолета “на хвост” при стоянке.
Диапазон центровок (разность между
и Хтп), с точки зрения удобства эксплуата-
ции, должен быть как можно большим, одна-
ко он ограничивается коэффициентом стати-
ческого момента, установленного на самолете
горизонтального оперения Лго.
В итоге объемно-весовой компоновки полу-
чаем работоспособный вариант компоновки са-
молета (фюзеляжа) с максимально возможной
плотностью заполнения и заданной центровкой.
Чертеж этого варианта является основой для
заключительного этапа структурного синтеза са-
молета — конструктивно-силовой компоновки.
35
20
15
Бак N1
,ЦВ
N2 u N3
1.3. Бак
3300кг
2700
12000
Центробка переваливания нд з 8мле
50г
ТоплиЬо
45-
40-
посаЭке х=32%САХ
30
Полет
d
§
25
а
а
Взлете, 6 полете и на
(шасси убрано)
.750 14800
N2 Пассахиры(160чел)[ (нар
—4S
Бак N1
N3
N 2 и N 3
т
50 55	60 65 70	75 80	85
Предельна оупус-
тиная передняя иентроВка
на Взлете Я«21% САХ*
(шасси Выпушено)
3300 кг 3450	14800
N2
4700 кг
Рис. 2.5.11. Центровочный трафик пассажирского самолета
Загрузка
Предельно допустимая задняя центроВка на
_ ПреЭельно допустимая
пердняя центройка на
посадке х=18% САХ
" (шасси Выпущено)
Выпуск шасси
214
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
2.5.4. КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ
КОМПОНОВКА
Принципы рациональной конструктивно-си-
ловой компоновки. Конструктивно-силовая ком-
поновка самолета имеет целью разработку
конструктивно-силовых схем (КСС) как само-
лета в целом, так и отдельных его агрегатов,
которые обеспечивали бы:
минимальную массу конструкции частей
самолета и всего самолета в целом (в том чис-
ле и за счет минимизации числа силовых эле-
ментов);
органичное сочетание силовых элементов
конструкции, полезных объемов внутри кон-
фигурации и агрегатов, размещаемых снаружи;
учет требований эксплуатационной и про-
изводственной технологичности;
необходимую прочность и жесткость кон-
струкции с целью увеличения критической
скорости аэроупругих явлений;
получение требуемого ресурса и безопас-
ности при локальных разрушениях конструк-
ции (усталостных и боевых).
Для того чтобы удовлетворить этим требо-
ваниям, необходимо выполнять следующие
конструктивные рекомендации:
максимально использовать разгрузку аг-
регатов в полете, например, располагая кес-
сон-баки в крыле для снижения действующе-
го на него в полете изгибающего момента
(рис. 2.5.12, а,д,ж);
использовать прямолинейные и короткие
силовые цепочки, например, пропуская цент-
роплан крыла сквозь фюзеляж (рис. 2.5.12, в,г,е)
или заменяя в треугольном крыле лонжероны,
идущие “по проценту”, лонжеронами, пер-
пендикулярными оси симметрии самолета
(рис. 2.5.12, д,ж);
принимать действующие изгибающие и
крутящие моменты на максимальной базе, на-
пример, центропланную балку, проходящую
сквозь "интегральный" фюзеляж, можно вы-
полнить с увеличенной строительной высотой,
а в схемах шасси всегда предусматривать под-
косы (рис. 2.5.12, а);
совмещать функции силовых элементов и
добиваться, чтобы они полноценно работали
Рис. 2.5.12. Примеры рациональной копструктивио-силовой компоновки самолета
КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ КОМПОНОВКА
215
Рис. 2.5.12. Продолжение
216
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
в различных случаях нагружения (два усилен-
ных шпангоута в хвостовой части фюзеляжа
дозвукового пассажирского самолета могут
выполнять функции основания для крепления
лонжеронов киля, окантовки выреза перестав-
ного ГО, базы для крепления узла вращения
переставного ГО, базы для крепления двига-
теля и т.п.);
необходимо по возможности совмещать
технологические и эксплуатационные разъемы,
а также конструктивные (компоновочные) и
эксплуатационные ниши и люки; технологи-
ческий разъем хвостовой части фюзеляжа ис-
требителя является одновременно и эксплуата-
ционным, так как используется для замены
двигателя; в нише шасси располагаются агре-
гаты гидросистемы, требующие частого осмот-
ра и обслуживания (рис. 2.5.12, д,ж);
люки и ниши в агрегатах следует выпол-
нять в наименее нагруженных зонах, распола-
гая их большей осью вдоль силового потока.
Избегать расположения нескольких вырезов в
одном сечении агрегата, например, в носовой
части фюзеляжа ДПС избегать расположения в
одном сечении ниши шасси, входной двери и
люка загрузки буфета;
конструктивно-силовые схемы отдельных
агрегатов должны быть увязаны между собой;
так, если для крыла принята кессонная конст-
руктивно-силовая схема, то в фюзеляже обяза-
тельно должен присутствовать центроплан
(рис. 2.5.12, в,г).
В процессе конструктивно-силовой ком-
поновки самолета возможно частичное пере-
мещение агрегатов для совмещения функций
и уменьшения числа силовых элементов. По-
этому после завершения конструктивно-сило-
вой компоновки необходима повторная цент-
ровка.
Закон “квадрата — куба” и проблема оп-
тимизации силовой конструкции самолета. Раз-
витие авиационной техники, усложнение ре-
шаемых задач, требование повышения
экономичности эксплуатации гражданских са-
молетов влекут за собой неуклонный рост их
размеров, а также увеличение их взлетной
массы и массы конструкции самолетов. При
увеличении размеров самолета площади
(крыла, оперения) и поверхности (фюзеляжа
и других элементов) растут пропорционально
коэффициенту линейного увеличения в
квадрате. Если силовая конструкция при этом
не меняется, т.е. все ее элементы увеличива-
ются в том же соотношении в ширину, высоту
и длину, то масса силовых элементов растет
пропорционально коэффициенту линейного
увеличения в кубе. При этом, естественно,
принимается, что уровень напряжений в сило-
вых частях и распределение аэродинамичес-
ких и массовых нагрузок по конструкции не
меняются.
Если полагать, что основные взлетно-по-
садочные и скоростные характеристики само-
лета, определяемые удельной нагрузкой на
крыло Р, и дальность полета, определяемая
относительным запасом топлива да,, сохраня-
ются на том же уровне, то закон “квадрата —
куба” может быть сформулирован в следую-
щем виде. При увеличении линейных разме-
ров самолета взлетная масса растет пропорци-
онально коэффициенту линейного увеличения
в квадрате, а масса силовой конструкции —
коэффициенту линейного увеличения в кубе,
и относительная величина полезной нагрузки
линейно уменьшается.
На самом деле относительная масса кон-
струкции самолета возрастает, но возрастает
очень медленно, что можно объяснить следую-
щим:
применяются все более оптимальные си-
ловые схемы отдельных частей самолета и со-
здаются более оптимальные конструкции с
меньшей массой дополнительной несиловой
части этой конструкции;
в конструкции применяются новые мате-
риалы с большим уровнем допустимых напря-
жений (если этот уровень допускается и требо-
ваниями сопротивления усталости);
совершенствуются методы расчета самоле-
та на статическую, динамическую прочность и
сопротивление усталости;
совершенствуются методы уменьшения
аэродинамических нагрузок.
Вместе с тем, с увеличением размеров са-
молета относительная масса конструкции са-
молета все-таки растет. Это придает особо
важное значение проблеме оптимизации си-
ловой конструкции и выполнению опти-
мальной конструктивно-силовой компоновки
самолета на самых начальных стадиях проек-
тирования.
Детально решение задач выбора и оптими-
зации силовой конструкции самолета и его
частей рассматривается в специальной лите-
ратуре [53, 56].
Типичным представителем систем автома-
тизированного проектирования конструктив-
но-силовых схем самолетов является комплекс
“РИПАК”, созданный в КуАИ под руко-
водством В.А.Комарова [Зб[. На базе конти-
нуальной модели с помощью метода конечных
элементов и с привлечением критерия “мини-
КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ КОМПОНОВКА
217
мальното силового веса” проводятся автома-
тизированные процедуры, имеющие целью
получение наивыгоднейшего распределения
материала. Завершается процесс сравнением
альтернативных вариантов реализации конст-
рукции, которая вписывается в изначально за-
данную конфигурацию.
Использование средств автоматизирован-
ного проектирования позволяет в 1,5—3 раза со-
кратить время проектирования силовых конст-
рукций самолета и снизить ихмассуна5...15%.
Учет производственной технологичности
при конструктивно-силовой компоновке. Одной
из главных задач конструктивно-силовой ком-
поновки является установление эксплуата-
ционных и технологических (производствен-
ных) разъемов частей самолета. Задача эта
оптимизационная: с одной стороны, условия
организации крупносерийного производства
требуют максимального членения конструк-
ции самолета на отдельные агрегаты с тем,
чтобы сократить циклы сборки самолета; а с
другой, — каждый эксплуатационный разъем
и производственно-технологический стык эле-
ментов конструкции — это дополнительная
масса, а иногда, и дополнительный очаг кон-
центрации напряжений с последующим оча-
гом усталостного разрушения. Например, на
самолете Ту-154 эксплуатационный разъем
между средней частью и отъемными концевы-
ми частями крыла дает увеличение массы
крыла на 350...400 кг. И может оказаться, что
повышение экономичности эксплуатации
самолета при уменьшении массы конструкции
за счет уменьшения числа разъемов будет
таким, что экономически целесообразнее
построить новые цеха или заводы с большими
размерами сборочных пролетов, чем сделать
дополнительные разъемы конструкции.
Одновременно с процессом конструктив-
но-силовой компоновки обычно ведется раз-
работка директивной технологии изготовле-
ния частей самолета и сборки самолета в
целом, так как выбираемые технологические
процессы могут определять и особенности
силовой схемы конструкции. Например, раз-
меры листов силовой обшивки крыла часто
определяют расстояние между лонжеронами
крыла и наличие технологических стыков па-
нелей обшивки крыла по размаху. Директив-
ная технология отражает, наряду с новыми
достижениями в области производства само-
лета с вновь разработанными технологически-
ми процессами, особенности конкретного
опытного и серийного заводов (его производ-
ственные возможности по площадям, разме-
рам цехов и составу оборудования), серий-
ность самолета (ориентировочное число
заказываемых самолетов) и предполагаемые
особенности эксплуатации самолета (в тропи-
ческом климате и т.п.). В директивной техно-
логии даются ограничения в номенклатуре ис-
Рис. 2.5.13. Компоновка маневренного самолета
218
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
в-в	с-с
Рис. 2.5.14. Компоновка самолета-истребителя F-16
УВЯЗКА ФОРМЫ И ПОСТРОЕНИЕ ВНЕШНИХ ОБВОДОВ
219
пользуемых при проектировании самолета ма-
териалов, сортамента профилей и листов, кре-
пежных изделий (болтов, заклепок и т.п.).
Учет эксплуатационной технологичности
при коиструктивио-силовой компоновке. В про-
цессе конструктивно-силовой компоновки
должен быть обеспечен эксплуатационный
подход в зоны, где размещены агрегаты и про-
водка систем оборудования и управления
самолетом, а также подход к участкам конст-
рукции, подлежащим осмотру в процессе экс-
плуатации самолета. Это требует создания
соответствующих люков или съемных панелей
в конструкции самолета помимо люков, обес-
печивающих размещение целевой нагрузки
(для пассажирских самолетов помимо входных
и служебных дверей, багажных и аварийных
люков и оконных проемов). В целях умень-
шения массы конструкции самолета силовые
окантовки всех вырезов для люков и съемных
панелей должны органично входить в силовую
схему агрегатов самолета.
Как уже отмечалось, в настоящее время
разработан ряд компоновочных программ, по-
зволяющих осуществлять перечисленные опе-
рации конструктивно-силовой компоновки в
автоматизированном режиме [36, 40].
Результатом выполнения этапа проекти-
рования компоновки является компоно-
вочный чертеж самолета, состоящий из боко-
вой и плановой проекций и ряда сечений
(рис. 2.5.13). Пример компоновки самолета
F-16 дан на рис. 2.5.14.
2.5.5. УВЯЗКА ФОРМЫ И ПОСТРОЕНИЕ
ВНЕШНИХ ОБВОДОВ САМОЛЕТА
Увязка формы самолета. Все три составля-
ющих процесса компоновки в конечном счете
завершаются построением внешних обводов
самолета, приданием проектируемому самоле-
ту конкретной законченной формы.
Формирование, построение внешних об-
водов самолета обычно производится в два
этапа. На первом этапе выполняется предвари-
тельная увязка формы и определяется положе-
ние основных конструктивно-силовых эле-
ментов агрегата. На втором этапе
производится окончательное задание обводов
агрегата в теоретическом чертеже с помощью
различных математических методов.
Увязка формы — графическое или анали-
тическое определение координат обводов агре-
гата и его сечений по ряду плоскостей с после-
дующей графической проверкой взаимного со-
ответствия обводов и сечений в различных
проекциях. Раньше предварительную увязку
формы агрегата проводили с помощью метода
батоксов и горизонталей, и хотя для оконча-
тельного задания поверхности метод батоксов
и горизонталей в настоящее время не приме-
няется, на самых начальных этапах проектиро-
вания поверхности (особенно в самодеятель-
ном самолетостроении) он продолжает
сохранять свое значение. Этот способ основан
на методике начертательной геометрии.
Обводы агрегата, форму которого следует
увязать (например, фюзеляжа), вычерчивают
в боковой и плановой проекциях. Затем при-
ступают к увязке с помощью эпюры совме-
щенных сечений, эпюр линии батоксов на бо-
ковой проекции и линии горизонталей на
плановой проекции (рис. 2.5.15). Процесс
увязки состоит в том, что на эпюре совмещен-
Рис. 2.5.15. Увязка формы фюзеляжа графи-
ческим способом батоксов и горизонталей:
а — боковая проекция; б — проекция в плане;
в — эпюра совмещенных сечений: 1 — строитель-
ная горизонталь; 2— шпангоуты; 3 — нулевой
батокс; 4— батоксы; 5— полушироты; 6— следы
плоскостей горизонталей; 7 — следы плоскостей
батоксов; 8 — ось симметрии и плоскость нуле-
вого батокса;
220
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
ных сечений откладывают по вертикальной и
горизонтальной осям точки, определяемые
обводами в боковой и горизонтальной проек-
циях (нулевыми батоксами и полуширотами),
а затем эти точки соединяют кривыми, даю-
щими обводы шпангоутов. Одновременно в
боковой проекции и в плане строят линии
батоксов и горизонталей и производят взаим-
ную коррекцию их с эпюрой совмещенных
сечений.
Увязку крыла, оперения, пилонов и дру-
гих агрегатов, имеющих конический закон об-
разования поверхности, можно произвести
как графическим, так и аналитическим спо-
собом используя свойства трапецеидальных
сечений.
Для увязки должны быть заданы: форма
крыла в плане, разбивка нервюр, профили
крыла у корня и на конце крыла, профили
промежуточные (если форма крыла образует-
ся не одним или двумя профилями) и дистан-
ции переходных зон (от одного профиля к
другому).
По каждому заданному профилю долж-
ны быть известны семейство, относительная
толщина, хорда, превышение и угол уста-
новки относительно строительной плоскости
крыла. При этом должен быть задан и угол
заклинения (установки) самой строительной
плоскости крыла относительно строительной
горизонтали фюзеляжа самолета.
Графический способ увязки поверхности
крыла. Основан на построении эпюры совме-
щенных сечений (рис. 2,5.16), При этом спо-
собе на эпюре вычерчивают корневой про-
филь (в простейшем случае) таким образом,
чтобы плоскости нервюр были параллельны
плоскости эпюры. После этого проводят ли-
нии равных долей (равных процентов) хорды,
Рис. 2.5.16. Определение ординат промежуточного
профиля крыла или оперения:
1 — корневая хорда; 2 — промежуточная хорда;
3 — концевая хорда
т.е. образующие конической поверхности
крыла. Линии равных процентов и соответст-
вующие ординаты корневого и концевого про-
филей составляют трапецию, поэтому легко
определить ординаты всех профилей, распо-
ложенные на том же относительном расстоя-
нии от их носков, что и ординаты корневого
и концевого профилей.
Все линии равных процентов хорды делят
пропорционально расстоянию между нервю-
рами и через полученные таким образом точ-
ки проводят плавные кривые промежуточных
профилей. Графический способ малоупотре-
бителен вследствие своей трудоемкости и не-
достаточной точности получаемых резуль-
татов.
Аналитический способ увязки агрегатов,
имеющих конические поверхности. Использу-
ются геометрические свойства трапеций, со-
ставленных образующими и ординатами кор-
невого и концевого профилей, при этом все
искомые размеры рассчитываются. Обычно
определяют верхнюю и нижнюю ун орди-
наты в отдельности.
Результаты заносят в таблицы. Ординаты
определяют по формуле:
Л1 — .Ув.КН [ +^в.крр [ I’
где >вкн — ордината концевого профиля;
Л.кр ~ ордината корневого профиля; — рас-
стояние от корневого профиля до нервюры.
В настоящее время предварительная увяз-
ка обводов производится конструктором с
помощью наиболее совершенных автомати-
зированных систем проектирования в режиме
диалога с ЭВМ, оснащенных мощными
графическими средствами типа EUCLID,
UNIGRAPHICS, КРЕДО и др. Конструктор с
учетом различных аэродинамических и кон-
структивных требований может скорректи-
ровать очертания поверхности непосредствен-
но на экране дисплея, а ЭВМ учтет эту
коррекцию при аппроксимации поверхности
одним из математических методов. В этом
случае опыт и интуиция конструктора допол-
няются большим объемом памяти и огромны-
ми вычислительными возможностями совре-
менных ЭВМ.
Математические методы описавия обводов
самолета. После окончания предваритель-
ной увязки поверхности необходимо зафик-
сировать ее форму в теоретическом чертеже,
описав с помощью одного или нескольких
УВЯЗКА ФОРМЫ И ПОСТРОЕНИЕ ВНЕШНИХ ОБВОДОВ
221
математических методов. Рассмотрим основ-
ные требования, предъявляемые к этим ме-
тодам,
Аэродинамическая гладкость продольных
контуров (сечений) большинства агрегатов
обеспечивается сохранением в этих сечениях
непрерывности первой производной описыва-
ющей функции. Для особо ответственных аг-
регатов, существенно влияющих на характер
обтекания самолета в целом (крыльев, носо-
вых частей фюзеляжа, мотогондол и т.п.), не-
обходимо обеспечить в продольных сечениях
непрерывность второй производной и ограни-
ченные величины третьей производной. Как
общее правило, можно отметить, что требова-
ние к гладкости поперечных сечений обычно
на порядок ниже, чем к гладкости продоль-
ных. Например, если профили крыла по по-
лету выглаживаются до непрерывности второй
производной, то в сечениях крыла по лонже-
ронам желательно иметь непрерывной первую
производную.
При проработке формы поверхности
самолета с точки зрения эксплуатационных,
конструктивных и технологических требова-
ний математические методы описания обво-
дов должны обеспечивать:
плавное включение в создаваемую по-
верхность самолета цилиндрических, кониче-
ских, параболических и других аналитически
описанных поверхностей, таких как лобовые
цилиндрические стекла кабин пилотов, эле-
менты поверхности крыла и оперения с кони-
ческим образованием, обтекатели специаль-
ных аитенн заданной формы и т.д.;
плавное включение в проектируемую по-
верхность плоских участков, представляющих
собой люки под стекла фотоаппаратов и астро-
навигационных приборов, остекление кабин,
плиты специальных датчиков;
прямолинейность заданных сечений не-
которых силовых элементов, например, се-
чения по сжатой верхней полке лонжерона
крыла.
Наряду с указанными требованиями мате-
матические методы формирования обводов
должны полностью и однозначно описывать
поверхность самолета, не допуская зон, своди-
мых “иа плавность” на плазах или сглаживае-
мых на макетах поверхности. Это требование
стало обязательным в последнее время в связи
с широким внедрением в практику самолетос-
троения обработки деталей, связанных с внеш-
ними обводами, а также шаблонов, рубиль-
ников стапелей и других деталей оснастки
станков с ЧПУ.
Следует отметить и такие требования к
математическим методам задания поверхнос-
ти, как наглядность и графоаналитичность,
т.е. возможность получить на каждом этапе
проектирования наглядное представление о
форме создаваемой поверхности либо в виде
эскиза, полученного на графопостроителе,
либо в виде изображения на экране дисплея,
в случае работы конструктора с ЭВМ в режи-
ме диалога.
Разнообразие требований к математи-
ческим методам задания поверхности агрега-
тов, а также разнообразие типов самих агре-
гатов обусловили множество методов описа-
ния обводов, из которых наиболее употре-
бительными в настоящее время являются сле-
дующие:
с помощью кривых второго порядка;
заданием контура самолета дугами окруж-
ностей;
заданием продольных контуров самолета
степенными уравнениями;
заданием поверхности самолета с помо-
щью сплайн-функций;
аналитическим заданием контура самоле-
та с помощью полиномов.
Поверхность считается кинематически
заданной, если в пространстве заданы ос-
новные продольные линии агрегата — нап-
равляющие (нулевые батоксы верха и низа
и полуширота), вдоль которых перемеща-
ется его поперечное сечение, причем из-
вестен закон изменения формы сечения в
зависимости от положения по длине агре-
гата.
При кинематическом способе задания по-
верхности для аппроксимации продольных
линий и для задания закона изменения фор-
мы поперечного сечения могут использовать-
ся различные математические методы, причем
допускается использование разных методов
для задания отдельных линий одного агрега-
та. Последнее, впрочем, нежелательно из-за
необходимости использовать разные програм-
мы при расчете на ЭВМ координат поверхно-
сти одного агрегата,
Метод задания поверхности с помощью
кривых второго порядка. Этот наиболее рас-
пространенный в недавнем прошлом метод
является графоаналитическим, поскольку
кривые второго порядка могут быть как пост-
роены чисто графическим способом, так и по-
лучены расчетным путем.
Метод базируется на положениях проек-
тивной геометрии (теореме Паскаля). Для пост-
роения кривой второго порядка необходимо,
Ill
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Рис. 2.5.17. Построение кривой второго порядка, за-
данной точками А, В, С и дискриминантом /= BD/ED
(т, п — базовые лучи; г — произвольный луч, дает
точку 5 на луче nr, I— промежуточный луч, дает
точку Тиа луче п; р — строительный луч, дает ис-
комую точку К на луче г)
ределяемого потребностью, причем за оси
принимаются стягивающая кривую хорда ЛС
и медиана ED.
Координаты кривой второго порядка оп-
ределяют следующим образом. На чертеже
увязки наносят оси ОХ и OY (рис. 2.5.19), от-
носительно которых измеряют координаты за-
данных точек А, Си Еи точки В, положение
которой можно определить по заданному дис-
криминанту f.
Ордината некоторой точки X с абсцис-
сой х кривой АВС выразится так:

чтобы были заданы три точки, например А, В, С
(рис. 2.5.17), и так называемый дискриминант
кривой/= BD/ED; ЕВ — медиана хорды АС.
Увязка с помощью этого графического
способа начинается с того же, с чего начина-
ется увязка с помощью способа батоксов и го-
ризонталей. В боковой Проекции и в плане
очерчивают “на глаз” линии нулевого батокса
и полушироты. Каждую из этих линий разби-
вают на отрезки кривых. Используя на каж-
дом отрезке кривой по три точки А, В, С, и
задаваясь дискриминантом f строят кривые
второго порядка, близкие к кривым, очерчен-
ным “на глаз”. Получив таким образом линии
нулевого батокса и полуширот, начинают ана-
логично способу батоксов и горизонталей
увязку поперечных сечений (шпангоутов).
Графоаналитический способ увязки осно-
ван на вычислении координат кривых второго
порядка с использованием так называемого
графика единичных кривых, соответствующих
искомым кривым. График единичных кривых
второго порядка (рис. 2.5.18) вычерчивают в
относительных прямоугольных координатах
для ряда “стандартных” дискриминантов, на-
пример, 0,30; 0,31; 0,32 и т.д. до значения, оп-
где а — угол наклона хорды АС к оси ОХ;
тк — отрезок, взятый по графику единичной
кривой (см. рис. 2.5.18); ц — масштабный
множитель для перехода от единичной кривой
кувязочной кривой. Отрезок «Смежно найти,
отложив отточки d(начала координат единич-
ной кривой) отрезок
DM _ x-xD
От~ DC~ 0,5(xc-xJ
и отрезок
DC -(«с-хД/2'
Если соединить т0 и е прямой и провести
прямую, параллельную ет§, через точку т, со-
ответствующую точке Мувязочного чертежа, то
можно измерить величину отрезка тк.
Масштабный множитель
ЕМй
егщ
где ЕМ§ измеряют на увязочном чертеже
в мм, emo берут в долях единицы чертежа еди-
Рис. 2.5.18. Единичная кривая второго
порядка (координаты даны в относи-
тельных величинах х, у )
Рис. 2.5.19. Схема для определения координат
точек кривой второго порядка, заданной точ-
ками А, В, С и дискриминантом f=BD/ED
УВЯЗКА ФОРМЫ И ПОСТРОЕНИЕ ВНЕШНИХ ОБВОДОВ
223
личной кривой (за единицу принимают обыч-
но отрезок de, равный отрезку ed). Можно так-
же найти отрезок EMq по формуле
ЕМ0 -уЕ — [уА + (хЕ - хА) tga],
а отрезок ет$ по формуле
em0=^l+(z/m0)2.
Этим способом определяют ординаты
кривых — нулевых батоксов, полуширот и
шпангоутов.
Возможно и полностью аналитическое
(без привлечения единичной кривой) опреде-
ление координат кривой второго порядка. Так,
для простейшего случая прямоугольного коор-
динатного угла (рис. 2.5.20) ординаты кривой
могут быть определены по формуле
У=
Д(/2 + 2/-1) (х-Л)
образующих данное сечение. В случае необ-
ходимости недостающие данные для пост-
роения сечения могут быть получены с по-
мощью аппарата аналитической геометрии
(рис. 2.5.21).
Основные продольные линии агрегата, та-
кие как нулевые батоксы верха и низа, полу-
широта, графики линий сопряжения и изме-
нения величины радиусов, при этом методе
также могут быть заданы комбинацией дуг ок-
ружностей или специальными степенными
уравнениями.
Метод применяется для задания поверх-
ностей, включающих в себя в качестве состав-
ных частей тела вращения (фюзеляж, гондолы
двигателей и т.п.)
Метод задания поверхности самолета сте-
пенными уравнениями. Метод применяется в
основном для задания продольных контуров
агрегатов самолета, но может использоваться
и для образования поперечных сечений. При
этом методе контур в заданной системе коор-
динат рассчитывается с помощью уравнений
вида (рис. 2.5.22)
2/В^(27-1)х2-Л(/2 + 2/-1)х+^2/2
+	___
У=Уо
Обычно расчеты координат кривой второ-
го порядка проводят ввиду их значительной
трудоемкости с помощью стандартных про-
грамм на ЭВМ.
Метод задания контура самолета дугами
окружностей. Часто для увязки и задания по-
перечных сечений агрегатов используют дуги
окружностей. При этом методе, получившем
название радиусографии, необходимо задать в
каждом сечении значения и центры радиусов,
а также точки сопряжения дуг окружностей,
Рнс. 2.5.21. Задание поперечного сечения
методом радиусографии
Рис. 2.5.20. Единичная кривая для расчета
координат кривой второго порядка (случай
прямоугольного координатного угла)
Рнс. 2.5.22. Образование продольного контура
с помощью степенного уравнения
224
Глава 2.5. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Сущность метода степенных уравнений
заключается в подборе показателя степени т,
при котором задающая кривая соответствовала
бы исходной, полученной при увязке, в преде-
лах установленного допуска.
Метод обеспечивает высокую гладкость
контуров и, как следствие этого, хорошие
аэродинамические характеристики агрегата;
он используется для описания поверхности та-
ких ответственных агрегатов, как лобовые ча-
сти фюзеляжей, носовые обечайки гондол
двигателей и воздухозаборников, профили пи-
лонов и т.п.
Метод задания поверхности самолета с
помощью сплайн-функций. Еще на ранних эта-
пах развития авиации было отмечено, что
наиболее гладкие, обладающие хорошими
аэродинамическими свойствами контуры аг-
регатов получаются при вычерчивании их с
помощью гибких реек, прижатых грузами в
некоторых узловых точках. Было установлено,
что рейка при этом принимает между грузами
очертания, близкие к кривым, описываемым
полиномами третьей степени. Кубический
полином на участке между узлами, имеющи-
ми абсциссы Xj_i и xj (рис. 2.5.23), описы-
вается выражением
где х — текущая абсцисса; Х]_х, yj_\,
xj, У/, — координаты узлов; Mj —
коэффициенты полинома (коэффициенты
сплайна); nj-xj-xj.p
Таким образом, конструируемая кривая-
сплайн может быть аппроксимирована на-
бором кубических полиномов, проходящих
Рис. 2.5.23. Аппроксимация кривой
набором кубических сплайнов
через заданные узлы и имеющих на [й,/>] не-
прерывные первую и вторую производные.
Воспользовавшись свойством непрерывно-
сти производных и введя дополнительные гра-
ничные условия в виде наклона касательных к
кривой в точках а и Ь, можно получить систему
линейных уравнений, подстановкой в которую
координат узлов вычисляются коэффициенты
сплайна для каждого из участков отрезка ab.
При необходимости рассчитать ординату
конструируемой кривой по известной абсцис-
се х находится интервал отрезка ab, которому
принадлежит х, подставляется соответствую-
щие значения коэффициентов сплайна в при-
веденное выражение и определяется искомая
ордината у. Как правило, вычисление коэффи-
циентов сплайна и координат искомых точек
выполняется на ЭВМ.
Контуры, спроектированные с использо-
ванием сплайн-функций, обладают, как уже
отмечалось, хорошими аэродинамическими
свойствами благодаря непрерывности первой
и второй производных. Кроме того, детали ЛА,
описанные этими контурами, можно изготов-
лять давлением из плоских балок или панелей,
поскольку линия деформации нагруженной
панели также достаточно точно описывается
кубическими сплайн-функциями.
Поверхность агрегата самолета может быть
задана с помощью сплайн-функций описан-
ным выше кинематическим способом, так как
сплайнами можно описать не только образую-
щую перемещающегося контура, но и его на-
правляющие.
Аналитическое задание контура самолета с
помощью полиномов. Сущность метода заклю-
чается в определении коэффициентов уравне-
ния такого полинома, график которого проходит
через все заданные критические точки констру-
ируемого контура: у=а0+а1х + а2х2 +... + а„х".
Степень полинома определяется числом
заданных исходных критических точек, коор-
динаты которых являются исходной инфор-
мацией при использовании данного метода:
*о> ль л; х2, у2; ...; х„, у„.
Подстановкой каждой пары координат в
исходное уравнение получаем систему уравне-
ний для определения коэффициентов полино-
мов, решаемую с использованием ЭВМ:
У1 = Oq + tfjXj + а2х2 + ...+ а„х";
У1~^о+О\х2+a2x2 +...+a„x2;
Уп = ай + «\хп + а2х2 +...+а„х"г
ОФОРМЛЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ КОМПОНОВКИ
225
Переход от контуров к поверхности
также осуществляется кинематическим спо-
собом.
Построение теоретического чертежа. Пос-
ле того как выбран математический метод
описания поверхности и с его помощью
заданы и рассчитаны на ЭВМ обводы агрегата
самолета, можно приступить к оформлению
теоретического чертежа (рис. 2.5.24). В теоре-
тическом чертеже обычно дают разбивку
конструктивно-силовой схемы агрегата и
штрих-пунктирными линиями показывают
крупные функциональные элементы, вокруг
которых формируется проектируемая поверх-
ность.
К теоретическим чертежам предъявляются
следующие требования:
должен содержать схему агрегата, выпол-
ненную с достаточным числом сечений, про-
екций, видов;
поверхность агрегата должна быть задана
математически с однозначным определением
любой точки поверхности;
при задании агрегата в местной системе
координат должна быть указана связь мест-
ной системы с основной системой коор-
динат ЛА;
должен содержать цифровую информа-
цию, позволяющую построить основные сече-
ния агрегата без привлечения ЭВМ и графопо-
строителей;
для агрегатов типа крыла и оперения дол-
жны быть приведены данные исходных аэро-
динамических профилей в безразмерном (про-
центном) виде;
в качестве дополнительной информации
должны быть приведены геометрические па-
раметры агрегата, необходимые для аэро-
динамических расчетов (величины удлинения,
сужения, САХ крыла, относительного диамет-
ра входа и миделя гондол двигателей, удли-
нения носовой и хвостовой частей фюзеляжа
и др.);
должны быть указаны индексы програм-
моносителей (перфолент, перфокарт, магнит-
ных лент, дискет и т.п. ), позволяющих вос-
произвести обводы данного агрегата на
чертежных автоматах.
Последнее требование связано с тем, что
в настоящее время при передаче обводообра-
зующей документации из конструкторских
бюро в серийное производство наряду с тео-
ретическими чертежами и основными пла-
зами передаются машинные носители графи-
ческой информации (программоносители),
содержащие математические модели поверх-
Рнс. 2.5.24. Пример теоретического чертежа
ности и позволяющие не только автомати-
чески вычерчивать контуры агрегата, но и
изготовлять его детали и сборочные приспо-
собления на станках с ЧПУ.
2.5.6. ОФОРМЛЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ
КОМПОНОВКИ. ОБЩИЕ ВИДЫ САМОЛЕТА
После определения в первом приближе-
нии основных размеров и параметров само-
лета, вычерчивается предварительный чертеж
общего вида самолета в трех проекциях.
В процессе компоновки самолета, особенно
в процессе центровки, а также в результате
аэродинамического расчета и расчета устой-
чивости и управляемости, в чертеж общего
вида самолета вносят необходимые изменения
и дополнения. После этого чертеж, явля-
ющийся одной из важнейших составных час-
тей предварительного (аванпроекта) и эскиз-
ного проектов, оформляется окончательно
(рис. 2.5.25).
В процессе рабочего проектирования чер-
теж общего вида в трех проекциях дополни-
тельно уточняется и в него вносятся данные,
необходимые для проведения расчетов по са-
молету (площади миделей и поверхностей от-
дельных частей самолета, их “плечи” до базо-
вых линий и др.). Так создается расчетный
общий вид самолета. В свою очередь на базе
8 - 9874
226
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
Рис. 2.5.25. Чертеж общего вида самолета
этого чертежа иногда выполняются габарит-
ный общий вид самолета и схема техническо-
го обслуживания.
В производственную (рабочую) и эксплуа-
тационную документацию по самолету вводят
нивелировочно-регулировочный чертеж, кото-
рый содержит требования по точности взаим-
ного расположения частей самолета, а так-
же по предельным отклонениям рулей, элеро-
нов, стабилизатора, триммеров и т.п. Взаимное
положение частей самолета в нивелировчно-
регулировочном чертеже определяется верти-
кальными и горизонтальными размерами меж-
ду характерными точками конструкции (осями
лонжеронов, шпангоутов, стыковых болтов)
или специально намеченными на поверхности
агрегатов реперными точками. Все размеры и
углы задают в нивелировочно-регулировочном
чертеже с плюсовыми и минусовыми допуска-
ми. Значения этих допусков устанавливаются
исходя из аэродинамических требований и
технологических возможностей производства.
Характерные размеры, касающиеся взлет-
но-посадочных устройств, в частности шасси,
а также процедуры посадки отражаются на по-
садочной схеме самолета. На этой схеме пока-
зывается, как правило, положение поверхнос-
ти взлетно-посадочной полосы при различной
степени обжатия амортизации шасси, схема
разворота самолета на ВПП, зазоры между аг-
регатами самолета и землей при посадке само-
лета с креном и т.п.
Компоновочный чертеж самолета. В про-
цессе предварительного проектирования вы-
черчивается компоновочный чертеж самолета.
Как правило, он выполняется возможно боль-
шего масштаба в двух проекциях, с показом
характерных сечений. На компоновочном
чертеже отражается положение всех основных
агрегатов и систем самолета, а также рас-
положение главных силовых элементов плане-
ра. В настоящее время компоновка самолета
выполняется, как правило, средствами машин-
ной графики, с привлечением вычислительной
техники. Это позволяет осуществить автома-
тическую центровку самолета и определить
его интегральные компоновочные характерис-
тики, такие как полный объем аэродинамичес-
кой конфигурации, суммарная поверхность
трения, графики периметров и площадей по-
перечных сечений.
Глава 2.6
НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
К несущим поверхностям самолетов отно-
сят крыло и оперение. Основное назначение
несущих поверхностей — создание полезных
аэродинамических сил: подъемной силы на
крыле, стабилизирующих и уравновешиваю-
щих сил на оперении.
Задача проектирования несущих поверх-
ностей состоит в обеспечении необходимых
аэродинамических сил на всех режимах
полета, взлета и посадки самолета с минимиза-
цией массы конструкции.
К конструкции крыла и оперения предъ-
являются разнообразные противоречивые тре-
бования: заданного ресурса, технологичности,
безопасной повреждаемости, ремонтопригод-
ности, герметичности и др.
Одновременно учесть все критерии каче-
ства и ограничения при проектировании авиа-
ционных конструкций практически невоз-
можно. Поэтому проектирование несущих
НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
227
поверхностей представляет собой решение
последовательности сложных оптимизацион-
ных задач.
Конструкции крыла и оперения являются
наиболее нагруженными и характерными
агрегатами планера самолета. Их главная
особенность состоит в необходимости переда-
чи больших поперечных сил на большие рас-
стояния в условиях малых строительных вы-
сот. Они служат объектом пристального
внимания многих авиационных дисциплин,
постоянно совершенствуются и порождают
новые технические решения и методы проек-
тирования.
Первоначально проектирование авиаци-
онных конструкций базировалось в основном
на интуиции и носило эвристический харак-
тер. В период от зарождения авиации и при-
мерно до начала ЗО-х годов XX века господ-
ствующим был метод “проб и ошибок”. В этот
период были созданы весьма совершенные в
весовом отношении ферменные и балочно-
ферменные конструкции и предложены мно-
гие удачные технические решения, которые
надолго вошли в практику самолетостроения
как типовые [60]. Главной заслугой этого
периода было создание большого числа само-
летов с разнообразными схемами, размерами
и конструкциями, что позволило накопить
огромный статистический материал и раз-
работать метод проектирования по прототи-
пам [53]. Эти методы постоянно развиваются
[73, 20, 51]. Сложившийся за многие годы по-
рядок проектирования авиационных конст-
рукций, который можно назвать “традицион-
ным”, показан на рис. 2.6.1.
Целый ряд обстоятельств привел к появ-
лению новой проектной парадигмы [8], суть
которой состоит в использовании технологии
точного попадания (conqurrent design), осно-
ванной на высокоточном математическом
моделировании. Эта технология берет свое на-
чало из задач проектирования несущих повер-
хностей [34] и наиболее актуальна для них, так
как проектирование есть процесс создания но-
вого [15] и именно несущие поверхности отли-
чаются огромным разнообразием и во многих
случаях определяют концепцию самолета [5].
Для создания эффективных современных
конструкций несущих поверхностей необходи-
мо полное понимание путей передачи сил
внутри них и функций отдельных элементов, а
также использование научных методов анали-
за напряженно-деформированного состояния
пространственных конструкций и их оптими-
зации.
В процессе эксплуатации самолета на зем-
ле и в воздухе иа него действуют разнообраз-
ные нагрузки как по величине, так и по харак-
теру приложения.
Нагрузки имеют вероятностный характер,
поскольку на них оказывают существенное
влияние такие факторы, как рельеф взлетно-
посадочной полосы, состояние атмосферы и
действия пилота. В результате обработки ста-
тистических данных летных испытаний, ана-
лиза летных происшествий и математического
моделирования возможных ситуаций, в кото-
рые может попасть самолет, определяются
характерные варианты нагружения, которые
принято называть “расчетными случаями”.
Расчетные случаи описываются в специ-
альных регламентирующих национальных и
международных документах. Удовлетворение
требованиям норм при проектировании авиа-
ционных конструкций является обязательным
и проверяется при сертификации самолета.
Требования норм направлены на обеспечение
безопасной эксплуатации самолетов и находят-
ся в процессе международной унификации [67].
Случаи нагружения, задаваемые для каж-
дой части самолета нормами прочности, как
правило, соответствуют предельным режимам
полета или посадки и делятся на полетные и
взлетно-посадочные. В каждом полетном слу-
чае задается нагружение крыла и в соотвстст-
Рис. 2.6.1. Традиционный порядок проектирования несущих поверхностей
8*
228
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
Рис. 2.6.2. Зависимость п3 = и поляра самолета
вии с ним выявляется нагружение других час-
тей самолета: оперения, фюзеляжа, двигатель-
ной установки. В посадочных случаях задают-
ся нагрузки на шасси и в соответствии с ними
выявляется нагружение других частей самоле-
та: фюзеляжа, двигательной установки и кры-
ла (в основном для конструкций, у которых
стойки шасси крепятся к крылу).
На рис. 2.6.2 дана зависимость эксплуата-
ционной перегрузки от скоростного напора
n3 = f(q) и поляра самолета, где отмечены
маневренные случаи нагружения в обозначе-
ниях НЛГС. Распределение воздушной нагруз-
ки по крылу задается нормами: по размаху —
циркуляцией и по хорде — распределением
давления или расчетами, которые могут уточ-
няться по экспериментальным данным.
Рис. 2.6.3. Экспериментальный самолет-амфибия вер-
тикального взлета и посадки
Авиационные конструкции проектируют-
ся таким образом, чтобы были обеспечены их
прочность, жесткость и ресурс, чтобы в про-
цессе эксплуатации в них не возникали ос-
таточные деформации и в то же время они
должны иметь возможно меньшую массу. Для
достижения этих целей в рассмотрение вво-
дится расчетная нагрузка путем умножения
эксплуатационной нагрузки на коэффициент
безопасности f. На эту нагрузку должна быть
обеспечена статическая прочность конструк-
ции.
Коэффициент безопасности зависит от
многих факторов: достоверности знания вне-
шних нагрузок, стабильности технологии про-
изводства, сложности узла и т.п.; в настоящее
время для кратковременных, редко встречаю-
щихся нагрузок и металлических конструкций
обычно задают f = 1,5.
Для новых самолетов, особенно с необыч-
ной формой крыла или всей аэродинамичес-
кой схемой, рассматриваются все возможные
потенциально опасные случаи нагружения
путем математического моделирования и фи-
зического эксперимента. Например, для схе-
мы “бесхвостка” с крылом оживальной фор-
мы, характерной для сверхзвуковых пассажир-
ских самолетов, таким случаем нагружения
является резкое отклонение элевонов вниз,
что вызывает большую нагрузку в области зад-
ней кромки крыла, в которой строительные
высоты малы.
Другим примером может служить экспе-
риментальный самолет-амфибия вертикаль-
ного взлета и посадки (рис. 2.6.3) (57]. Он
имеет составное крыло и необычное двухба-
лочное оперение. Для него рассматривалось
более 15 потенциально опасных случаев нагру-
жения, и почти все они оказались определяю-
щими для тех или иных элементов конструк-
ции крыла.
КОНСТРУКЦИЯ
229
Нормами прочности регламентируются
также требования по обеспечению безопаснос-
ти самолета в отношении явлений статической
и динамической аэроупругости: дивергенции
крыла, реверса рулей, флаттера. Для удовлетво-
рения этим требованиям определяются: необ-
ходимая крутильная жесткость крыла и ее соот-
ношение с изгибной жесткостью, взаимное
расположение оси жесткости конструкции и
линии центров масс сечений крыла и др.
2.6.1. КОНСТРУКЦИЯ НЕСУЩИХ
ПОВЕРХНОСТЕЙ
Эволюция конструкции крыла. Внешняя
форма крыла описывается рядом геометричес-
ких параметров. К числу важнейших удельных
параметров крыла относятся:
удельная нагрузка на крыло
Aj = oto£/SkP
и удельная масса
(7кр = икр/^кр>
где /Wq — взлетная масса самолета; ткр
и 6’кр — соответственные масса и площадь
крыла.
Эти параметры у первых самолетов не ве-
лики: />о = 10...20 даН/м2 и дкр =6... 10кг/м2.
Конструкция таких крыльев представляет
набор стержневых элементов, расчалок и по-
лотняной обшивки (см. рис. 1.1.2).
С точки зрения строительной механики
обшивка полиплановых крыльев работает
только на растяжение как мембрана, стерж-
невые элементы — в основном на растяжение-
сжатие и на местный изгиб, расчалки — на
растяжение, крыло в целом — как пространст-
венная ферма.
Схема биплана успешно применяется на
легких самолетах — сельскохозяйственных,
учебных и тренировочных. При скоростях свы-
ше 150...200 км/ч податливость полотняной об-
шивки и сопротивление стоек и расчалок стано-
вятся неприемлемыми, и более предпочтительна
схема свободно несущего моноплана.
Для схемы моноплана основным разруша-
ющим фактором является изгибающий мо-
мент. Главный силовой элемент моноплана —
балка (лонжерон), расположенная в зоне наи-
больших относительных строительных высот
профиля стах. Желание с помощью одного
элемента конструкции обеспечить и прочность,
и крутильную жесткость приводят к использо-
ванию трубчатого поперечного сечения лонже-
рона (рис. 2.6.4, а). Однако при работе на изгиб
из плоскости крыла трубчатый профиль суще-
ственно уступает оптимальному для этих целей
поперечному сечению, близкому к идеальному
двутавру. В большинстве однолонжеронных
крыльев используется именно такая конструк-
ция, а крутильная жесткость обеспечивается
замкнутым контуром: стенка лонжерона — за-
шитый носок (рис. 2.6.4,ф; либо стенка лонже-
рона — обшивка — задняя стенка (рис. 2.6.4,в).
При скорости свыше 300...400 км/ч растут
требования к крутильной жесткости по сооб-
ражениям аэроупругости. Крутильная жест-
кость крыла большого удлинения определяет-
ся площадью замкнутого контура и толщина-
ми обшивок и передней, и задней стенок
лонжеронов. При этом становится целесооб-
разным использовать двухлонжеронную схему
с размещением первого лонжерона примерно
на 20% хорды профиля крыла и на 70% — зад-
него (рис. 2.6,4,г).
При еще большей скорости полета возни-
кает необходимость использования меньших
относительных толщин профилей, потребная
толщина обшивки возрастает. Ее эффективное
включение в работу крыла на изгиб обеспечива-
ется специально подбираемым стрингерным
набором (рис. 2.6.4,д). Роль поясов лонжеронов
в восприятии сил от изгиба крыла с учетом
того, что пояса не находятся в зоне с макси-
мальными строительными высотами, становит-
ся менее значительной, и в них закладывается
меньшая доля конструкционного материала.
230
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
При относительно большом расстоянии
между первым и задним лонжеронами
Ь/Нар>^, где Нср — средняя строительная
высота профиля на участке между лонжерона-
ми (рис. 2.6.5). гипотеза плоских сечений (Гер-
ца-Беляева), в соответствии с которой
нормальные напряжения в крыле считаются
пропорциональными расстоянию от нейтраль-
ной оси:
Ог="тЛу,	(2.6.1)
где z считается направленной по раз-
маху крыла; Мх — изгибающий момент;
1Х — момент инерции сечения тонкостенной
конструкции; у — расстояние от нейтраль-
ной оси, оказывается не вполне справедли-
вой, и в действительности напряжения рас-
пределяются по профилю примерно, как
показано штриховой линией. Этот эффект
называется "эффектом широкополого дву-
тавра” [55] (иногда “запаздыванием нормаль-
ных напряжений по сдвигу”). В действи-
тельности он имеет еще более сложную
природу, связанную со сближением в верти-
кальном направлении волокон верхней и
нижней панелей обшивки в зоне, в которой
отсутствует продольная стенка. В итоге строи-
тельная высота профиля крыла не исполь-
зуется в полной мере. Поэтому в крыльях с
тонкими профилями применяют много-
лонжеронные или многостеночные схемы
(см. рис. 2.6.4,е).
Нагрузки. Крыло современных самолетов
имеет очень сложную конструкцию как по
Рис. 2.6.5. Распределение нормальных напряжений
на крыле
наличию множества подвижных частей,
связанных с органами управления и улучше-
ния аэродинамических характеристик, так и
по внутреннему устройству, связанному с
вырезами и узлами приложения сосредото-
ченных сил от шасси, двигателей и грузов
(рис. 2.6.6).
На рис. 2.6.7 показана упрощенная сило-
вая схема и конструкция типичного двухлон-
жеронного крыла.
Воздушная нагрузка в виде разрежения и
давления первоначально воспринимается об-
шивкой (рис. 2.6.8,а). При этом в клетке тон-
кой обшивки, заключенной между двумя пара-
ми соседних стрингеров и нервюр, возникают
в основном мембранные силы, а в достаточно
толстой обшивке — перерезывающие и изгиб-
ные силы.
В местах соединения обшивки с каркасом
через заклепки, винты, сварные или клеевые
точки и швы воздушная нагрузка передается
на каркас. Причем, так как обычно шаг стрин-
геров значительно меньше шага нервюр, мож-
но считать, что стрингер на участке между дву-
мя соседними нервюрами собирает воздушную
Рис. 2.6.6. Конструкция крыла современного самолета:
1 — лонжерон; 2 — стрингер; 3 — закрылок; 4 — интерцептор; 5 — элерон; 6 — обшивка;
7 — предкрылок; 8 — пилон; 9 — нервюра
КОНСТРУКЦИЯ
231
нагрузку с двух прилегающих половин клеток
обшивки (рис. 2,6.8,б).
Таким образом, на стрингер действует рас-
пределенная нагрузка (рис. 2.6.8,в). В пра-
вильно спроектированном крыле обеспе-
чивается связь стрингеров с нервюрами,
обычно с помощью специальных фитингов
(рис. 2.6.8,г). В этом случае стрингер работает
как многоопорная балка и в местах соедине-
ния с нервюрами передает собранную воздуш-
ную нагрузку на нервюры через реакции 7?к.
Нервюры, в свою очередь, нагружа-
ются реакциями опираются на стен-
ки лонжеронов и уравновешиваются реакци-
Рис. 2.6.7. Двухлонжероиное крыло
Рис. 2.6.8. Действие воздушной нагрузки на крыло
232
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
ими Лл (рис. 2.6.9). Реакции Rn нагружают
стенки лонжеронов (рис. 2.6.10), которые
передают аэродинамические силы, действую-
щие на крыло и на узлы крепления (борт
фюзеляжа). Стенка лонжерона при этом пе-
редает перерезывающую силу Q и работает
на сдвиг. Потоки касательных сил ТС1 в
стенках лонжеронов действуют, в свою оче-
редь, на панель обшивки вместе с поясами
лонжеронов (рис. 2.6.11).
Характерные “пилообразные” распределе-
ния потоков касательных сил в поперечном се-
чении крыла показаны на рис. 2.6.12 [23].
Максимальные потоки касательных сил в
обшивке возникают в стыке с лонжеронами.
Если площади поперечных сечений поясов
лонжеронов значительно меньше площади
сечения панели обшивки, то эти потоки соиз-
меримы с силами в стенках лонжеронов и
обычно оказываются значительно большими,
чем вычисляемые только из условия работы
замкнутого контура на кручение по известной
формуле Бредта
Т = Мкр/П,	(2.6.2)
где О. — удвоенная площадь замкнутого
контура.
Но именно пиковые значения потоков
касательных сил в обшивке определяют под-
бор ее толщины и параметров заклепочных
швов по условиям прочности. Следует отме-
Рис. 2.6.10. Нагрузка стенок лонжеронов
тить, что величины и даже направления
потоков касательных сил в тонкостенных
элементах конструкции крыла сильно зависят
от закона изменения строительных высот
(конусности).
Суммарная осевая сила в панели обшивки
Pz на расстоянии z от заделки
z
Pz = j(1'„I+T„u)dz,	(2.6.3)
I
где ГСТ/ и Т„ц — потоки касательных
сил в первом и втором лонжеронах.
Другим способом эта величина может
быть вычислена приближенно через изгибаю-
щий момент в крыле Мх в соответствующем
сечении и среднюю строительную высоту Б:
PZ = MXIH.	(2.6,4)
Рассмотрение всей цепочки передачи
аэродинамических сил в конструкции крыла
дает комплексное представление о его силовой
работе.
Рис. 2.6.11. Нагрузка панели обшивки
Рис. 2.6.12. Распределение касательных сил в попе-
речном сечении крыла:
а — поперечная нагрузка приложена по оси жест-
кости; б — то же, вне жесткости, т.е. с кручением
крыла
КОНСТРУКЦИЯ
233
Материалы. Авиационные конструкции
предъявляют разнообразные и очень высокие
требования к материалам. Материалы и кон-
струкции в авиастроении находятся в тесной
взаимосвязи. С одной стороны, всякое улуч-
шение характеристик и появление новых
свойств тотчас же используется в самолетост-
роении, например, возможность управлять уп-
ругими свойствами элементов конструкций за
счет схемы армирования в композиционных
материалах. С другой стороны, запросы авиа-
строения определяют направления поисков в
создании новых материалов. Так, концепция
проектирования безопасно повреждаемых
конструкций требует создания сплавов с ма-
лой скоростью распространения трещин при
повторных нагрузках. Для повышения эффек-
тивности сжатых панелей желательно повы-
шение модуля упругости и уменьшение плот-
ности.
Основными требованиями к конструкци-
онным материалам являются:
высокая статическая удельная прочность
<та/р и жесткость £/р;
сопротивление усталости;
медленное развитие трещин;
коррозионная стойкость и совместимость
с другими материалами;
жаростойкость;
обрабатываемость;
приемлемая цена.
Механические характеристики ряда высо-
копрочных конструкционных материалов
даны в табл. 2.6,1.
При выборе материалов для тонкостенных
авиационных конструкций доминирующими
могут быть следующие соображения.
В зонах с преобладающими растягиваю-
щими напряжениями предпочтение следует
отдавать прежде всего материалам, не склон-
ным к хрупкому разрушению, с большим
значением коэффициента интенсивности
напряжений Kjq [73, 47, 61]. Для сталей этот
вопрос решается выбором целесообразной
термообработки. Так, хромансилевые стали
могут иметь ов = 1600 МПа, но для таких от-
ветственных элементов, как пояса лонжеронов
и проушины, назначается термообработка,
которая дает ов = 1000...1200 МПа. Коэф-
фициент Kjc алюминиевых сплавов суще-
ственно зависит от присутствия вредных при-
месей и, как правило, сплавы с высоким
значением Kjc имеют более высокую цену.
В сжатых зонах можно использовать мате-
риалы с высокой удельной прочностью. Но
большое значение имеют и характеристики
жесткости, особенно величина 1[Ё/р, так как
из равенства цилиндрической жесткости плас-
тинок из различных материалов следует, что
их массы соотносятся обратно пропорцио-
нально этой величине:
^2 V ^1 Р2
2.6.1. Механические характеристики высокопрочных конструкционных материалов
Основной материал	Марка	Свойства			Плотность р. г/см3	Конструктивная эффективность	
		aB. МПа	°0,2 > МПа	Е, 104Мпа		ю3м PS	— ,103м PS
Алюминий	2024-ТЗ	440	170	7,2	2,8	16	2600
	7075-Т6	540	490	7,1	2,8	19	2540
Титан	6AI-4V	1080	1050	11,0	4,4	24	2500
Сталь	4340	1240	1190	20,0	7,8	16	2560
	300М	1930	1700	20,0	7,8	25	2560
Никель	Incenel	1070	690	21,4	8,3	13	2580
Бериллий	SR200D	450	300	29,3	1,8	25	16300
Магний	AZ31B-H24	270	170	4,5	1,8	15	2500
Стекло	Glass/Epoxy*	550	410	3,4	1,8	30	1890
Кевлар	Kevlar/Epoxy*	1100	280	8,3	1,4	79	5930
Графит	Graphite/Epoxy*	1200	970	15,0	1,6	75	9400
* Композиты с содержанием однонаправленных волокон 60%.
234
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
Эффективность материала для сжатых
стержней оценивается величиной JU /р .
В табл. 2.6.2 даны жесткостные харак-
теристики основных конструкционных мате-
риалов.
С точки зрения жесткостных требований
хорошие перспективы имеют новые алюмини-
евые сплавы с добавкой лития, которые имеют
примерно на 10% меньшую плотность и на
10% больший модуль упругости, чем традици-
онные материалы.
В слабо нагруженных зонах необходимые
(из прочностных и жесткостных расчетов) раз-
меры элементов конструкций оказываются
очень малыми и принимаются из конструктив-
ных соображений. В таких местах целесообраз-
но использовать материалы с большим относи-
тельным объемом 1/р [дм3/кг]. Например,
магниевые сплавы, вспененные материалы
различной плотности.
Свойства высокопрочных материалов зна-
чительно зависят от технологии производства
и имеют в ряде случаев заметную анизотро-
пию, которая должна учитываться при проек-
тировании [73, 13, 61].
В композиционных материалах анизотро-
пия, наряду с феноменальными прочностью и
жесткостью в направлении армирующих воло-
кон, является их главным механическим свой-
ством, которое должно не только учитываться
при проектировании конструкции в целом, но
и служить управляемым параметром при про-
ектировании внутренней структуры отдельных
элементов конструкции.
Механические характеристики компози-
тов существенно зависят от параметров ар-
мирования. Так, элемент обшивки, образо-
ванный укладкой в равных долях тонких
однонаправленных пластин (“ламинатов”) под
углами 0°, ±45°, 90° обладает почти полной
изотропией в своей плоскости, но его прочно-
сть на растяжение составляет только 1/3 проч-
ности элемента такой же толщины, но с ори-
ентацией всех армирующих волокон по на-
правлению действующей нагрузки.
Целеустремленное использование анизот-
ропии в тонкостенных конструкциях может
давать эффекты практически невозможные
при использовании традиционных изотропных
материалов. Так, преимущественная укладка
ламинатов в верхней и нижней обшивке кры-
ла под некоторым углом у к оси z > как
показано на рис. 2.6.13, приводит к выносу оси
жесткости (пунктир) вперед, что позволяет по-
вышать критическую скорость дивергенции
крыла и создавать крылья с обратной стрело-
видностью.
Элементы конструкций. Типичная конст-
рукция крыла состоит из обшивки и каркаса
(см. рис. 2.6.7), который в свою очередь состо-
ит из лонжеронов, нервюр и стрингеров. Хоро-
шо спроектированные авиационные конструк-
ции с высоким весовым совершенством, как
правило, представляют собой ансамбль стерж-
невых и тонкостенных элементов, работающих
практически безмоментно. Их моментная
работа по возможности ограничивается только
восприятием местных нагрузок. Для понима-
ния проблем и принципов проектирования
авиационных конструкций полезно рассмотре-
ние функций и особенностей силовой работы
их отдельных частей.
Обшивка является основным конструктив-
ным элементом современного крыла. Она вы-
полняет многие функции: создает внешнюю
поверхность крыла, требования качества к ко-
Рис. 2.6.13. Использование анизотропии обшивки
для управления положением осн жесткости крыла
2.6.2. Жесткостные характеристики основных конструкционных материалов
Материал	Е , 104МПа	Р , г/см3	Е 103м	4Ё Р м2/даН^	Р м^/даН%
Дерево	1,0	0,4	2500	30	25
Магниевый сплав	4,5	1,8	2500	37	9
Алюминиевый сплав	7,2	2,8	2600	30	7
Титан	11,0	4,4	2500	23	5
Сталь	20,0	7,8	2600	18	3
КОНСТРУКЦИЯ
235
торой очень высоки; воспринимает местную
воздушную нагрузку; участвует в общей работе
крыла на изгиб, воспринимая силы в направле-
нии его размаха (см. рис. 2.6.11); обеспечивает
крутильную жесткость конструкции; образует
баки для топлива. Доля обшивки составляет
30...40% всей массы крыла.
Конструктивно обшивка выполняется в
виде листов постоянной толщины. В этом слу-
чае сохраняются нагартованные (наклепан-
ные) в процессе производства внешние слои
материала со сжимающими остаточными
напряжениями, что повышает сопротивление
усталости. Листы обычно имеют плакирующий
слой и высококачественную анодную пленку,
что обеспечивает их высокую коррозионную
стойкость. Недостаток листов — избыточная
масса в недогруженных зонах.
Обшивки с переменной толщиной изго-
товляют химическим или механическим фре-
зерованием. Это позволяет проектировать
конструкции переменной толщины, близкие к
равнопрочным. Однако ряд ценных качеств
листовых обшивок утрачивается и их частич-
ное восстановление требует усложнения про-
изводства: дробеструйной обработки и допол-
нительной защиты от коррозии.
При малом значении коэффициента на-
пряженности (отношения потока сжимающих
сил к протяженности их действия [65]) наи-
большим весовым совершенством обладают
трехслойные обшивки, состоящие из листовых
несущих слоев и сотового или пенопластового
заполнителя (рис. 2.6.14).
Применение трехслойных обшивок осо-
бенно целесообразно в конструкциях сверхлег-
ких самолетов. Выклеенная из композицион-
ных материалов по форме профиля крыла
трехслойная конструкция представляет собой
оболочку, которая может эффективно работать
почти без каркаса.
Лонжероны передают перерезывающие
силы в крыле (в полете подъемной силы). Доля
лонжеронов от всей массы крыла изменяется в
широком диапазоне (10...30%). Если обшивка
и стрингеры относительно слабые, то лонже-
роны воспринимают основную часть изгибаю-
щего момента; такие конструкции принято на-
зывать “лонжеронными”. Лонжероны состоят
из стенки 1, поясов 2 и стоек 3 (рис. 2.6.15).
Стенка служит для передачи перерезыва-
ющей силы и работает на сдвиг. Пояса рабо-
тают на растяжение — сжатие. Минимальной
массой обладает поперечное сечение, близкое
к идеальному двутавру. Стойки служат для
поддержки стенки от потери устойчивости.
Стойки работают на сжатие: во-первых, в
тонких стенках может допускаться потеря
устойчивости от сдвига, и в них возникают
“диагональные” растягивающие силы [37, 61],
Рис. 2.6.14. Трехслойные обшивки
Рис. 2.6.15. Конструкция лонжерона
236
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
которые уравновешиваются сжатием в стойках
(рис. 2.6.17); во-вторых, при изгибе балок не-
зависимо от знака момента происходит сжа-
тие стенки, и величина этих сил пропорцио-
нальна изгибающему моменту в квадрате [23].
Соответствующие напряжения в стенке назы-
ваются вторичными напряжениями от изгиба.
Они могут быть значительными в крыльях с
малой относительной строительной высотой
при использовании высокопрочных материа-
лов, так как в этом случае крыло под нагруз-
кой будет иметь большую кривизну.
В крыле с относительно мощной обшив-
кой и стрингерами роль поясов лонжеронов
несколько меняется. Они служат продольными
стыковочными элементами для панелей об-
шивки и выполняют функцию ограничителей
распространения трещин. Но и в этом случае
лонжероны остаются главными элементами
конструкции, которые обеспечивают эффек-
тивную работу крыла на изгиб и вместе с при-
Рнс. 2.6.16. Дополнительное нагружение поясов лон-
жеронов н стоек нри потере устойчивости стенки:
— диагональное напряжение в стенке;
5и У — силы сжатия в стойках и поясах
летающими частями обшивки могут рассмат-
риваться как широкополый двутавр.
Нервюры выполняют многие функции в
крыле: задают аэродинамический профиль;
собирают поперечную нагрузку со стрингеров;
поддерживают панели обшивки со стрингера-
ми от потери устойчивости при продольном
сжатии; работают, в свою очередь, в вер-
тикальном направлении при изгибе крыла
(см. рис. 2.6.17). Все эти функции выпол-
няют так называемые “рядовые”, или “нор-
мальные нервюры”, которые ставятся с шагом
350...750 мм (рис. 1.6.18,а,б,г).
Рядовые нервюры отличаются особой
ажурностью своей конструкции. Они часто
выполняются штампованными из тонкого ли-
ста с большими отверстиями для облегчения.
Отбортовки по контуру отверстий, а также
зиги делаются для увеличения жесткости нер-
вюр. Применяются также и ферменные нер-
вюры.
Кроме того, нервюры выполняют слож-
ную и ответственную функцию передачи со-
средоточенных сил на крыло: силы от кронш-
тейнов навески элеронов, закрылков и
предкрылков; сосредоточенные силы от узлов
крепления шасси и двигателей, если они
размещаются на крыле. Такие нервюры назы-
вают "усиленными”.
Усиленные нервюры имеют пояса
(рис. 2.6.18,в), которые располагаются, как
правило, внутри крыла с определенной по-
терей строительной высоты из-за наличия
стрингеров. В некоторых особых случаях, когда
Рис. 2.6.17. Нагружение стоек сжатием нри изгибе
лонжерона:
Р — сила в поясе; а — шаг стоек; р — радиус
кривизны; R = Pa/p — сила в стойке
Рис. 2.6.18. Конструкция нервюр:
1 — стрингер; 2, б— стенка; 5, 5, 7 — пояса;
4, 8 — компенсаторы
КОНСТРУКЦИЯ
237
нервюра нагружается очень большими си-
лами, например, от главной стойки шасси,
пояса нервюры располагаются по наружной
поверхности обшивки крыла. Усиленные нер-
вюры ставятся также в местах стыка отдель-
ных частей крыла и резкого изменения фор-
мы крыла в направлении размаха.
С точки зрения минимизации массы конст-
рукции крыла нервюры целесообразно разме-
щать перпендикулярно наиболее нагруженному,
обычно заднему, лонжерону. Однако в местах
крепления пилонов двигателей и шасси, в стыке
крыла с фюзеляжем усиленные нервюры прихо-
дится ставить по потоку. Установка нервюр по
потоку в корневой зоне стреловидного крыла
снижает концентрацию сил в заднем лонжероне,
поэтому в этой зоне иногда используется веер-
ное размещение нервюр. При малой стреловид-
ности размещение нервюр по потоку не оказы-
вает существенного влияния на массу конструк-
ции, но позволяет выдерживать профиль более
точно. Характерные примеры размещения не-
рвюр в крыльях показаны на рис. 2.6.19.
Доля нервюр в общей массе крыла
составляет 8...12%,
Стрингеры собирают воздушную нагрузку
с поверхности крыла, но главное их назначе-
ние — участие в восприятии продольных сил в
панелях от общего изгиба крыла и поддержка
обшивки от потери устойчивости при сжатии.
Профили гнутые
Профили прессобанные
Рис. 2.6.20. Формы поперечных сечений стрингеров
На практике используются самые разнообраз-
ные формы поперечных сечений стрингеров
(рис. 2.6.20), с учетом особенностей конкрет-
ной конструкции крыла в целом.
В стрингерах можно использовать высоко-
прочные материалы. Изготовляют стрингеры
из гнутых и прессованных профилей. При вы-
боре формы сечения стрингера учитываются:
местная потеря устойчивости его ребра;
для улучшения этой характеристики вводится,
например, “бульба”, или используется Z-об-
разный профиль;
эффективность подкрепления обшивки
(с этой точки зрения преимущества имеют ко-
рытообразные профили, но они образуют по-
лости, которые могут создавать проблемы
внутри кессон-бака);
способ соединения с нервюрой;
способность стрингера служить ограничи-
телем трещин в обшивке.
Подкрепленные панели. В кессонных кон-
струкциях крыла функции обшивки и стринге-
ров и их геометрические параметры настолько
взаимосвязаны (рис. 2.6.21), что эта часть кон-
Рис. 2.6.21. Прочность (Ораэр) различных кон-
струкций ианелей обшивки ирн сжатии в зависи-
мости от коэффициента напряженности N/L:
(П — поток сил, L — шаг нервюр)
Рнс. 2.6.19. Примеры размещения нервюр
238
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
Рис. 2.6.23. Моиолитио-сбориые конструкции
струкции несущих поверхностей проектирует-
ся как единое целое.
Особенно привлекательны своими воз-
можностями по оптимизации распределения
материала в конструкции монолитные панели,
которые изготовляют на фрезерных станках
сЧПУ(рис. 2.6.22).
Впервые массовое применение такие па-
нели нашли на сверхзвуковых пассажирских
самолетах Ту-144 и “Конкорд” в связи с ост-
рой проблемой весового совершенства их кон-
струкций и очень сложной геометрической
формой крыльев малого удлинения, в которых
в дополнение ко всем традиционным пробле-
мам крыло нагружается изгибом почти в
равной мере в направлении как размаха, так и
хорд.
В настоящее время монолитные панели в
конструкциях крыльев используются очень
широко, длины 30 м и более. Главными их
недостатками являются высокая стоимость и
опасность хрупкого разрушения.
Продуктивный путь преодоления этих
недостатков — монолитно-сборные конструк-
ции (рис. 2.6.23). Такие панели успешно при-
менены в конструкции крыла самолета Ил-96.
Они позволяют реализовать близкие к опти-
мальным законы распределения материала,
образовать ограничители трещин и подобрать
выгодные, с точки зрения ресурса и безопас-
ной повреждаемости, комбинации материалов
обшивки и стрингеров.
2.6.2. ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ
В проектировании конструкций крыльев,
особенно в случае новых геометрических
форм, наиболее сложным и ответственным яв-
ляется этап выбора силовой схемы.
Силовая схема конструкции определяется
типами силовых элементов, их количеством,
способом соединения между собой и располо-
жением в пространстве. Выбор силовой схемы,
с точки зрения математики, представляет со-
бой задачу структурной оптимизации [68, 4,
32, 36, 39, 42, 62, 63]. Эти задачи отличаются
особой сложностью уже на этапе постановки,
так как очень трудно предложить проектные
переменные, разным численным значениям
которых соответствовали бы различные струк-
турные решения.
На рис. 2.6.24 показаны силовые схемы
крыла малого удлинения, которые отличаются
условиями опирания на фюзеляж, количест-
вом и расположением лонжеронов и нервюр.
Такое разнообразие схем свидетельствует ско-
рее о поисках оптимального решения, чем о
его знании.
Традиционный порядок разработки авиа-
ционных конструкций (см. рис. 2.6.1) предпо-
лагает использование прототипов или генера-
цию вариантов силовых схем из интуитивных
соображений в блоке 2, назначение размеров
силовых элементов на основе проектировоч-
ных расчетов [51] в блоке 3 и выполнение по-
верочных расчетов с использованием высоко-
точных математических моделей в блоке 4.
Такой порядок проектирования имеет два
существенных недостатка:
выбор силовой схемы делается в лучшем
случае на основе сравнения нескольких вари-
ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ
239
Рнс. 2.6.24. Силовые схемы крыла малого удлинения
антов. Отыскание оптимального решения не
гарантируется, и отклонение от оптимума мо-
жет быть большим;
проектировочные расчеты, как правило,
сильно упрощенные и недостаточно точные.
В итоге поверочные расчеты и натурные испы-
тания выявляют много ошибок и неточностей,
устранение которых в процессе доводки при-
водит к большому, трудно прогнозируемому
увеличению общего времени разработки само-
лета и стоимости проекта в целом.
Более прогрессивная технология проекти-
рования авиационных конструкций использу-
ет высокоточное математическое моделирова-
ние, начиная с ранних стадий разработок. Эта
технология использует следующие научные
достижения, связанные, прежде всего, с успе-
хами в развитии вычислительной техники;
МКЭ [70, 21,45] и его многочисленные ре-
ализации: "АРГОН”, “РИПАК” [1], “МАРС”,
NASTRAN [70] и ряд других, которые позво-
ляют рассчитывать произвольные пространст-
венные конструкции с высокой степенью точ-
ности в статике и динамике, в линейной и не-
линейной постановках;
численные методы аэродинамики [54, 59]
(“присоединенных вихрей”, “панельный”,
“крупных частиц”) и соответствующие их реа-
лизации [30];
численные методы решения оптимизацион-
ных задач;
средства компьютерной графики.
В этом случае рациональная силовая схема
конструкции может быть найдена по следую-
щему плану [36]:
1)	в ограничения внешних размеров про-
ектируемой конструкции вписывается непре-
рывная упругая среда — континуальная мо-
дель, которая включает все возможные
силовые схемы;
2)	решается задача об оптимальном рас-
пределении материала в исходной континуаль-
ной модели и находится теоретически опти-
мальная конструкция;
3)	анализируются основные пути передачи
сил в теоретически оптимальной конструкции,
240
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
и с учетом конструктивных и технологических
требований разрабатываются рациональные
варианты силовых схем;
4)	через силовой фактор — специальную
характеристику, которая одновременно учиты-
вает величину и протяженность действия внут-
ренних сил в конструкции, оценивается отно-
сительная эффективность разработанных
силовых схем и близость их к идеалу — теоре-
тически оптимальной конструкции.
Простой иллюстративный пример отыска-
ния оптимальной конструкции кронштейна по
этому плану показан на рис. 2.6.25:
а)	постановка задачи. Сосредоточенная
сила должна быть передана на заделку. Прямо-
угольная сетка соответствует границам допус-
тимой области, где может размещаться кронш-
тейн;
б)	распределение материала в теоретичес-
ки оптимальной конструкции. В этой задаче в
качестве континуальной модели используется
изотропная пластинка, которая заполняет до-
пустимую область и может иметь переменную
толщину. Для отыскания закона распределе-
ния материала в теоретически оптимальной
конструкции пластинка разбивается на конеч-
ные элементы, задается начальное распреде-
ление толщин элементов 8ц/ (0 — номер ите-
Рис. 2.6.25. Оптимизация конструкции кронштейна
рации, I — номер элемента), рассчитываются
напряжения во всех элементах, вычисляются
эквивалентные потоки сил в них по опреде-
ленной теории прочности, например по тео-
рии Мизеса:
=S0/^ax2 +с/+ 3т2; (2.6.5)
назначаются новые толщины элементов
(новое распределение материала) через допус-
каемое напряжение
S»=M°1-	(2.6.6)
Новые толщины принимаются вместо ис-
ходных, расчет повторяется до стабилизации.
Этот алгоритм сходится за пять — десять ите-
раций. В данной задаче обращают на себя
внимание три зоны вырождения толщин до
нуля (min). Границы этих зон очерчивают
форму в плане теоретически оптимальной
конструкции;
в)	потоки главных усилий (ПГУ) — произ-
ведение главных напряжений в каждом элемен-
те на его толщину. ПГУ на чертеже изображают-
ся так: направления стрелок и их ориентация со-
храняются такими же, как у главных напряже-
ний, а длина стрелок назначается пропорцио-
нально значениям потоков сил. Это удобный ап-
парат для анализа и понимания путей передачи
сил в теоретически оптимальной конструкции;
г)	результат проектирования.
Проектирование силовых схем конструкций
несущих поверхностей. Силовая схема крыла
определяется:
формой в плане силовой части конструк-
ции;
ориентацией подкрепляющих обшивку
стержневых элементов;
ориентацией стенок;
типами элементов (стрингерные или трех-
слойные панели обшивки, гофрированные или
ферменные стенки и др.).
Основная нагрузка, возникающая в кры-
ле, — изгибающие и крутящие моменты, наи-
более эффективно воспринимается элемен-
тами, расположенными на максимальном
расстоянии от его срединной поверхности. По-
этому трехслойная модель крыла с изотропной
обшивкой переменной толщины, работающей в
плоском напряженном состоянии, и непрерыв-
ным заполнителем, работающим только на
сдвиг, включает все лучшие возможные сило-
вые схемы.
Если в трехслойной модели крыла найти
оптимальное распределение материала в несу-
ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ
241
щих слоях и заполнителе из условия мини-
мальности массы, то таким образом будет по-
лучена теоретически оптимальная конструк-
ция, силы в которой передаются наилучшим
образом. Граница вырожденных и невырож-
денных элементов определит рациональную
форму в плане силовой части конструкции.
Анализ распределения материала в несущих
слоях и заполнителе и путей передачи сил в
них покажет рациональную ориентацию под-
крепляющих обшивку стержней (стрингеров) и
вертикальных стенок (лонжеронов и нервюр).
Для оптимизации трехслойной модели
крыла и расчета ее напряженного состояния
удобно использовать специальные трехслой-
ные конечные элементы, которые образуются
разбиением крыла в плане на треугольные и
четырехугольные области (рис. 2.6.26).
Распределение материала в каждом таком
элементе описывается тремя параметрами:
двумя толщинами несущих слоев и плотнос-
тью заполнителя. Для анализа распределения
материала и путей передачи сил в тео-
ретически оптимальной конструкции необхо-
димо использовать достаточно мелкие сетки —
порядка нескольких сотен и тысяч элементов
на крыло. Найти оптимальное распределение
материала с использованием методов матема-
тического программирования при таком коли-
честве проектных переменных не представля-
ется возможным. Однако особенно высокая
точность оптимизации на этом этапе проекти-
рования и не нужна. Поэтому вместо опти-
мального вполне можно ограничиться отыска-
нием равнопрочного распределения материала
в трехслойной модели. При нескольких случа-
ях нагружения для перерасчета проектных пе-
ременных можно использовать следующие
формулы:
^г+1,/= тах/М> (2.6.7)
Pr+1,/= P'ttf тах/Н, (2.6.8)
где Rrl тах — максимальная эквивалентная
сила из всех случаев нагружения в i-м элементе
на г-й итерации, вычисляемая по принятой
теории прочности по формуле типа (2.6.7);
max ~ максимальное касательное напряже-
ние в заполнителе, определяемое через компо-
ненты касательных напряжений; т=^т^,+т^,;
р — плотность; |т] — допускаемое напряже-
ние материала, из которого предполагается
делать стенки.
Р
Рис. 2.6.26. Трехслойный конечный элемент
модели крыла
Анализ работы заполнителя в трехслойной
модели крыла делается следующим образом.
Из крыла вырезается элемент, как показано
на рис. 2.6.26, и рассматривается работа за-
полнителя, который передает перерезывающие
силы Qz и Qx. На единичные панели не-
сущего слоя действуют касательные силы
Тду и tjy, равные касательным напряжениям
в заполнителе. Силы и ъ®, заменяются
равнодействующей т, которую можно назвать
главной касательной силой. Для визуального
анализа главные касательные силы (ГКС) мож-
но изображать как векторы с началом в центре
масс соответствующего элемента крыла в плане.
Доказано, что стенки, направленные в соответ-
ствии с ГКС, будут иметь минимальную массу.
Алгоритм проектирования конструкции
крыла укрупненно может быть представлен
следующим образом:
1)	в ограничения внешних размеров кры-
ла с учетом допустимых границ расположения
силовых элементов — ниш шасси, вырезов,
закрылков и других элементов с учетом усло-
вий опирания на фюзеляже вписывается трех-
слойная пластинка с работающим только на
сдвиг заполнителем;
2)	решается задача о равнопрочной конст-
рукции с подбором новых толщин несущих
слоев и плотности заполнителя на каждой ите-
рации по (2.6.7). По границе невырожденных
элементов определяется рациональная форма
в плане силовой части конструкции;
3)	анализируются основные пути передачи
сил в теоретически оптимальной конструкции
и определяются рациональная ориентация
стержневых элементов в несущем слое и раци-
ональное расположение стенок;
242
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
4)	с учетом конструктивно-технологичес-
ких требований и рекомендаций по пп. 2 и 3
разрабатывается один или несколько рацио-
нальных вариантов силовых схем крыла. Опти-
мальные типы сжатых элементов выбираются
через силы в теоретически оптимальной кон-
струкции. Наиболее удачный вариант силовой
схемы выявляется путем сравнения по силово-
му фактору или объемам условно-равнопроч-
ных конструкций;
5)	в принятой силовой схеме с учетом всех
реальных требований прочности и ограниче-
ний на минимальные сечения определяется
оптимальное распределение материала по эле-
ментам конструкции.
Приведем ряд примеров применения данно-
го алгоритма к оптимизации конструкций крыль-
ев и оперения, существенно отличающихся внеш-
ними формами и условиями нагружения.
Крыло малого удлинения. Рассмотрим рацио-
нальное ориентирование ребер в подкрепленных
панелях обшивки крыла малого удлинения с
формой, характерной для сверхзвуковых пас-
сажирских самолетов типа Ту-144, “Конкорд”.
С учетом основных расчетных случаев нагруже-
ния найдена равнопрочная конструкция крыла
из предположения, что несущий слой состоит
только из изотропной обшивки, работающей без
потери устойчивости. На рис. 2.6.27 показаны
ПГУ в верхних несущих слоях в двух основных
случаях нагружения: а) полетный, в котором
сильно нагружена область задней кромки;
б) взлетный, в котором крыло нагружено в ос-
новном массовыми силами от топлива и силами
от шасси в узлах а и Ь.
На основании силового анализа работы
теоретически оптимальной конструкции мож-
но предложить два варианта рационального
ориентирования ребер или стрингеров в пане-
лях обшивки (рис. 2.6.28):
а)	с ребрами, ориентированными в зоне А
по главным силам от ведущего случая нагруже-
а)
Рнс. 2.6.27. Потоки главных сил в верхней панели обшивки крыла малого удлинения
в двух основных случаях нагружения
Рис. 2.6.28. Варианты рационального ориентирования ребер в панелях обшивки
(вариант в ие показан)
ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ
243
ния и по оси z в шассийной зоне, так как
здесь имеют место различные очень сложные
двухосные картины ПГУ (такое направление
ребер выражает лишь основное назначение
конструкции в шассийной зоне — передачи
сил к борту по кратчайшему пути);
б)	отличается менее строгим соответстви-
ем направлений подкрепляющих ребер пото-
кам главных сил в зоне А, которая разбита на
две ( и Az) с постоянными углами ориенти-
рования ребер к оси z соответственно 20 и 15°.
Потребные толщины панелей в этих ва-
риантах подобраны по условиям прочности и
работы без потери устойчивости с огра-
ничением минимально допустимой приведен-
ной толщины панелей по конструктивным со-
ображениям.
Если массу несущих слоев теоретически
оптимальной конструкции принять за едини-
цу, то массы рассмотренных вариантов пане-
лей обшивки имеют значения показание на
рис, 2,6.29. Здесь же приводится масса вари-
анта в — крыла с ребрами монолитных
панелей, ориентированными по размаху.
Рис, 2.6.29. Сравнение по массе различных
вариантов конструкции крыла
Столь большая разница между массой теорети-
чески оптимальной конструкции и массами
вариантов с панелями обшивки, подкреплен-
ными ребрами, объясняется тем, что толщины
несущего слоя теоретически оптимальной
конструкции в отличие от остальных рассчита-
ны без ограничений на минимальную толщину
обшивки и без учета потери устойчивости.
Вариант б лишь немного тяжелее вариан-
та а, в то время как он значительно проще в тех-
нологическом отношении. Второй вариант легче
конструкции с ориентированием ребер по раз-
маху — варианта в — на 7%, причем всю эконо-
мию веса дает зона А1; что обусловлено следу-
ющим: в зоне 4г довольно резко меняются
направления потоков главных усилий; эта зона
в рассматриваемом примере осложнена вырезом.
Поэтому для данного крыла можно реко-
мендовать рациональную схему ориентации
ребер — вариант г. В ней сведены до минимума
технологические усложнения, так как в больших
крыльях примерно половина делается отъемной, и
линию перемены направлений ребер аа выгодно
совместить с разъемом.
Стреловидное крыло. Рассмотрим поиск
рациональной силовой схемы стреловидного
крыла с большим наплывом в корневой части
(рис. 2.6.29). Такая форма в плане характерна
для крыльев многих околозвуковых пасса-
жирских и транспортных самолетов: Ту-154,
Боинг-747, “Тристар”, А-300, VC-10, Ил-96 и др.
Несмотря на относительное однообразие внеш-
них форм, крылья этих самолетов отличаются
большим разнообразием силовых схем в кор-
невой части [73, 20, 51].
На рис. 2.6.30,а показано равнопрочное
распределение толщин верхнего несущего
слоя в континуальной модели крыла, а на
рис. 2.6.30,б — ПГУ в этом слое в основном
Рис. 2.6.30. Оптимизация конструкции корневой части стреловидного крыла
244
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
полетном расчетном случае нагружения. Как
ориентация зоны максимальных толщин, так
и направления одноосного ПГУ отчетливо
свидетельствуют о том, что рациональная си-
ловая конструкция такого крыла должна
иметь излом кессона примерно по линии аа
с соответствующим изменением ориентации
стрингеров и сдвигом центроплана назад из
области максимальных строительных высот
(кессон — коробчатая часть конструкции кры-
ла, образованная стенками переднего и задне-
го лонжерона и панелями обшивки, центроп-
лан — силовая часть крыла внутри фюзеляжа).
Самолеты со стреловидным крылом стро-
ятся уже много лет, и в их проектировании
накоплен значительный опыт. У пассажир-
ских самолетов второго и третьего поколений,
силовые схемы крыла в результате эволюции
конструкций обладают высоким весовым со-
вершенством. Так же, как у найденной рас-
четным путем рациональной конструкции в
рассматриваемом примере, у Ту-154, А-300 и
ряде других самолетов центроплан с подко-
сом сдвинуты назад [73]. Одна из таких схем
показана на рис 2.6.19,в.
Верхняя часть киля в Т-образном опере-
нии. Рассмотрим решение локальной задачи о
рациональной ориентации стрингеров в верх-
ней части киля самолета с переставным ста-
билизатором. Схема ориентации стрингеров в
одной из существующих конструкций показа-
на на рис. 2.6.31,а, причем на участке со
сходящимися подкрепляющими ребрами око-
ло стыковочного узла А используется моно-
литная панель со сложной технологией изго-
товления.
Картина потоков главных сил в основном
расчетном случае для этой части конструкции
(несимметричном нагружении стабилизатора)
показана на рис. 2.6.31,6] Система сходящихся
стрингеров в треугольной части киля с точки
зрения прочности не оправдана, поскольку
стрингеры целесообразно ориентировать парал-
лельно заднему лонжерону. Такая конструкция
проще в технологическом отношении и легче.
В тех проектных ситуациях, когда ПГУ
и ГКС существенно отличаются по ориента-
ции в различных случаях нагружения и выбор
компромиссных направлений затруднен, мето-
дику можно усовершенствовать, если вести
отыскание теоретически оптимальной конст-
рукции по следующей схеме:
1)	конструкция разбивается надостаточно
малые элементы, назначается начальное рас-
пределение материала;
2)	выполняется расчет напряженного со-
стояния модели для всех случаев нагружения;
3)	для каждого элемента несущего слоя
решается задача математического программи-
рования об отыскании такой ориентации под-
крепляющих стержней и соотношения коли-
чества материала в обшивке и стержнях,
которые обеспечивают минимум массы пане-
ли при удовлетворении ограничениям по
прочности, потере устойчивости, жесткости,
технологичности во всех случаях нагружения.
Аналогично ставится и решается задача об
отыскании двух толщин и двух ориентаций
стенок, выполняющих функции заполнителя
в элементе;
4)	проектные переменные, найденные из
решения локальных оптимизационных задач,
используются вместо исходных, и расчет
повторяется до стабилизации;
5)	по окончании расчетов для принятия
решений по силовой схеме крыла дополни-
тельно к ПГУ и ГКС изображается ориента-
ция стержней и стенок и мощность соответ-
ствующих конструктивных элементов, напри-
мер, частотой штриховых линий.
В тех случаях, когда доля массы стенок
в конструкции крыла относительно невелика,
Рис. 2.6.31. Определение рациональной ориентации стрингеров в верхней части киля
ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ
245
Рис. 2.6.32. Конечно-элементная модель крыла для конструирования (КЭМ П)
а положение стенок в значительной степени
обусловлено технологией изготовления крыла,
расположением пилонов и другими аналогич-
ными факторами, целесообразно в исходную
модель вместо изотропного заполнителя закла-
дывать систему стенок, предписываемую кон-
структивно-технологическими соображениями.
Оптимизация распределения материала.
После выбора силовой схемы производится
оптимизация распределения материала. Как и
на предыдущем этапе, целесообразно исполь-
зование высокоточного конечно-элементного
моделирования. В отличие от предыдущего
этапа для генерации оптимальной силовой
схемы строится модель преимущественно из
изотропных элементов — конечно-элементная
модель первого уровня (КЭМ I).
После принятия решения о силовой схеме
строится новая модель КЭМ II, которая адек-
ватно описывает будущую конструкцию. В ней
для описания лонжеронов используются ба-
лочные элементы из библиотеки конечных
элементов (БКЭ); стенка, теряющая устойчи-
вость, описывается сдвиговыми элементами, не
теряющая устойчивости — мембранными и т.д.
При необходимости БКЭ дополняется новыми
элементами. При таком подходе конечные эле-
менты используются как своего рода “язык для
констуирования”, исключающий неоднознач-
ность вербального и эскизного описания кон-
струкций. Пример модели КЭМ II крыла само-
лета показана на рис. 2.6.32,
Модель второго уровня КЭМ II позволя-
ет рассчитывать силы во всех элементах кон-
струкции и оптимизировать размеры в итера-
ционном процессе, учитывающем статическую
неопределимость конструкций (рис. 2.6.33).
Так как внутренние силы в конструкциях зна-
чительно консервативнее, чем напряжения, по
отношению к распределению материала по
элементам, то подбор сечений элементов це-
лесообразно вести именно через силы.
Подбор толщин двумерных элементов по
прочности ведется через эквивалентные пото-
ки сил по (2.6.6).
Для подбора параметров сжатых панелей
целесообразно ставить и решать локальные за-
дачи нелинейного математического програм-
мирования или строить номограммы на основе
ранее решенных оптимизационных задач и эк-
спериментальных данных [9, 51, 67].
Близкое к равнопрочному при нескольких
случаях нагружения распределение толщин
панелей обшивки крыла малого удлинения по-
казано на рис. 2.6.34.
Учет требований жесткости и аэроупруго-
сти, в дополнение к требованиям прочности,
возможен с привлечением специальных алго-
ритмов [14, 42].
Особенности проектирования оперения.
При всем многообразии аэродинамических
Рис. 2.6.33. Назначение сечений элементов статически
неопределимых конструкций
246
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
Рис. 2.6.34. Распределение толщин панелей
обшивки крыла
схем — нижнее, среднее или верхнее рас-
положение стабилизатора, схема “утка” и т.д.
оперение представляет собой определенную
комбинацию несущих поверхностей, и к нему
вполне применимы методы проектирования и
технические решения, разработанные для
крыла. Необходимо учитывать только некото-
рые особенности.
Нагрузки на оперение отличаются боль-
шим разнообразием. Их делят на три группы:
уравновешивающие, маневренные и нагрузки
при полете в неспокойном воздухе. Маневрен-
ные нагрузки действуют на оперение при рез-
ком отклонении рулей в начальный момент
маневра. При этом основные силы приходятся
на узлы навески рулей и область заднего лон-
жерона. К этой же группе нагрузок на верти-
кальное оперение относится случай остановки
двигателей по одну сторону от плоскости сим-
метрии самолета.
Оперение, как правило, имеет симметрич-
ный профиль и несколько меньшую, чем на
крыле, относительную строительную высоту.
Поэтому с учетом абсолютных меньших разме-
ров и повышенных акустических нагрузок в
хвостовой части самолета в конструкции опе-
рения целесообразно использовать трехслой-
ные панели или всю конструкцию выполнять
как трехслойную без рядовых нервюр.
Рис. 2.6.35. Цельиоповоротпое горизонтальное
оперение
Конструкция оперения является одним из
первых силовых агрегатов планера, в которых
целесообразно использование композици-
онных материалов. Здесь может быть выгод-
ным управление положением оси жесткости
несущей поверхности за счет анизотропии об-
шивки.
Сложные конструкторские задачи возни-
кают при проектировании цельноповоротного
горизонтального оперения и переставных ста-
билизаторов. Первые характерны для сверх-
звуковых самолетов. В этом случае стабилиза-
тор — крыло малого удлинения с узлом вра-
щения. На практике применяют два основных
технических решения:
ось вращения принадлежит конструкции
стабилизатора, а опоры с подшипниками раз-
мещены в фюзеляже (рис. 2.6.35,а);
подшипники размещены в стабилиза-
торе, а ось жестко соединена с фюзеляжем
(рис. 2.6.35,6).
Переставной стабилизатор дозвукового
самолета имеет обычно довольно большое уд-
линение, а его корневая часть нагружается
большими изгибающими моментами. Особен-
но неблагоприятно несимметричное нагру-
жение. Поэтому центральная часть перестав-
ного стабилизатора иногда имеет сложную
пространственную конструкцию [73]. Пере-
ставной стабилизатор обычно размещается
либо на фюзеляже, либо в верхней части киля
(Т-образная схема). Оба варианта в силовом
отношении имеют свои плюсы и минусы.
Исследования, проведенные для типичного
магистрального самолета, показали, что в ве-
совом отношении оба варианта размещения
стабилизатора примерно равнозначны.
ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ
247
Стыки с фюзеляжем. Стыки крыла и опере-
ния с фюзеляжем являются наиболее нагру-
женными и ответственными частями планера
самолета. На практике используется большое
разнообразие конструкций. От простейшего
“планерного” стыка, применяемого на сверхлег-
ких самолетах (рис. 2.6.36,а), до сложных про-
странственных конструкций, характерных для
широкофюзеляжных самолетов (рис. 2.6.36,6).
В силовом взаимодействии крыла и фюзе-
ляжа важны следующие особенности:
“полезными” и безусловно необходи-
мыми в стыке являются силы, которые пере-
дают воздушную нагрузку с крыла на фюзе-
ляж (рис. 2.6.37,о);
изгибающий момент от левой и правой
консолей является “расплатой” за создание
подъемной силы на крыле и обычно уравнове-
шивается на центроплане;
центроплан имеет примерно на порядок
большую жесткость, чем фюзеляж в зоне сты-
ка (панели центроплана тяжелого самолета
имеют толщину 20...25 мм, обшивка фюзе-
ляжа — 2...3 мм).
Эти особенности являются источником
ряда проблем, которые приходится преодоле-
вать при проектировании стыка.
Моментные соединения силовых шпанго-
утов с центропланом заставляют шпангоуты
деформироваться вместе с центропланом, как
показано на рис. 2.6.37,б, что создает концен-
трацию напряжений в месте стыка шпангоута
и центроплана. Увеличение площадей попе-
речных сечений поясов шпангоутов в этих
местах малоэффективно, а увеличение строи-
тельной высоты шпангоута может привести
даже к росту напряжений в поясах. По этой
причине, например, в ряде самолетов со схе-
мой высокоплан применяется шарнирная сты-
ковка (рис. 2.6.38,а) или стыковка через серь-
ги (рис. 2.6.38,6).
Не рекомендуется жестко соединять с
центропланом какие-либо тонкостенные
элементы, например, стенки балки пола, как
Рис. 2.6.37. Передача сил с крыла на фюзеляж (а) и
совместная деформация центроплана и шпангоутов (б)
Рис. 2.6.36. Конструкции стыков крыла с фюзеляжем
Рис. 2.6.38. Стыковка крыла с фюзеляжем:
а — шарнирная; б — через серьги
248
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
Рис. 2.6.39. Возникновение высоких напряжений
в элементах, присоединяемых к центроплану
показано на рис. 2.6.39, так как в этом случае
момент инерции центроплана 1Х практически
не меняется, а расстояние от нейтральной оси
до крайнего волокна присоединенного эле-
мента значительно увеличивается, что вызы-
вает в нем соответствующий рост напряжений.
Жесткий центроплан способен активно
включаться в работу фюзеляжа на изгиб. Напри-
мер, в схеме низкоплан в зоне стыка силы с
нижних стрингеров и части обшивки фюзеляжа
передаются на нижнюю панель центроплана.
Поэтому в этом месте нужно либо обеспечить
передачу сил с фюзеляжа на крыло специальны-
ми силовыми элементами (продольными стен-
ками) и учитывать догрузку нижней панели цен-
троплана, либо специальными мерами развязы-
вать деформации фюзеляжа и центроплана.
Киль обычно имеет определенную стрело-
видность и крепится к силовым шпангоутам
(рис. 2.6.40,а). В такой схеме неизбежно воз-
никает концентрация сил в корневой зоне
около заднего лонжерона. Кроме того, необхо-
дима постановка усиленных торцовой нервюры
или стрингеров в фюзеляже в стыке с килем.
Постановка косых шпангоутов (рис. 2.6.40,6)
существенно изменяет силовую нагрузку сты-
ка. Исчезает концентрация сил в заднем лон-
жероне. Стреловидный киль в целом работает
как прямое крыло, что дает возможность
эффективно использовать его строительную
высоту. Отпадает необходимость в усиленной
нервюре. Целесообразность использования ко-
сых шпангоутов явно показывает направление
потоков главных сил в стыке (рис, 2.6.41).
а)	5)
Рис. 2.6.40. Крепление стреловидного киля
к прямым (а) и косым (в) шпангоутам
Несмотря на определенные технологичес-
кие усложнения схема с косыми шпангоутами
может давать выигрыш в массе и начинает ши-
роко применяться.
Конструкции стыков крыла и оперения с
фюзеляжем в большинстве случаев оказывают-
ся статически неопределимыми, и распределе-
ние силы взаимодействия в них сильно зави-
сит от распределения материала (жесткостей).
Поэтому уже на ранних стадиях проектирова-
ния необходимо использование моделирова-
ния на уровне КЭМ II.
Особенности конструкции механизации н ру-
лей. Современное крыло имеет много подвиж-
ных частей, которые обеспечивают управление
самолетом и улучшение его аэродинамических
характеристик: элероны, механизацию передней
(предкрылки) и задней (щитки и закрылки)
кромки крыла и интерцепторы (см. рис. 2.6.6).
На крыле с острой передней кромкой применя-
ются отклоняющиеся носки. Все эти агрегаты
воспринимают относительно большие аэродина-
мические нагрузки на определенных режимах
полета. Так, на предкрылок может действовать
нагрузка порядка 15% подъемной силы соответ-
ствующего участка крыла. Поэтому так же, как и
к крылу, к этим агрегатам предъявляются высо-
кие требования по обеспечению необходимой
прочности при минимальности массы конструк-
ции. Кроме того, к подвижным частям крыла
предъявляются высокие требования по жесткос-
ти, особенно это относится к механизации, так
как аэродинамическая эффективность пред-
крылков и закрылков зависит от выдерживания
определенной конфигурации щелей между ними
и крылом при их выпуске.
Рис. 2.6.41. Потоки главных сил
в стыке киля с фюзеляжем
ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ
249
Рули крепятся к крылу или оперению
через специальные кронштейны. Предкрылки
и закрылки выпускаются с использованием
разнообразных рычажных механизмов или
выдвигаются по криволинейным направляю-
щим рельсам. Большое разнообразие техни-
ческих решений механизмов выпуска — убор-
ки можно найти в работах [73, 20].
В конструктивном отношении подвижные
части крыла в большинстве случаев представля-
ют собой тонкостенные многоопорные балки. В
поперечном сечении обычно используются од-
нолонжеронные конструкции. Для размещения
узлов навески часть руля разрезается. Поэтому в
этих местах крутильная жесткость конструкции
обеспечивается замкнутым контуром, образо-
ванным стенкой лонжерона и обшивкой в хвос-
товой части сечения. Часто в этой зоне вместо
нервюр используется легкий заполнитель —
сплошной или сотовый. В местах крепления уз-
лов навески ставятся усиленные нервюры.
Для уменьшения зависимости деформа-
ций крыла и его подвижных частей в шарни-
рах вращения используются сферические под-
шипники, силы в направлении размаха вос-
принимает один кронштейн навески, а осталь-
ные от него освобождаются специальным под-
вижным звеном или другими способами.
При проектировании подвижных частей
крыла выбирается их секционирование по
размаху, число и размещение опор.
Весовой анализ. На долю крыла и оперения
приходится ориентировочно 8...14 и 1,5...2,5%
взлетной массы самолета т$ . Для выбора ос-
новных параметров самолета на ранних стадиях
проектирования необходимо знание (предсказа-
ние) величин абсолютных и относительных масс
конструкции в целом тк, тк=тк/тц и ее
частей: крыла ткр, /йкр = /иКр/д%, оперения
топ и др. Эти величины используются в расче-
тах центровок, нагрузок и т.д. Поэтому точность
весовых прогнозов играет важную роль в общем
проектировании самолетов.
Основы систематизированного изучения
проблемы прочности и весовой эффективности
авиационных конструкций даны в книге
Ф.Р.Шенли [65].
Для оценки абсолютных и относительных
масс конструкции несущих поверхностей
предложено довольно много так называемых
“весовых формул” [53, 64].
Как правило, в весовых формулах в основе
учета связи между геометрическими характе-
ристиками и внешними нагрузками конструк-
ций, с одной стороны, и внутренними силами
в них, с другой, используется балочная теория,
а такие факторы, как расположение двигателей
на крыле или на фюзеляже, наличие наплывов
в корневой части учитываются многочислен-
ными поправочными коэффициентами, полу-
чаемыми обычно статистически.
Такой подход не позволяет гарантировать
высокую точность весовых расчетов в случаях
использования необычных внешних форм, но-
вых технических решений по типу конструк-
ции или при резком изменении абсолютных
размеров самолета, если весовые формулы не
учитывают должным образом закон “квадратов
и кубов” [64]. На рис. 2.6.42 приводятся ре-
зультаты расчетов относительной массы кон-
струкции крыла для двух самолетов. Одного
с параметрами, близкими к Ил-96МТ
(та = 270 000 кг), другого — транспортного
самолета ст0 = 685 000 кг (проект “Ecolifter”).
Для нетрадиционных конструкций с нео-
бычными размерами и внешними формами мо-
жет быть использован подход, использующий
относительно простые конечно-элементные
Рис. 2.6.42. Результаты расчетов относительной массы конструкций крыла
250
Глава 2.6. НЕСУЩИЕ ПОВЕРХНОСТИ
модели. Связь между результатами расчетов
конструкции по МКЭ и ее потребной массой
может быть выражена через специфический
критерий — силовой фактор G, который отра-
жает одновременно величину и протяженность
действия внутренних сил в конструкции [32]:
для ферм
п
<?=£lW	(2.6.9)
/=1
для мембранных конструкций
н
G^RiSf,	(2.6.10)
/=1
для трехмерных конструкций
(7=рэкв^И, (2.6.11)
И
где / — номер стержня; N — сила; I — дли-
на; i — номер элемента; R — эквивалентный
поток сил; 5 — площадь элемента; <тэкв — эк-
вивалентное напряжение; V — объем матери-
ала конструкции.
Силовой фактор G имеет ряд интересных
свойств, которые могут быть полезны для
весовых оценок конструкций, определяется
силовой схемой конструкции и слабо зависит
от соотношения жесткостей ее элементов.
Через силовой фактор G и допускаемое
напряжение [о] может быть оценен теорети-
чески необходимый объем материала Гт пол-
нонапряженной конструкции с использовани-
ем однократного расчета внутренних сил для
некоторого рационального начального распре-
деления жесткостей элементов по простей-
шему соотношению
Кт=(7/[а].	(2.6.12)
Через объем Иг, плотность материала р
и коэффициент полной массы <р, который
учитывает прирост массы за счет стыковочных
и несиловых элементов в конструкции, за счет
отклонений от оптимального распределения
материала в пользу простоты и технологично-
сти конструкций и др., можно вычислить ре-
альную (практическую) массу конструкции
тк = фр/т = Фрб!/[о],	(2.6.13)
ИЛИ
wK=<p(?/a,	(2.6.14)
где п — удельная прочность материала.
В весовой формуле (2.6.14) каждый из трех
сомножителей определяет почти независимые
друг от друга свойства конструкции:
геометрию, силовую схему и нагрузки G;
прочность материала 5;
конструктивно-технологическое совер-
шенство ф.
Соотношение типа (2.6.14) может быть ис-
пользовано для построения новых весовых
формул конструкции в целом и отдельных ее
частей. При этом 5 будет отражать выбор ма-
териала, G — все особенности выбора силовой
схемы будущей конструкции. Коэффициент ф
может быть определен из анализа уже постро-
енного самолета, который целесообразно взять
в качестве прототипа:
=	(2.6.15)
где верхний индекс используется для
обозначения величин, относящихся к прототипу.
Если прототип обладает высоким весовым
совершенством и в процессе разработки кон-
струкции не ожидается больших изменений в
технических решениях (ф) и в выборе мате-
риала (ц), например при модификациях, то
для оценки массы новой конструкции фор-
мула (2.6.14) может быть представлена с уче-
том (2.6.15) просто:
mK=GmjG.	(2.6.16)
В современных условиях практически все-
гда имеются конечно-элементные модели про-
тотипа и новой конструкции, и вычисление G
не вызывает больших затруднений.
Для сравнения различных силовых схем
на ранних стадиях проектирования и построе-
ния весовых формул нетрадиционных самоле-
тов используется безразмерный коэффициент
силового фактора:
Cq = G/PL,	(2.6.17)
где G — силовой фактор конструкции с
определенными силовой схемой, размерами и
распределением нагрузки; Р — характерная
(обобщенная) нагрузка; L — характерный ли-
нейный размер.
Для крыла в качестве характерной нагруз-
ки берется подъемная сила, в качестве харак-
терного линейного размера JS.
Коэффициент силового фактора вычисля-
ется по соотношению:
C0 = G*/ntnrls\	(2.6.18)
ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ
251
где верхним индексом отмечены вели-
чины, относящиеся к некоторому конкрет-
ному крылу с определенными геометрической
формой и силовой схемой, п — перегрузка.
Величина силового фактора геометрически
подобных крыльев для заданных величин пере-
грузок, Wq и 5вычисляется по соотношению:
G = CGnmQg4S. (2.6.19)
Абсолютная и относительная массы кон-
струкции крыла и вычисляются по
соотношениям:
шкр = -|с6!л/ио^'^;	(2.6.20)
m^=^ = ^CGng4S-,	(2.6.21)
/Wq СТ
тк. ==CGngl—-,	(2.6.22)
а \ Ра
где р§ — удельная нагрузка на крыло.
Формулы (2.6.20—2.6.22) устанавливают
фундаментальную зависимость массы крыла от
взлетной массы самолета и удельной нагрузки
на крыло.
На рис. 2.6.43 приведены значения коэф-
фициента силового фактора для трех крыльев
(см. рис. 2.6.21Дг,д) и соответствующие ко-
нечно-элементные модели. Расчеты выполне-
ны для чечевицеобразного профиля, с = 10%
и отношения объема обшивки к объему под-
крепленных панелей, равного 0,5.
Технология проектирования. Ряд новых ме-
тодов проектирования, рассмотренных выше
применительно к конструкциям крыла и опе-
рения, составляет основу более прогрессивной
технологии проектирования планера самолета
в целом (рис. 2.6.44). Она обеспечивает зна-
чительное сокращение общего времени про-
ектирования за счет сокращения объема ис-
пытаний и доводок.
Эта технология предполагает декомпози-
цию проектирования планера на ряд последо-
вательных оптимизационных задач, рис. 2.6.45.
1.	Концептуальное проектирование. Вы-
бирается принцип действия, компоновка и ос-
новные размеры изделия, исходя из оптимиза-
ции главного критерия, связанного с его
назначением. Например, для пассажирских са-
молетов — это коэффициент топливной эф-
фективности Ь, который показывает, сколько
Рис. 2.6.43. Величины коэффициента силового фактора для различных
силовых схем крыла малого удлинения (б, г, д — см. рис. 2.6.24)
Рис. 2.6.44. Проектирование авиационных конструкций на основе
высокоточного математического моделирования
252
Глава 2.7. ФЮЗЕЛЯЖ
Рис. 2.6.45. Последовательность оптимизационных задач в проектировании авиационных конструкций
граммов топлива будет затрачиваться на пере-
возку одного пассажира на 1 км. Требование
прочности конструкции на этом этапе учиты-
вается через ее потребную массу. Возможный
вариант учета — весовые формулы [64].
2.	Определение и минимизация нагрузок.
Строится система математических моделей,
для учета связи между податливостью конст-
рукции, ее демпфирующими свойствами и
нагрузками. Минимизируются нагрузки Р.
3.	Оптимизация силовой схемы. Строится
специальная КЭМ I для отыскания теоретиче-
ски оптимальной конструкции и выбора ее на-
илучшей силовой схемы. Определяется ми-
нимально достижимое значение силового фак-
тора G и коэффициента Cq.
4.	Выбор материалов с оптимизацией по ме-
ханическим характеристикам <т/р, Ajc , Е/р.
Оптимизация внутренней структуры компози-
ционных материалов.
5.	Параметрическая оптимизация. Строят-
ся модели будущей конструкции (КЭМ II),
выражающие принятые решения по силовой
схеме. С использованием различных методов
проводится параметрическая оптимизация.
Минимизируется теоретически необходимый
объем материала силовой конструкции
Конструкторам выдаются рекомендуемые
сечения элементов и сил в них.
6.	Детальное проектирование. Выпуска-
ются сборочные и детальные чертежи. Опреде-
ляется реальная масса конструкции и соответ-
ствующие коэффициенты ср. Разрабатываются
пути уменьшения дополнительной массы.
7.	Испытания, доработка, сертификация,
начало серийного производства. Весь ком-
плекс прочностных моделей используется для
сокращения времени, затрачиваемого на ре-
шение этого блока задач.
Характерной особенностью этой техноло-
гии является использование высокоточных ма-
тематических моделей практически на всех
этапах разработки конструкции самолета.
В последние годы в проектировании не-
сущих поверхностей существенно возросла
роль явлений аэроупругости (флаттер, дивер-
генция, реверс), что привело к созданию ме-
тодов и программ многодисциплинарного
проектирования крыла, оперения и планера
самолета в целом [67]. Значительно повыси-
лись также требования к ресурсу авиацион-
ных ко нструкций, особенно пассажирских са-
молетов (до 40...60 тысяч летных часов). Это
привело к появлению концепции безопасно
повреждаемых конструкций и необходимости
учета требований ресурса уже на ранних ста-
диях проектирования, в т.ч. в рамках много-
дисциплинарного подхода.
Глава 2.7
ФЮЗЕЛЯЖ
2.7.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И ОСОБЕННОСТИ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
По назначению и функциональным при-
знакам фюзеляж представляет собой один из
наиболее сложных агрегатов самолета [53].
В большинстве случаев он является местом
размещения полезной нагрузки, экипажа,
оборудования, снаряжения, а иногда и сило-
вой установки, и топлива; соединяет в единое
целое важнейшие части самолета; крыло, опе-
рение, шасси, двигатели. Такая сложность
функций обусловливает определенные трудно-
сти как выбора параметров, размеров и фор-
мы фюзеляжа в процессе проектирования, так
и определения внешних нагрузок, действую-
щих на него.
Фюзеляж воспринимает не только вес
собственной конструкции и его содержимого,
но и нагрузки от других агрегатов самолета.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
253
Поэтому на размеры, форму фюзеляжа, дей-
ствующие нагрузки могут влиять не только га-
баритные размеры и масса его содержимого
(полезной нагрузки, оборудования, двигателей
и т.д.), но и, например, потребные из условия
устойчивости и управляемости размеры плеч
оперения и параметры последнего.
Задача выбора размеров и параметров фю-
зеляжа и определения нагрузок, действующих
на него, осложняется тем, что решать ее нуж-
но на всех этапах проектирования самолета,
включая самые ранние, когда характеристики
и параметры других агрегатов самолета и со-
держимого фюзеляжа известны далеко не пол-
ностью.
Определение основных параметров и ха-
рактеристик фюзеляжа производится совмест-
но с параметрическими расчетами других час-
тей самолета.
В соответствии с исходными данными раз-
рабатываются варианты компоновки фюзеля-
жа, выявляются их основные размеры и пара-
метры исходя из условия как размещения
всего содержимого фюзеляжа, так и объедине-
ния других частей самолета.
Каждому сочетанию значений параметров
соответствует свой компоновочный вариант,
который должен удовлетворять требованиям
по условиям обзора из кабины, по безопас-
ности в аварийных ситуациях, эксплуатацион-
ным, технологическим и другим требованиям.
Для каждого варианта выбирается конфи-
гурация носовой и хвостовой частей фюзе-
ляжа, форма его поперечного сечения, раз-
мерные параметры, а также его конструк-
тивно-силовая схема.
2.7.2.	ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
ФЮЗЕЛЯЖА И ИХ ВЛИЯНИЕ НА ЕГО
ХАРАКТЕРИСТИКИ
В качестве параметров фюзеляжа могут вы-
ступать его размеры (рис. 2.7.1): длина /ф, диа-
метр г/ф, площадь миделевого (наибольшего)
сечения , а также безразмерные величины
удлинений: удлинение фюзеляжа Хф = /ф/Дф‘,
удлинение носовой части Хнл = 1НЛ /d^-, удли-
нение хвостовой части Ххв л = /хв л /d$. В слу-
чае некруглой формы поперечного сечения
характерными размерами его являются наи-
большая ширина В и высота Н, а также экви-
валентный по площади миделя фюзеляжа диа-
метр г/ф э = 2^5И ф/л.
Следует отметить, что параметры фюзеля-
жа Хф, /ф, <7ф не являются независимыми, и
оптимизации подлежит, как правило, один из
них, а остальные определяются однозначно,
особенно с учетом ограничений, накладывае-
мых на них назначением фюзеляжа.
Как отношение двух геометрических раз-
меров, удлинение фюзеляжа Хф=/ф/а'ф может
изменяться либо за счет изменения только од-
ного из них, либо при их одновременном из-
менении. Способ изменения Хф влияет на ха-
рактер зависимости аэродинамического сопро-
тивления, а весовые и жесткостные характери-
стики фюзеляжа зависят от его удлинения.
Наиболее типичны два варианта измене-
ния Хф.
1.	При неизменной площади миделя или
диаметра фюзеляжа £м.ф, d§ = const за счет
изменения его длины. Диаметр и мидель фю-
зеляжа могут однозначно определяться из ус-
ловий компоновки в фюзеляже двигателя (од-
ного или нескольких), например для
некоторых типов истребителей, или из условия
расположения в фюзеляже кабины экипажа,
или бомбоотсека заданных габаритов, или гру-
за определенного сечения в грузовой кабине
транспортного самолета и т.д. Во всех этих
случаях удлинение фюзеляжа может изменятся
только за счет изменения его длины.
2.	При заданном числе пассажиров в зави-
симости от их размещения: от вариантов, соот-
ветствующих толстому и короткому фюзеляжу
малого удлинения, до вариантов размещения
их в тонком и длинном фюзеляже большего
удлинения.
При докритических числах М профильное
сопротивление фюзеляжа складывается из со-
противлений трения и давления, причем ос-
новную часть составляет сопротивление тре-
ния, которое зависит от площади поверхности
Рис. 2.7.1. Размеры фюзеляжа
254
Глава 2.7. ФЮЗЕЛЯЖ
фюзеляжа. Поэтому при увеличении Хф по
первому варианту 5М ф, <7ф = const, т.е. за счет
возрастания дайны /ф, площадь поверхности
фюзеляжа а следовательно, его аэродина-
мическое сопротивление Уф будут также воз-
растать. При этом будет увеличиваться и коэф-
фициент сопротивления Сх ф = Уф / (фУм ф),
взятый по отношению к скоростному напору q
и неизменной в данном случае площади миделя
(рис. 2.7.2). Однако при уменьшении Хф до
очень малых значений Хф < 3,5 аэродинами-
ческое сопротивление снова возрастает уже
вследствие увеличения сопротивления давле-
ния и даже возникновения явлений отрыва
потока.
Таким образом, при заданных *5М1ф,
<7ф = const на дозвуковых скоростях полета
выгодно выполнять фюзеляж с очень неболь-
шим удлинением, если этому не препятствуют
функции фюзеляжа как вместилища содержи-
мого и по соединению частей самолета, напри-
мер, по обеспечению потребного плеча хвосто-
вого оперения. В очень коротких фюзеляжах
ряда самолетов двухбалочной схемы фюзеляж
не несет хвостового оперения и, следователь-
но, свободен от обеспечения его потребного
плеча. Подобный самолет IAJ “Драва” имеет
фюзеляже Хф = 3,5.
По иному изменяется аэродинамическое
сопротивление фюзеляжа при увеличении Хф
по второму варианту: за счет уменьшения
и увеличения /ф при заданном числе мест
пассажирского самолета или неизменной пло-
Рис. 2.7.2. Зависимости аэродинамического сопро-
тивления фюзеляжа от его удлинения Ц
при различных способах его изменения
щади грузового попа. Различные варианты
компоновки фюзеляжей, отвечающих этим ус-
ловиям, при /м ф, <7ф = var, как правило,
имеют не только постоянное число мест или
площадь грузового пола, но и площадь повер-
хности фюзеляжа 27п.ф = const. В этом случае
с увеличением Хф сопротивление трения
можно считать неизменным, а сопротивление
давления будет падать, обеспечивая уменьше-
ние полного сопротивления Уф. При этом
коэффициент Сх ф и в этом варианте увели-
чения Хф будет возрастать по причине интен-
сивного уменьшения миделя фюзеляжа, по
отношению к которому он вычисляется. Та-
ким образом, во втором варианте изменения
Хф выгодно выбирать наибольшие значения
удлинения фюзеляжа, но возрастание Хф
здесь ограничено увеличением веса конструк-
ции.
Оба рассматриваемых варианта измене-
ния Хф показаны на рис. 2.7.2, на котором
для исходного фюзеляжа с Хфисх показано
изменение аэродинамического сопротивления
= Сх.ф^м,ф при двух вариантах увеличе-
ния удлинения Хф (при этом оба варианта
характеризуются одной штриховой кривой
изменения коэффициента СХф).
Возникающее при сверхзвуковых скорос-
тях полета волновое сопротивление может
быть снижено в результате как увеличения Хф,
так и, особенно, удлинения носовой части
фюзеляжа Хнч. Поэтому сверхзвуковые са-
молеты имеют, как правило, удлиненный
фюзеляж с заостренной длинной носовой
частью. Например, сверхзвуковой пасса-
жирский самолет Боинг-2707-300 проектиро-
вался с Хф = 23. Увеличение удлинения как
всего фюзеляжа, так и отдельных его частей
способствует и повышению его критической
скорости Мкр.ф.
Проблема увеличения Мкр.ф менее остра,
чем для крыла, так как для фюзеляжей, явля-
ющихся телом вращения или близкими к
нему, характерно пространственное обтека-
ние, приводящее к ббльшим значениям
по сравнению с крылом. Но разработка и при-
менение суперкритических крыльев сделали
проблему повышения критических скоростей
актуальной и для фюзеляжей.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
255
Весовые характеристики фюзеляжа зави-
сят от параметров как самого фюзеляжа, так и
других частей самолета [29]. При расчете на
прочность фюзеляж рассматривается как
балка, лежащая на двух опорах, которыми яв-
ляются передний и задний лонжероны цент-
роплана крыла (рис. 2.7.3,а,б). Сечения фюзе-
ляжа по этим лонжеронам крыла являются
корневыми, в них изгибающие моменты по
носовой и хвостовой частям достигают наи-
больших значений.
Носовую и хвостовую части фюзеляжа
можно представить в виде консольных балок,
заделанных по сечениям, соответствующим
переднему и заднему лонжеронам крыла, и
нагруженных весами фюзеляжа и установлен-
ных на нем агрегатов (оперения, двигателей,
носовой опоры шасси), содержимого фюзе-
ляжа и силами, создаваемыми перечислен-
ными агрегатами. Поэтому увеличение длины
фюзеляжа /ф при <УМ ф, </ф = const приводит
к удлинению консольных балок, что повыша-
ет не только габаритные размеры фюзеляжа,
но и корневые изгибающие моменты, а зна-
чит, площади сечения силового набора фюзе-
ляжа, что обусловливает рост массы конструк-
ции фюзеляжа.
Если рассматривать увеличение /ф при
одновременном уменьшении г/ф или 5Мф,
например, из условия размещения постоян-
ного числа пассажиров, то в этом случае, как
правило, масса конструкции фюзеляжа ми-
нимальная при соответствующих оптималь-
ных значениях d$ и /ф, а следовательно, Хф
(см. рис. 2.7.12). Наличие этого минимума
массы фюзеляжа объясняется тем, что в слу-
чае перехода от оптимальных d§ и /ф к
очень тонким и длинным фюзеляжам утяже-
ление происходит в результате увеличения
плеч и изгибающих моментов по фюзеляжу.
В случае короткого толстого фюзеляжа сни-
жается уровень нагруженности конструкции
(и напряжений в ней), возрастают избытки
прочности и масса. Кроме того, с увеличени-
ем диаметра быстро растет доля массы конст-
рукции, обусловленная избыточным давле-
нием в гермокабине.
На характеристики фюзеляжа влияют па-
раметры не только самого фюзеляжа, но и дру-
гих частей самолета. Если при неизменных па-
раметрах фюзеляжа увеличивать расстояние
между крайними лонжеронами крыла (как бы
раздвигая их), то это уменьшит длины носовой
и хвостовой консольных частей фюзеляжа,
снизит изгибающие моменты в его корневых
сечениях, а следовательно, массу фюзеляжа.
Поэтому изменение параметров крыла, приво-
дящее к увеличению расстояния между его пе-
редним и задним лонжеронами (уменьшение
Рис. 2.7.3. Изменение изгибающих моментов
но фюзеляжу:
а — изгибающие моменты при прямом и стреловид-
ном крыле; Л/о — корневой изгибающий момент
фюзеляжа в сечении по заднему лонжерону крыла
да прямого ( X = 0 ) и стреловидного (х > 0 ) крыла;
— изгибающий момент фюзеляжа в сечении
по переднему лонжерону прямого (х = 0) или
стреловидного ( х > 0 ) крыла; hA — средняя аэроди-
намическая хорда крыла; б — изменение изгибающих
моментов по фюзеляжу при переносе двигателей с
крыла на хвостовую часть фюзеляжа; — корне-
вой изгибающий момент фюзеляжа в сечении по зад-
нему лонжерону крыла при наличии силовой уста-
новки (СУ) на хвостовой части фюзеляжа и при ее
отсутствии на фюзеляже (БСУ);	-М®^;
Adm — изгибающий момент фюзеляжа в сечении по
переднему лонжерону крыла при СУ и при БСУ на
хвостовой части фюзеляжа;	;
Gey — вес силовой установки на хвостовой части
фюзеляжа; пр — расчетная вертикальная перегрузка
256
Глава 2.7. ФЮЗЕЛЯЖ
2.7.1. Статистические данные значений удлинений фюзеляжа
Удлинение	Самолет		
	дозвуковой (Ms0,7)	околозвуковой (М = 0,8...0,9)	сверхзвуковой (М>1)
	Б...9	8...13	10...20 (до 23)
	1,2...2,0	1,7...2,5	4...Б
^хв.ч	2...3	3...4	5...7
удлинения %ф и увеличение сужения т| кры-
ла), снижает массу фюзеляжа.
Увеличение угла стреловидности крыла
существенно повышает массу фюзеляжа, даже
иногда в большей степени, чем самого крыла.
Чтобы сохранить центровку самолета относи-
тельно САХ крыла при возрастании его стре-
ловидности, необходимо центроплан крыла, а
следовательно, корневые сечения фюзеляжа
(по крайним лонжеронам крыла) передвинуть
к носу фюзеляжа. В результате хвостовая кон-
сольная часть его удлинится на это перемеще-
ние центроплана (за счет укорочения носовой
части). Но на длине этого перемещения хвос-
товая консольная часть фюзеляжа будет нагру-
жена большим изгибающим моментом, эпюра
изгибающих моментов в первом приближении
продлевается до нового корневого сечения как
квадратичная парабола (см. рис. 2.7.3,а), и
масса фюзеляжа возрастает. Следует отметить,
что при стреловидном крыле корневой изгиба-
ющий момент М$ хвостовой части фюзеляжа
в сечении по заднему лонжерону крыла
существенно превышает изгибающий момент
носовой части фюзеляжа в сечении по перед-
нему лонжерону Мпд. При прямом крыле
значения этих моментов близки.
Расположение двигателей на хвостовой
части фюзеляжа значитетельно повышает его
массу. Это объясняется тем, что при переносе
двигателей, например, с крыла на хвостовую
часть фюзеляжа нагруженность последней из-
гибающим моментом от веса силовой
установки существенно возрастает (на AAfgy)
и масса хвостовой части растет несмотря на
ее укорочение, вызванное перемещением
крыла назад вслед за центром масс самолета,
обусловленным переносом двигателей назад
(рис. 2.7.3,6). Увеличивается масса и носовой
консольной части фюзеляжа в результате ее
удлинения вследствие перемещения крыла
назад.
Количественно оценить влияние парамет-
ров на весовые характеристики можно с помо-
щью весовых формул фюзеляжа [28, 29, 53]. В
табл. 2.7.1 приведены статистические данные
по удлинениям фюзеляжа самолетов, отличаю-
щихся скоростями полетов.
Существуют приближенные, выведенные
на основе статистических данных, формулы,
связывающие различные размеры и параметры
фюзеляжа:
/ф = (О,25...О,ЗоМ
(2.7.1)
у
(2.7.2)
где / и X — соответственно размах и
удлинение крыла; Кф — коэффициент
формы; Кф = 0,75...0,80 для дозвуковых
самолетов и Кф = 0,70...0,75 для сверхзву-
ковых самолетов; Уф = 0,2л<7фХф — объем
фюзеляжа; /’„.ф “	~ площадь
поверхности фюзеляжа.
2.7.3.	ФОРМА ФЮЗЕЛЯЖА
Форма поперечного сечения фюзеляжа.
Круглая форма поперечного сечения фюзеля-
жа представляется оптимальной, поскольку
обеспечивает минимальный периметр для по-
стоянной площади сечения или минимальную
площадь поверхности фюзеляжа при постоян-
ном его объеме, а следовательно, наименьшее
сопротивление трения. Кроме того, круглая
форма предпочтительна для герметизирован-
ных частей фюзеляжа, нагруженных избыточ-
ным давлением, так как исключает появление
значительных изгибных кольцевых напряже-
ний в оболочке, подкрепленной шпангоутами,
а следовательно, обеспечивает наименьшую
массу конструкции.
Если условия компоновки не позволяют
или делают нецелесообразным применение
круглого сечения, то его следует стремиться
ФОРМА ФЮЗЕЛЯЖА
257
приблизить к круглому или образовать необ-
ходимую форму сечения с помощью пересе-
кающихся окружностей. В этом случае точки
пересечения окружностей на противополож-
ных сторонах контура соединяются между со-
бой силовыми элементами (например, балка-
ми пола), которые разгружают оболочку
фюзеляжа от изгиба, воспринимая растягива-
ющие или сжимающие нагрузки в зависимос-
ти от конкретной формы сечения фюзеляжа
(рис. 2.7.4).
Бульбообразная форма сечения с увели-
ченной нижней частью применяется для по-
вышения объема багажников под полом пас-
сажирской кабины. Сечения со срезанной ду-
гой окружности нижней частью используются
при с!ф<2,9 м (поскольку из-за малости
объема багажники под полом не разместить)
и, в основном, у самолетов высокопланов, у
которых такое “срезание” низа фюзеляжа по-
зволяет уменьшить длины стоек шасси и рас-
стояние от земли до пола кабины.
Для негерметичных фюзеляжей своеобра-
зие формы их содержимого (нагрузки) может
привести к выгодности (даже по наименьшей
площади миделя) формы, существенно отли-
чающейся от круга. Примером некруглой фор-
мы сечения негерметичных фюзеляжей могут
служить легкие грузовые и некоторые пасса-
жирские самолеты (рис. 2.7.5). Весьма своеоб-
разную форму имеют поперечные сечения
фюзеляжей в случае расположения в них не-
скольких двигателей или каналов воздухоза-
борников (рис. 2.7.6).
Но во всех случаях при выборе формы
сечения следует обратить внимание на
необходимость “обжатия” сечения, т.е. на
стремление в каждом конкретном варианте
размещения содержимого фюзеляжа достиг-
нуть минимальной площади сечения с целью
снижения аэродинамического сопротивления,
а иногда и массы конструкции. Для пассажир-
ских самолетов разработаны аналитические
методы, позволяющие решить эту задачу [27].
Рис. 2,7.4. Поперечные сечения фюзеляжа, образован-
ные пересекающимися окружностями с балками пола,
работающими от избыточного давления в гермокабине
иа растяжение (самолет DC.9) или ежатие
(самолет Ан-24)
Рис. 2.7.5. Поперечные сечения фюзеляжей грузопасса-
жирского самолета Шорт “Скайвэп” (Великобритания)
и легкого пассажирского Бе-30 (Россия)
Рис. 2.7.6. Формы поперечных сечений по длине фю-
зеляжа самолета Макдоннелл—Дуглас Р-4 “Фантом"
9 - 9874
258
Глава 2.7. ФЮЗЕЛЯЖ
В табл. 2.7.2 приведены статистические
данные по размерам поперечных сечений фю-
зеляжей некоторых однопалубных (одноэтаж-
ных) пассажирских самолетов. Разброс значе-
ний габаритных размеров сечений фюзеляжей
для постоянного числа мест в ряду объясняет-
ся различиями в уровнях комфортабельности
самолетов. При четырех местах в ряду и мень-
ше, как правило, не удается разместить багаж
под полом пассажирской кабины круглого се-
чения и его располагают в багажных помеще-
ниях на пассажирской палубе. Один проход
допустим при числе мест в ряду не более шес-
ти, так как бортпроводник может обслуживать
не более трех пассажиров с каждой стороны
прохода, а пассажир, сидящий у борта, не дол-
жен при выходе беспокоить более двух сосе-
дей. Очевидно, что при двух проходах макси-
мальное число мест в ряду возрастает до 12.
Особенности формы носовой и хвостовой
частей фюзеляжа. Форма носовой и хвостовой
частей, как и форма всего фюзеляжа, определя-
ется из условий аэродинамики (наименьшего
сопротивления), назначения (тактических и
эксплутационных требований), компоновки и
технологии производства.
Если учитывать только аэродинамические
требования, то фюзеляж должен представлять
собой осесимметричное тело вращения с плав-
но сужающимися носовой и хвостовой частя-
ми (имеющими удлинения, зависящие от ско-
рости полета самолета).
Для носовой части фюзеляжа дозвуковых
самолетов характерна значительно большая
криволинейность образующих по сравнению с
хвостовой частью. Это связано с меньшим
удлинением и меньшей заостренностью (опти-
мальной является каплевидная форма) носо-
вой части. Большая удлиненность и характер-
ная прямолинейность образующих хвостовой
части фюзеляжа (см. рис. 2.7.1) диктуются
стремлением не допустить повышения аэроди-
намического сопротивления из-за отрыва по-
тока при большой кривизне образующих хво-
стовой части и возникающем при этом
положительном градиенте давлений.
Условия обзора из пилотской кабины
придают боковому виду носовой части фю-
зеляжа современных самолетов своеобразное
очертание, характеризуемое значительным вы-
ступанием вперед ее нижней части. Эта осо-
бенность присуща гражданским и военным
самолетам различных размеров. Она обуслов-
лена тем, что ниже прямой, проведенной от
точки, соответствующей положению глаза лет-
чика, вперед — вниз через нижнюю границу
остекления, помещается зона, в которой мож-
но располагать, не нарушая обзора, удли-
2.7.2. Размеры поперечных сечений фюзеляжа пассажирских самолетов
Название самолета	Диаметр дф тиВхН (В - ширина, Н-высота сечения), м	Наибольшее число мест в ряду / число проходов
Бе-30 (Россия) HFB.320 (Германия)	1,7x2,0 2,06	2/1
Л.410 (Чехия) Як-40 (Россия)	2,38 2,4	3/1
Фоккер F.27 (Голландия) Ан-24 (Россия) Ту-134 (Россия)	2,8 2,9 2,9	4/1
“Каравелла” (Франция) ВАС.1П (Великобритания) DC.9 (США) Ил-18 (Россия)	3,2 3,4 3,378x3,634 3,5	5/1
DH.121 “Трайден” (Великобритания) Ил-62 (Россия) Боинг-707 (США) УС. 10 (Великобритания) Ту-154 (Россия)	3,7 3,75x4,1 3,75x4,33 3,76x4,3 3,8	6/1
А.ЗООВ, А.330/340 (Франция, Германия, Голландия) Локхид L.1011 (США) DC. 10 (США) Ил-86/96 (Россия) Боинг-777 (США) Боинг-747 (США)	5,64 5,97 6,02 6,08 6,2 6,5	8/2 8-9/2 9-10/2 9/2 9-10/2 	Ш	
ФОРМА ФЮЗЕЛЯЖА
259
ненную носовую часть фюзеляжа (рис. 2.7.7).
Такая возможность всегда используется, так
как она оптимальна и аэродинамически (за-
остряется нос) и компоновочно (возможно
размещение антенн радиолокаторов и другого
оборудования и даже дополнительных багаж-
ников у небольших пассажирских самолетов,
не имеющих двигателей в носовой части фю-
зеляжа).
Чтобы снизить аэродинамическое сопро-
тивление, следует максимально наклонить
лобовые стекла кабины от вертикального по-
ложения. Но такой наклон ограничен появ-
лением при угле |3>70° эффекта полного
внутреннего отражения: падающий под таким
углом луч не проходит сквозь стекло, т.е. лет-
чик будет видеть в остеклении только отраже-
ние внутренностей кабины. Для дозвуковых
самолетов рекомендуемое значение р = 50...55°,
а для сверхзвуковых р = 60...65°.
Примером достижения минимального
аэродинамического сопротивления на крей-
серской сверхзвуковой скорости и обеспече-
ния потребных условий обзора из кабины на
взлетно-посадочных режимах является приме-
Рис. 2.7.7. Согласование формы носовой части
фюзеляжа и остекления фонаря с условиями
обзора из кабины
Рис. 2.7.8. Варианты изменения геометрии носовой
части фюзеляжа СПС “Конкорд”:
7 — носовая часть и переднее остекление подняты;
2 — носовая часть поднята, остекление убрано;
3 — носовая часть отклонена вниз на 5°, перед-
нее остекление убрано; 4 — носовая часть откло-
нена на 17,5°, переднее остекление убрано
нение на сверхзвуковых пассажирских самоле-
тах отклоняемой вниз на этих режимах носо-
вой части фюзеляжа, например у самолетов
ТУ-144 и “Конкорд” (рис. 2.7.8).
Выступающие в виде надстройки фонари
пилотских кабин выполняются для снижения
аэродинамического сопротивления со значи-
тельным удлинением %фОИ>4...6 (Хф0Н — от-
ношение длины фонаря к ширине или вы-
соте). Поперечное сечение фонаря выгодно
образовывать дугой окружности для лучшего
восприятия конструкцией избыточного давле-
ния в гермокабине.
Хвостовую часть фюзеляжа целесооб-
разно отклонять вверх, чтобы на взлетно-поса-
дочных режимах (наибольших углах атаки)
обеспечить достижение потребного угла пере-
валивания на переднюю опору ср при наимень-
шей дайне главных стоек шасси (рис. 2.7.9).
Многие грузовые и военно-транспортные
самолеты имеют в хвостовой части фюзеляжа
большой люк с опускаемой на землю грузовой
рампой для автономной погрузки и выгрузки
всевозможных грузов и техники без использо-
вания аэродромных средств. В формообразова-
нии хвостовой части фюзеляжа таких самоле-
тов можно выделить два направления. Пер-
воначальным решением было резкое отклоне-
ние вверх плоского низа хвостовой части фю-
зеляжа для того, чтобы обеспечить потребные
габаритные размеры грузового проема при
наименьшей длине выреза и использовать в
качестве рампы значительную часть крышки
люка.
Недостатком такого решения является
увеличение на 10...15% аэродинамического
сопротивления фюзеляжа. Подобная форма
хвостовой части фюзеляжа характерна, напри-
мер, для военно-транспортного самолета Лок-
хид С.130Е (США). На более современных само-
летах Ил-76, Ан-72, Макдоннел—Дуглас С.17
дая снижения аэродинамического сопротивле-
ния удлиняют и искривляют всю хвостовую
I
Рис. 2.7.9. Уменьшение длины стоек шасси Дйш
за счет отклонения вверх хвостовой
части фюзеляжа, иа угол <р = const
9*
260
Глава 2.7. ФЮЗЕЛЯЖ
Рис. 2.7,10, Грузовой люк в носу фюзеляжа
самолета Боинг-747Ё
часть фюзеляжа. В результате нижняя поверх-
ность ее оказывается скошенной вверх под ми-
нимальным утлом, уменьшается сопротивле-
ние, удлиняется плечо хвостового оперения,
но потребная длина выреза увеличивается.
Некоторые самые крупные транспорт-
ные и грузовые самолеты (Ан-124, С.5А, Бо-
инг-747Б) имеют грузовой люк и в носу фю-
зеляжа, поэтому его нижняя часть (ниже
пилотской кабины) выполняется откидываю-
щейся вверх (в некоторых проектах она по-
ворачивается вбок). Такое решение влияет на
конфигурацию всей носовой части фюзеляжа.
Так, на Боинге-747Б для обеспечения пот-
ребных габаритов грузового проема в носу
фюзеляжа кабина экипажа поднята вверх и
выполнена в виде надстройки над фюзеляжем
(рис. 2.7.10).
Применение нашли только такие конст-
руктивные решения больших грузовых люков,
которые не связаны с необходимостью при
выгрузке — погрузке производить разъедине-
ние проводок систем оборудования и управ-
ления. Так, не получило распространение ре-
шение, связанное с расстыковкой и поворотом
вбок всей хвостовой части фюзеляжа.
2.7.4.	ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ФЮЗЕЛЯЖА
МНОГОМЕСТНЫХ ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ
С возрастанием размеров и вместимости
пассажирских самолетов увеличилось число
возможных вариантов размещения в кабине
заданного числа пассажиров с определенным
уровнем комфортабельности (размерами кре-
сел, шагом их расположения, шириной про-
хода и т.д.). Поскольку внутренняя компоновка
пассажирской кабины тесно связана с конфи-
гурацией фюзеляжа, весьма актуальными стали
проблемы выбора оптимальных размеров и
формы поперечного сечения фюзеляжа, его
длины, а также числа пассажирских палуб.
Как отмечалось выше, в этом случае Хф из-
меняется за счет одновременного варьирова-
ния длины и диаметра фюзеляжа при неиз-
менном числе пассажирских мест. Следова-
тельно, различные варианты размещения пас-
сажиров, при разной длине фюзеляжей, фор-
ме и площади их поперечного сечения будут
различаться такими важнейшими характерис-
тиками, как масса конструкции и аэродина-
мическое сопротивление фюзеляжа. Поэтому
целесообразно выбирать эти характеристики
оптимальными, обеспечивающими достиже-
ние экстремума принятого критерия оценки.
На рис. 2.7.11 показано изменение массы
фюзеляжа т$, вмещающего 500 пассажиров
(с шагом кресел 810 мм), от его диаметра &ф
при различных вариантах сочетания длины /ф
и диаметра <Уф фюзеляжа. Для всех вариантов
приняты постоянными удлинения носовой и
хвостовой частей фюзеляжа: соответственно
2 и 3. Следует учитывать, что для тонких длин-
ных фюзеляжей (Хф>12) важно знать, не бу-
дут ли они иметь слишком малую жесткость, а
их прогибы превышать допустимые. Влияние
деформации фюзеляжа на характеристики
устойчивости и управляемости самолета по су-
ществующим нормам следует учитывать, если
показатель
Сф = Рго/У>0,1,
где Рго — сила от горизонтального опере-
ния, изгибающая фюзеляж; X — сила, прило-
женная в фокусе горизонтального оперения и
приводящая вследствие изгиба фюзеляжа к из-
менению угла атаки оперения на 1°.
Если требования устойчивости и управ-
ляемости покажут, что в случае Сф > 0,1 нуж-
но повысить жесткость фюзеляжа (для сниже-
ния Сф), то при неизменных параметрах его
и оперения достигнуть этого можно только за
счет увеличения сечения и массы силовых
элементов конструкции фюзеляжа. Весовые
формулы позволяют вычислить массу фюзе-
ляжа, обеспечивающую снижение Сф до 0,1
(на рис. 2.7.11 эти возросшие значения массы
показаны штриховой линией).
Наименьшая масса конструкции фюзе-
ляжа Щф = 2б,5т получена для (/ф = 5,4м,
/ф = 79 м (восемь мест в ряду с двумя прохода-
ми). Наличие минимума массы фюзеляжа при
«пас = const и й?ф,/ф = var уже объяснено.
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
261
Рис. 2.7.11. Изменение массы фюзеляжа при числе пассажиров лпас=500, г/ф, /f],=var
На практике одному и тому же числу мест
в ряду соответствуют разные диаметры фюзе-
ляжей у различных самолетов с различным
уровнем комфортабельности (см. табл. 2.7.2).
Поэтому на рис. 2.7.11 штрихпунктирными
кривыми показаны границы отклонения зна-
чений диаметров в большую или меньшую
стороны при постоянном числе мест в ряду.
Линии, пересекающие основную кривую, со-
ответствующую средней ширине пассажирс-
кой кабины, построенные при постоянном
числе мест в ряду и /ф = const, показывают,
каким в этих условиях будет эффект измене-
ния диаметра фюзеляжа за счет изменения
ширины кресел и проходов.
Совокупность кривых на рис. 2.7.11 дает
полное представление о выборе параметров
фюзеляжа. Так, хотя для основной кривой
минимум Шф имеет место при г/ф=5,4 м
(восемь кресел в ряду, /ф=79м), можно
рассматривать выгодность перехода на диа-
метр 5,75 м при несколько уплотненном раз-
мещении девяти пассажиров в ряду, что при-
мерно на 1% снизит массу фюзеляжа и
позволит уменьшить его длину до 74 м (пос-
леднее может быть учтено при последующей
модификации фюзеляжа с целью увеличения
его длины и вместимости).
Выбрать оптимальные значения парамет-
ров фюзеляжа гражданских самолетов можно,
используя более общие по сравнению с массо-
выми критерии оценки: критерии экономичес-
кой эффективности, учитывающие аэродина-
Рис. 2.7.12. Оптимизация параметров фюзеляжа
по массовым и экономическим характеристикам
мические, весовые, стоимостные и прочие
характеристики, например, можно применить
себестоимость одного тонно-километра а,
руб./(Т'Км).
Изменение себестоимости от диаметра фю-
зеляжа cl^ показано на рис. 2.7.12. Здесь же
262
Глава 2,7. ФЮЗЕЛЯЖ
показано изменение относительных величин
составляющих взлетной массы т,- типичного
среднего магистрального самолета с такими
же вариантами компоновки пассажирской ка-
бины, как и для рис. 2.7.11.
С увеличением диаметра фюзеляжа, а зна-
чит, с уменьшением его длины плечи хвосто-
вого оперения также уменьшаются, следова-
тельно, потребная площадь и масса тоа
оперения растут. При уменьшении длины фю-
зеляжа уменьшается потребная длина стоек
шасси из условия постоянства угла перевали-
вания на носовую опору <р = 10...12° и снижа-
ется масса шасси тш.
При увеличении диаметра фюзеляжа уд-
линяется подфюзеляжная часть крыла и
уменьшается длина консолей крыла при не-
изменном размахе, а масса крыла слегка
падает.
Рост диаметра, а следовательно, миделя
фюзеляжа увеличивает сопротивление и сни-
жает аэродинамическое качество самолета. По
этой причине растет потребный относитель-
ный запас топлива /йт при сохранении даль-
ности полета.
Минимум массы конструкции самолета
соответствует тому же варианту, что и мини-
мум массы фюзеляжа. Это объясняется тем,
что рассматриваемые изменения массы других
частей самолета имеют различные знаки и их
суммарное изменение масс Дт значительно
меньше, чем изменение массы фюзеляжа. По-
этому при решении данной задачи основное
значение имеет точное определение массы
фюзеляжа, которая оказывает наибольшее
влияние на положение оптимума.
Минимум по себестоимости одного тон-
но-километра и максимум по коммерческой
нагрузке близки и достигаются для вариан-
тов с <7ф = 5,4м (/ф=79м) ис й(ф = 4,9м
(/ф=84м), т.е. экстремальные значения сме-
щаются в сторону некоторого уменьшения
d$ и возрастания /ф, если не учитывать
упомянутого увеличения для компенса-
ции снижения жесткости в этих вариантах
(для уменьшения Сф до 0,1). В противном
случае оптимальным остается вариант с
с1ф = 5,4 м.
Следует обратить внимание на пологость
критериальной кривой в районе экстремума.
Поэтому на практике разброс значений диаме-
тров фюзеляжей весьма высок (см. табл. 2.7.2).
Особенно характерно завышение диаметра с
учетом увеличения длины фюзеляжа в процес-
се модификации самолета с целью повышения
пассажировместимости.
Представленные результаты соответству-
ют конкретным исходным данным, в том
числе по пассажировместимости, дальности
полета, форме сечения, числу палуб. Для вы-
явления оптимальных конструктивно-проек-
тировочных решений в широком диапазоне
значений пассажировместимости и дальности
полета многоместных самолетов, а также для
различных форм поперечного сечения фюзе-
ляжа с разным числом пассажирских палуб,
во всем диапазоне дальностей магистральных
самолетов рассматриваются варианты компо-
новок фюзеляжей, вмещающих 300—700 пас-
сажиров.
Возможные типы поперечных сечений
фюзеляжей многоместных самолетов показа-
ны на рис. 2.7.13. Для всех сочетаний пасса-
жировместимости, дальности полета, форм
поперечного сечения определяются массы
фюзеляжа, крыла, оперения, шасси, топлива,
аэродинамическое сопротивление и оцени-
ваются качество самолета, его взлетная масса.
В качестве критерия оценки используется
себестоимость одного тонно-километра.
С возрастанием дальности полета усили-
вается влияние на критерий оценки аэродина-
мического совершенства самолета по сравне-
нию с влиянием весовых характеристик, и
наоборот, на малых дальностях роль весового
совершенства возрастает. Этим объясняется
уменьшение оптимального значения миделя
фюзеляжа при увеличении расчетной даль-
ности. Так, для трехсотместного фюзеляжа
при расчетных дальностях = 2000...4000 км
оказываются выгодны однопалубные фюзе-
ляжи круглого сечения, имеющие восемь мест
в ряду с двумя проходами. При дальностях
Lp Й 8000 км выгодным становится размеще-
ние шести мест в ряду с одним проходом, что
уменьшает мидель фюзеляжа и увеличивает
аэродинамическое качество самолета (несмот-
ря на возрастание массы фюзеляжа).
Рассмотрим изменение оптимальности
одно- и двухпалубных фюзеляжей при вариа-
ции пассажировместимости и дальности по-
лета (рис. 2.7.14). Однопалубные фюзеляжи
обладают меньшим аэродинамическим сопро-
тивлением, но в то же время они длиннее и
тяжелее двухпалубных фюзеляжей равной вме-
стимости, причем весовые преимущества пос-
ледних возрастают с увеличением пассажиро-
вместимости. Поэтому меньшая пассажиро-
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
263
а)
Рис. 2.7.13. Рассматриваемые поперечные сечения фюзеляжей:
а — круглое одно- и двухпалубное; б — двухпалубное, имеющее форму вертикальной
восьмерки (бульбообразное); в — однопалубное в форме горизонтальной восьмерки;
hc — высота салона, — высота багажного помещения
Рис. 2.7.14. Зоны оптимальности одно- и двухпалубных фюзеляжей
вместимость и бблыиая дальность предпочти-
тельны для однопалубных фюзеляжей, в то
время как увеличение пассажировместимости
и снижение дальности полета делают более
выгодной двухпалубную компоновку.
При увеличении размеров характеристики
двухпалубных фюзеляжей круглых сечений и
сечений фюзеляжей, имеющих форму верти-
кальной восьмерки, максимально сближаются.
Однопалубные сечения фюзеляжей в форме
горизонтальной восьмерки, как правило, име-
ют недостаточную жесткость (Сф>0,1) и ста-
новятся невыгодными по массе при увеличе-
нии жесткости и достижении Сф = 0,1.
На рис. 2.7.14 кроме границы, разделяю-
щей зоны рациональности одно- и двухпалуб-
ных фюзеляжей, нанесены точки, соответству-
ющие значениям пассажировместимости и
дальности полета современных многоместных
самолетов. Выбор для них однопалубных
фюзеляжей оправдан. Точки, лежащие на
границе, соответствуют случаям равной
выгодности одно- и двухпалубных фюзеляжей.
В зонах, прилежащих к границе, показатели
264
Глава 2.7. ФЮЗЕЛЯЖ
обеих компоновок весьма близки. Поэтому
только значительное удаление от границы в
зону выгодности конкретной компоновки, де-
лает ее преимущество значительным. Двух-
палубные самолеты становятся выгодными
при значительном возрастании пассажировме-
стимости (лпас й 600).
2.7.5.	НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА
ФЮЗЕЛЯЖ
Во время полета самолета, при взлете и
посадке на фюзеляж действуют нагрузки, ко-
торые по источнику возникновения можно
разделить на следующие группы:
вес конструкции фюзеляжа, перевозимой
нагрузки, оборудования, агрегатов, располо-
женных в фюзеляже;
силы, действующие на фюзеляж от дру-
гих частей и агрегатов самолета, стыкуемых с
фюзеляжем; это могут быть веса этих частей и
агрегатов, силы, создаваемые ими, например,
вес оперения, его аэродинамические силы,
тяга двигателей и их вес, вес стоек шасси и их
реакции при взлете-посадке;
аэродинамические силы, действующие не-
посредственно на фюзеляж (в соответствии с
назначением и формой фюзеляжа, значитель-
но меньше аэродинамических сил крыла);
силы внутреннего избыточного давления
для герметических фюзеляжей.
По характеру действия нагрузки делятся
на распределенные (вес конструкции, аэроди-
намические силы) и сосредоточенные (силы,
приходящие на фюзеляж от других агрегатов и
частей через стыковые узлы, силы от отдель-
ных грузов внутри фюзеляжа).
Силы, действующие на фюзеляж, рассма-
триваются в двух плоскостях: в вертикальной
плоскости симметрии самолета, проходящей
через его продольную ось — строительную
горизонталь фюзеляжа (СГФ), и в гори-
зонтальной плоскости, перпендикуляной плос-
кости симметрии и также включающей СГФ.
Наибольшие нагрузки действуют перепен-
дикулярно СГФ в плоскости симметрии само-
лета или в плоскостях, ей параллельных, так
как они совпадают с направлением действия
К;
Рис. 2.7.15. Нагрузки, действующие на фюзеляж (эпюры поперечных сил и моментов)
КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ
265
веса (при отсутствии значительного крена),
например, выход самолета из пикирования
или посадка. Примером нагрузок, действую-
щих в горизонтальной плоскости, могут слу-
жить силы от вертикального оперения (при
отклонении рулей направления), передавае-
мые на фюзеляж, или горизонтальные состав-
ляющие сил шасси при посадке с боковым
ударом.
Конструкция фюзеляжа под действием
нагрузок испытывает деформации, вызываю-
щие соответсвующие напряжения в элементах
конструкции. От сил, действующих парал-
лельно плоскости симметрии самолета, фюзе-
ляж изгибается в вертикальной плоскости.
Под действием сил, приложенных к фюзеля-
жу в горизонтальной плоскости (перпендику-
лярно СГФ), фюзеляж изгибается в горизон-
тальной плоскости. Кроме того, на фюзеляж
действуют крутящие моменты, возникающие от
сил, приложенных на значительном плече —
удалении от СГФ (например, нагрузка от вер-
тикального оперения или боковая состав-
ляющая силы носового шасси при посадке с
боковым ударом).
Таким образом, на фюзеляж действуют
поперечные (перерезывающие) силы Q, из-
гибающие моменты М в вертикальной и
горизонтальной плоскостях и крутящие мо-
менты вокруг оси фюзеляжа Мкр. Все наг-
рузки, приходящие на фюзеляж, определяются
в соответствии с нормами прочности для
характерных вариантов нагружения (рас-
четных случаев), которые регламентируют
так же необходимые коэффициенты безопас-
ности [67]. Фюзеляж, нагруженный в верти-
кальной плоскости, можно представить в общем
случае в виде балки, опирающейся на лонжеро-
ны крыла.
На рис. 2.7.15 представлены эпюры
распределенной нагрузки qy, поперечных
сил Qy, изгибающих Mz и крутящих Мкр
моментов, показаны реакции в стыковых уз-
лах фюзеляжа и крыла и Л2, реакции в
стыковых узлах фюзеляжа и оперения Д3 и
весовые нагрузки от агрегатов и грузов, рас-
положенных в фюзеляже (Д = т^пу, т1 — их
масса, пу — расчетная перегрузка). Схема об-
разования крутящего момента от нагрузки
Рво на вертикальное оперение дана для хвос-
товой части фюзеляжа и от боковой составля-
ющей реакции носовой опоры шасси (посад-
ка с боковым ударом) — для носовой части
фюзеляжа. Возникающий в полете крутящий
момент фюзеляжа уравновешивается парой
сил в узлах крепления с крылом по бокам
фюзеляжа, а дальше — крылом при
отклонении элеронов. При посадке крутящий
момент фюзеляжа уравновешивается таким же
путем, но уже парой сил в правой и левой
главной опоре шасси.
2.7.6.	КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ
ФЮЗЕЛЯЖЕЙ
Фюзеляжи первых самолетов, начиная с
самолета братьев Райт, имели ферменную кон-
структивно-силовую схему. Ферма является
стержневой системой, все элементы которой
работают только на осевые нагрузки (растяже-
ние, сжатие).
С возрастанием скорости самолетов фер-
менный фюзеляж с его многочисленными эле-
ментами создавал большое аэродинамическое
сопротивление. Для придания фюзеляжу обте-
каемой формы ферму закрывали снаружи об-
шивкой, что увеличивало массу конструкции.
Кроме того, элементы фермы загромождали
внутреннее пространство фюзеляжа и затруд-
няли размещение в нем полезной нагрузки.
Наличие наружной обтекаемой оболочки с пе-
редачей ей несущих функций позволило отка-
заться от расположенной внутри фермы. Так
появились балочные, оболочечные фюзеляжи.
Следует отметить, что ферменные фюзеляжи
или чаще отдельные части фюзеляжей, имею-
щие ферменную конструкцию, сохранены до
сих пор для легких, спортивных, нескоростных
самолетов.
Фюзеляжи современных самолетов в по-
давляющем большинстве имеют балочную
конструктивно-силовую схему. Состав кон-
струкции балочного фюзеляжа представлен на
рис. 2.7.16. Конструкция фюзеляжа подраз-
деляется на основную конструкцию, учас-
твующую в восприятии и передаче по длине
фюзеляжа основных нагрузок, и на дополни-
тельные устройства и вспомогательные эле-
менты.
Основная конструкция включает продоль-
ный и поперечный набор, что является отли-
чительной особенностью балочных фюзеля-
жей.
Продольный набор. Формально продоль-
ный набор включает элементы, расположен-
ные вдоль длины фюзеляжа, но гораздо важ-
нее их функциональное отличие, состоящее в
том, что продольный набор включает элемен-
266
Глава 2.7. ФЮЗЕЛЯЖ
ты конструкции, участвующие в восприятии
изгибающего момента М. Состав продольно-
го набора определяет способ восприятия из-
гибающего момента.
Балочные фюзеляжи подразделяют на три
конструктивно-силовые схемы по способу
восприятия изгибающего момента, т.е. по со-
ставу продольного набора, которыми являют-
ся: лонжеронная, стрингерная и обшивочная
(рис. 2.7.17).
Лонжеронная конструктивно-силовая схе-
ма отличается тем, что изгибающий момент
воспринимается продольными силовыми эле-
ментами (профилями различного сечения) —
лонжеронами в виде пары сил. Входящие в
продольный набор слабые стрингеры и
обшивка в восприятии изгиба или совсем не
участвуют, или участвуют очень слабо. Лонже-
роны при изгибе фюзеляжа работают на осе-
вые нагрузки (растяжение, сжатие от пары
сил). Плечи пар сил h определяются расстоя-
нием между лонжеронами (перпендикулярно
оси, вокруг которой действует изгибающий
момент).
Можно отметить несовершенство терми-
нологии, так как лонжерон фюзеляжа, рабо-
тающий на осевые нагрузки, соответствует не
лонжерону крыла, работающему на изгиб, а
только его полкам, нагруженным парой сил от
изгиба. Роль стенки лонжерона крыла в фю-
зеляже выполняют боковые панели, состоя-
щие из обшивки со стрингерами и соеди-
няющие между собой пары лонжеронов
(соответствующие паре сил).
Лонжеронный
Стрингерный
Обшивочный
Рис. 2.7.17. Конструктивно-силовые схемы балочного фюзеляжа
КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ
267
Стрингерная конструктивно-силовая схе-
ма отличается восприятием изгибающего мо-
мента растяжением и сжатием силовых пане-
лей, состоящих из стрингеров и обшивки.
Наибольшие напряжения растяжения или
сжатия возникают в стрингерах с присоеди-
ненной обшивкой, наиболее удаленных от
нейтральной оси сечения фюзеляжа.
Встречается и смешанная лонжеронно-
стрингерная схема, в которой продольный на-
бор состоит из лонжеронов и стрингеров с об-
шивкой, участвующих в восприятии растяже-
ния и сжатия, возникающих от действия
изгибающего момента фюзеляжа.
Обшивочная конструктивно-силовая схе-
ма состоит из одной обшивки, одна часть се-
чения которой работает на растяжение, а дру-
гая — на сжатие от общего изгиба фюзеляжа.
Поскольку тонкая обшивка обладает низкой
устойчивостью при работе на сжатие или
сдвиг, для ее подкрепления может быть при-
менено очень частое расположение попереч-
ных элементов — шпангоутов. Но более рас-
пространено использование многослойных
панелей: двухслойной, например обшивки,
подкрепленной гофром, или трехслойной,
состоящей из двух листов обшивки с запол-
нителем между ними в виде сот, гофра или
пенопласта. Такие панели имеют высокую
устойчивость на сжатие и сдвиг.
Выбор той или иной конструктивно-сило-
вой схемы зависит от нагруженности конст-
рукции фюзеляжа, размеров и типа самолета,
от компоновки конкретного отсека. Поэтому
часто один фюзеляж по своей длине имеет раз-
ные конструктивно-силовые схемы. Слабо на-
груженные изгибом носовые и хвостовые час-
ти фюзеляжа часто имеют обшивочную схему.
Лонжеронные фюзеляжи позволяют с малым
утяжелением конструкции делать вырезы,
лючки между лонжеронами, что характерно
для многих самолетов-истребителей. Пасса-
жирские самолеты, имеющие фюзеляжи боль-
шого диаметра и ограниченное количество
вырезов, характеризуются преимущественным
применением стрингерной конструктивно-си-
ловой схемы.
Обшивочные и стрингерные схемы обла-
дают более высокой живучестью, так как про-
боина в обшивке или стрингерной панели
компенсируется прочностью окружающего ма-
териала, в то время как разрушение лонжеро-
на может привести к потере прочности всего
сечения фюзеляжа.
Иногда встречаются устаревшие назва-
ния схем, такие как “монокок” и “полумоно-
кок” [66]. Схема монокок соответствует видам
конструкции фюзеляжей, в которых обшивка
полностью работает на сжатие и сдвиг или рав-
нопрочна с продольными и поперечными эле-
ментами каркаса, т.е. включает обшивочную и
частично стрингерную схемы. Схема полумо-
нокок имеет мощные продольные элементы
(лонжероны, стрингеры) в сочетании с отно-
сительно слабой обшивкой, неравнопрочной с
ними, раньше их теряющей устойчивость при
работе на сжатие. Схема полумонокок включа-
ет лонжеронную, лонжеронно-стрингерную и
частично стрингерную конструктивно-сило-
вые схемы.
Поскольку вид конструктивно-силовой
схемы определяется различием в восприятии
изгибающего момента, то остальные виды на-
грузок (поперечная сила Q и крутящий мо-
мент Мкр) воспринимаются каждой схемой
одинаково. Поперечная сила воспринимается
сдвигом боковых (по отношению к направле-
нию силы Q) панелей фюзеляжа. Если попе-
речная сила Q действует вертикально, то это
боковые (правая и левая) панели фюзеляжа;
если Q действует горизонтально, то это вер-
хняя и нижняя панели. Панели могут быть
стрингерными или включать одну обшивку в
обшивочном фюзеляже.
Как известно, наиболее рациональным
видом конструкции, передающей крутящий
момент, является замкнутый контур. Поэтому
фюзеляж любой конструктивно-силовой
схемы воспринимает и передает крутящий
момент обшивкой, образующей замкнутый
контур. Работая на сдвиг от кручения,
обшивка подкрепляется продольным и попе-
речным набором.
Поперечный набор. В конструкции фюзе-
ляжа поперечный набор образован шпангоута-
ми (см. рис. 2.7.17). Шпангоуты подразделяют-
ся на силовые и несиловые. Силовые
шпангоуты воспринимают сосредоточеные
нагрузки от других частей самолета и от грузов
внутри фюзеляжа. Несиловые шпангоуты
(иногда их называют “нормальными”, “типо-
выми”, “рядовыми”) обеспечивают заданную
форму сечения фюзеляжа, поддерживают эле-
менты продольного набора (обшивку, стринге-
ры, лонжероны) при их работе на сжатие и
сдвиг.
Поддерживая сжатые продольные элемен-
ты, несиловые шпангоуты предотвращают по-
терю устойчивости оболочки фюзеляжа при
его изгибе. Различают две формы потери
устойчивости [29]. Общая потеря устойчивости
фюзеляжа при изгибе характеризуется значитель-
268
Глава 2.7. ФЮЗЕЛЯЖ
ным искажением формы его сечения — формы
шпангоута (рис. 2.7.18,я). При местной потере
устойчивости фюзеляжа теряют устойчивость
сжатые элементы продольного набора, распо-
ложенные между шпангоутами, например па-
нели (стрингеры и обшивка), а форма шпангоу-
тов не искажается (рис. 2.7.18,6).
Шпангоуты должны обладать такой жест-
костью, чтобы не искажать форму, не терять
устойчивости, т.е. не допускать общей потери
устойчивости фюзеляжа. Однако, завышение
запаса прочности несиловых шпангоутов не-
желательно, ввиду их перетяжеления. Анало-
гично продольные элементы должны быть ус-
тойчивыми и не допускать местной потери
устойчивости всего фюзеляжа.
Между жесткостью продольного и попе-
речного набора нагруженного изгибом фюзе-
ляжа существует оптимальная взаимосвязь из
условия минимизации его массы. Критерием
оптимальности служит равноустойчивость, т.е.
одновременность обеих форм потери устойчи-
вости. На основании экспериментальных ис-
следований Н.Д.Хофф предложил критерий,
который служит показателем формы неустой-
чивости фюзеляжа:
[<[Ж)СТР
tL J
(2.7.3)
где (£’7)cip, (El )шп — жесткость соот-
ветственно стрингера и шпангоута на изгиб в
радиальном направлении с учетом приведен-
ной обшивки; L — расстояние между шпан-
гоутами; 6стр — расстояние между стринге-
рами; D — диаметр фюзеляжа.
При А ~ 50 достигается равенство крити-
ческих нагрузок обеих форм потери устой-
чивости фюзеляжа, при А <50 имеет место
местная, а при А >50 — общая неустойчи-
вость конструкции фюзеляжа.
Обеспечение требования равноустойчиво-
сти конструкции как условия достижения ми-
нимальной массы приводит к выбору соответ-
ствующего значения критерия Хоффа А = 50 .
Тогда потребная жесткость шпангоутов может
быть определена в зависимости от жесткости
стрингерной панели (определяемой из расчета
на прочность продольного набора фюзеляжа):
(^)шп
50	[ L } ^стр
(2.7.4)
При одинаковом материале продольного и
поперечного набора их модули упругости Е в
формуле (2.7.4) сокращаются, и она определя-
ет момент инерции сечения шпангоута /шп.
Необходимо учитывать, что у большинства са-
молетов сечения несиловых шпангоутов оди-
наковые для большей части или всего
фюзеляжа. В этом случае наибольшие их жест-
кости определяются максимальными жесткос-
тями стрингеров, соответствующими корне-
вым сечениям фюзеляжа. Шпангоуты и пане-
ли продольного набора фюзеляжа могут быть
непосредственно рассчитаны на устойчивость
при сжатии, как показано в [67].
Несиловые шпангоуты часто выполняют
штампованными из листа с образованием по-
Потеря устойчивости пробельного
наборе фюзеляжа межЗу
шпангоутами
S)
Рнс. 2.7.18. Общая и местная формы потерн устойчивости фюзеляжа при его изгибе:
а — общая неустойчивость фюзеляжа; б — местная неустойчивость фюзеляжа
КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ
269
ясов и стенки, что обеспечивает их работу на
изгиб и сдвиг. По контуру обод шпангоута, как
правило, разделен на части, стыкуемые между
собой с помощью накладок (рис. 2.7.19), что
облегчает технологию изготовления и сборки.
Высота сечения несиловых шпангоутов обыч-
но превышает высоту стрингерного набора,
поэтому стрингеры, как правило, “перереза-
ют” шпангоуты, проходя через просечки в них
(рис. 2.7.19,я). Чтобы не ослаблять шпангоут,
стрингеры иногда пропускают под ним, а с об-
шивкой соединяют с помощью компенсаторов
(рис. 2.7.19,6).
В отличие от несиловых силовые шпанго-
уты сами часто “перерезают” стрингерный на-
бор, вызывая необходимость его перестыковки
для передачи нагрузок.
Силовые шпангоуты выполняют все функ-
ции несиловых шпангоутов и воспринимают
сосредоточенную нагрузку. Чтобы нагрузка
была воспринята шпангоутом, она должна
действовать в его плоскости. Если сосре-
доточенная нагрузка Р направлена под уг-
лом к плоскости шпангоута, то она должна
быть воспринята силовым узлом, который
разложит нагрузку на составляющие: Ршп,
действующую в плоскости шпангоута и вос-
принимаемую им, и Рстр, действующую пер-
пендикулярно или под углом к ней, восприни-
маемую усиленными элементами продольного
набора — лонжероном или усиленным стринге-
ром (рис. 2.7.20,я).
В отдельных случаях, чтобы избежать уси-
ления продольных элементов и усложнения
Рис. 2.7.19. Несиловыс шпангоуты:
а — шпангоут с просечками для прохода стрингеров; б — шпангоут с компенсаторами;
1 — шпангоут; 2 — накладка; 3 — компенсатор
Рнс. 2.7.20. Силовые шпангоуты:
а — шпангоут, воспринимающий составляющую нагрузки, действующую в его плоскости,
другая составляющая воспринимается усиленным стрингером; б — “косой” шпангоут,
наклоненный в плоскость действия нагрузки (Р = Ршп)
270
Глава 2.8. ШАССИ
Рис. 2.7.21. Восприятие и передача нагрузки
силовым шпангоутом
стыкового узла, передающего сосредоточен-
ную нагрузку, действующую наклонно к плос-
кости шпангоута, плоскость шпангоута накло-
няют для полного восприятия этой нагрузки.
Такие “косые” шпангоуты (аналогичные “ко-
сым” нервюрам в стреловидном крыле) можно
встретить, например, в хвостовой части фюзе-
ляжа в месте стыка с лонжероном стреловид-
ного киля (рис. 2.7.20,6).
Разнообразие нагрузок и конструктивно-
компоновочных особенностей определяет много-
образие конструкций силовых шпангоутов.
На рис. 2.7.21 стыковой узел силового шпанго-
ута передает сосредоточенную нагрузку Р
(или ее составляющую в плоскости шпангоута)
на элементы шпангоута, например стойку, ко-
торая преобразует сосредоточенную нагрузку в
распределенную — поток удельных касатель-
ных сил дст, нагружающих сдвигом стенку
шпангоута. В свою очередь, стенка нагружает
пояса шпангоута, которые передают удельную
касательную нагрузку дОб на боковые (по от-
ношению к действующей силе Р) панели
фюзеляжа.
Более подробно о конструкции вспомо-
гательных устройств и дополнительных эле-
ментов фюзеляжа, об усилении конструкции
в зонах вырезов и люков, о стыковке фюзе-
ляжа с другими частями самолета, о конст-
рукционных материалах изложено в работах
[19, 51, бб].
Расчет и обеспечение прочности, долго-
вечности и живучести элементов конструкции
фюзеляжа освещены в [67].
Глава 2.8
ШАССИ
Взлетно-посадочные устройства (ВПУ) —
комплекс элементов и систем, обеспечиваю-
щий заданные взлетно-посадочные характери-
стики (ВПУ) самолета, включает шасси, ме-
ханизацию крыла (закрылки, предкрылки,
интерцепторы), воздушные тормоза, тормоз-
ные парашюты, аэрофинишеры, стартовые
разгонные устройства (ускорители, катапуль-
ты), реверсивные устройства двигателей и т.п.
Элементы ВПУ могут являться как составны-
ми частями самолета, так и частями аэродро-
ма или палубы авианесущего корабля.
Шасси — совокупность опор ЛА как агре-
гат ЛА является основной частью ВПУ, шасси
предназначено для стоянки, движения и ма-
неврирования (руления) самолета на ВПП,
обеспечения его взлета и посадки.
Требования к шасси. С одной стороны,
шасси должно отвечать всем, присущим лю-
бому агрегату ЛА требованиям с позиций
аэродинамики, прочности, надежности, ре-
сурса, производственной и эксплуатационной
технологичности и др., а с другой — к шасси
предъявляется целый ряд специфических тре-
бований. Эти требования к шасси и отдель-
ным его частям и элементам на этапах разра-
ботки, изготовления, испытаний и эксплуата-
ции условно можно разделить на общие и
специальные. Общие требования к шасси из-
ложены в директивных документах, таких как
Авиационные правила (АП-25, АП-23), нормы
прочности и т.п. Специальные требования
изложены в техническом задании на создание ЛА
и в ТТТ к нему.
Наиболее важными и принципиальными
из них можно назвать:
обеспечение при посадке поглощения, с
последующим преобразованием и рассеянием
энергии самолета в направлении оси ОУ в мо-
мент его касания ВПП и в направлении оси
ОХ при дальнейшем торможении (величина
энергии нормируется директивными докумен-
тами), а также энергии ударов о неровности
при движении самолета по ВПП;
время цикла работы (прямого и обратного
хода) амортизатора не должно превышать 0,8 с;
обеспечение проходимости и базирование
самолета на ВПП аэродрома заданного класса;
обеспечение достаточной устойчивости,
управляемости и маневренности ЛА при его
движении по аэродрому;
СХЕМЫ ШАССИ
271
неизменность характеристик систем шас-
си (амортизационной, тормозной, уборки и
выпуска) в разных климатических условиях в
течение всего срока эксплуатации ЛА;
обеспечение гарантированной фиксации
шасси в выпущенном и убранном положе-
ниях.
Типы шасси. По способу крепления шасси
бывают двух типов — неубираемые и убирае-
мые в полете.
Неубираемые в полете шасси более
простые по конструкции, более легкие и
надежные в эксплуатации, но в полете такое
шасси создает значительное лобовое сопро-
тивление и снижает аэродинамическое совер-
шенство ЛА. Уборка в полете шасси внутрь
планера устраняет этот существенный не-
достаток. Но при этом появляются допол-
нительные элементы и системы в шасси, ус-
ложняется его конструкция, увеличиваются
масса и объем шасси, а следовательно, масса
планера.
Принятие решения о выборе того или
иного типа шасси принимается на основе
комплексной оценки их преимуществ и недо-
статков. Применение неубираемого шасси це-
лесообразно, как правило, на ЛА с небольши-
ми скоростями полета — обычно не выше
250...300 км/ч. На ЛА, летающих на более вы-
соких скоростях, шасси делается убираемым в
полете. Первые самолеты с убираемыми в по-
лете шасси начали эксплуатировать в начале
30-х годов XX века.
2.8.1.	СХЕМЫ ШАССИ
Элементы шасси. С точки зрения функ-
ционального назначения элементов неубирае-
мое в полете шасси состоит из следующих
частей: опорного элемента — элемента, ко-
торым ЛА касается поверхности ВШ1; узлов
крепления шасси к планеру ЛА; стойки —
совокупности элементов (траверсы, раскосов,
рычага, двухзвенника и др.), передающих
наземные нагрузки с опорного элемента на
планер; амортизационной системы; тормоз-
ной системы; системы маневрирования ЛА
по ВПП.
В конструкции соответствующих стоек
должны быть предусмотрены узлы присое-
динения буксирующих средств и узлы обес-
печения швартовки ЛА во время его стоянки
на ВПП (рис. 2.8.1). На убираемом в полете
шасси кроме того, должны еще быть: меха-
низм уборки и выпуска (МУВ); подкос — си-
ловой элемент, который в выпущенном
положении обеспечивает фиксацию стойки
(не позволяя стойке повернуться на уборку
под действием внешних нагрузок) относи-
тельно планера ЛА; замки убранного и вы-
пущенного положений; система информа-
ции пилота о фиксациях стойки шасси в
выпущенном или убранном положениях;
створки ниши шасси; механизмы их откры-
вания и закрывания и замки фиксации
створок.
Схемы размещения шасси иа ЛА различа-
ются числом и расположением опор относи-
тельно центра масс ЛА (рис. 2.8.2).
Одноопорная схема шасси (рис. 2.8.2,а)
применяется редко, как правило, на легких
планерах. Опора шасси с амортизатором и ко-
лесом размещается под центром масс самолета
Рис. 2.8.1. Типовая стойка шасси:
1,2 — узлы крепления стойки к конструктивным
элементам крыла; 3 — подкосная балка крыла;
4 — замок убранного положения стойки; 5 — теле-
скопический подкос с встроенным механическим
замком выпущенного положения стойки, он же
выполняет функции механизма уборки и выпуска
стойки шасси; б—стойка; 7—буксировочное ^шко;
8 — серьга подвески стойки в убранном положении;
9 — рычаг; 10 — опорный элемент (колесо);
11 — амортизатор
272
Глава 2.8. ШАССИ
Рис. 2.8.2. Схемы размещения опор иа ЛА:
а — одноопорная; б — двухопорная (“велосипедная”); в — трехопорная с хвостовым колесом;
г — трехопорная с носовым колесом; д — четырехопорная; е — многоопорная (число
основных опор больше двух); 1 — вспомогательные опоры; 2 — основные опоры
и воспринимает все наземные нагрузки. Носовая
и хвостовая части фюзеляжа, а также концы кры-
льев защищены предохранительными опорами.
Двухопорная (“велосипедная”) схема шас-
си (рис. 2.8.2,б) предполагает установку пере-
дней и задней опор под фюзеляжем в плос-
кости симметрии ЛА с распределением
воспринимаемых ими нагрузок примерно как
(0,2...0,45)/(0,8...0,55). Центр масс (ц.м) само-
лета находится между этими опорами ближе к
задней опоре. На концах крыла расположены
вспомогательные подкрыльные опоры, кото-
рые имеют мягкую амортизацию и обеспечи-
вают самолету достаточную поперечную ус-
тойчивость при его движении по ВПП и при
стоянке. Для увеличения угла атаки на взлете
передняя опора может удлиняться (“вздыбли-
вание” самолета), или задняя — укорачивать-
ся (“приседание” самолета). Это улучшает
взлетные характеристики ЛА.
При трехопорной с хвостовым колесом
схеме (рис. 2.8.2,») основные опоры находятся
впереди центра масс самолета и на них прихо-
дится до 90% веса самолета, а при трехопорной
с носовым колесом схеме (рис.2.8.2,е) — за цен-
тром масс самолета и на эти опоры приходит-
ся до 88...95% веса самолета.
Четырехопорная схема шасси (рис. 2.8.2,Э)
состоит из двух носовых и двух основных
опор. Она применялась на первых самолетах, а
сейчас достаточно широко используется на
вертолетах.
Многоопорная схема шасси (рис. 2.8.2,е)
является дальнейшим развитием трехопорной
схемы шасси с носовой опорой, как правило,
на самолетах со взлетной массой более 200 т и
обусловлена необходимостью удовлетворить
требование обеспечения базирования самолета
по прочности ВПП на аэродромах заданного
класса.
СХЕМЫ ШАССИ
273
Рис. 2.8.3. Геометрические параметры схем размещения опор на самолете
Геометрические параметры схемы раз-
личных вариантов расположения шасси на са-
молете показаны на рис. 2.8.3:
база шасси b — расстояние (при виде сбо-
ку) между осями колес, установленных на ос-
новной и передней (задней) опорах;
колея шасси В — расстояние (при виде
спереди) между точками касания ВПП колеса-
ми основных опор;
вынос основных опор е — расстояние
между вертикалью, проходящей через центр
масс самолета, и осью колеса основной опоры;
вынос носовой (хвостовой) опоры а — рас-
стояние между вертикалью, проходящей через
центр масс самолета, и осью переднего или
хвостового колеса;
высота шасси Н — расстояние по верти-
кали от центра масс самолета до поверхности
ВПП при стоянке самолета на необжатых
амортизаторах;
угол выноса основных опор у — угол
между нормалью к ВПП, проходящей через
центр масс самолета, и линией, соединяющей
его с точкой пересечения с ВПП вектора рав-
нодействущей сил на основные опоры (при
стоянке);
угол опрокидывания ф — угол между по-
верхностью ВПП и касательной к хвостовой
части фюзеляжа (или к его предохранительной
опоре) из точки касания ВПП колесом основ-
ной опоры шасси;
стояночный угол самолета на ВПП V —
угол между строительной горизонталью фюзе-
ляжа (СГФ) и поверхностью ВПП;
угол бокового капотирования 5 — угол
между нормалью к ВПП из центра масс само-
лета и перпендикуляром из него к линии,
соединяющей точки касания ВПП колесами
носовой (хвостовой) и основной опор.
Схемы опор шасси определяются последо-
вательностью соединения элементов стойки
шасси и опорного элемента (рис. 2.8.4), осо-
бенно это касается установки амортизатора и
его связи с другими элементами стойки. Фун-
кционально амортизационная система состоит
из упругого, демпфирующего и направляюще-
го устройств.
К упругому устройству относятся дефор-
мируемые под воздействием внешней нагрузки
Рис. 2.8.4. Схемы стоек шасси:
а — качающаяся телескопическая; б — консольная;
в — бесстоечная
274
Глава 2.8. ШАССИ
Рис. 2.8.5. Взаимосвязь сил иа опорном элементе шасси и амортизаторе:
(О — ось шарнира крепления рычага; R — результирующая сила на колесе; Р3 — вертикальная составляющая
силы на колесе; Рг — горизонтальная составляющая силы на колесе; Pij — вектор сил на рычаг в точке О,
~ вектор сил на рычаге со стороны амортизатора; со — угол наклона рычага)
элементы, которые восстанавливают размеры
при снятии нагрузки. Противодействующую
силу принято называть силой упругости.
К демпфирующему устройству относятся
элементы, которые под действием нагрузки де-
формируются, создавая сопротивление, кото-
рое в общем случае зависит от скорости
деформации, причем при снятии нагрузки
элементы самостоятельно не восстанавливают
свои первоначальные размеры. Такое сопро-
тивление называется неупругим. Оно свойст-
венно всем видам трения и его важнейшим
свойством является диссипация энергии, за-
траченной на деформацию.
Кроме упругих и демпфирующих уст-
ройств в системе амортизации есть удержива-
ющие, направляющие и ограничивающие эле-
менты, которые определяют значение и
направление относительных перемещений
элементов конструкции.
Взаимное расположение упругого, демп-
фирующего и направляющего устройств оп-
ределяет кинематическую схему опоры. На
рис. 2.8.5 показана взаимосвязь сил на опор-
ном элементе и амортизаторе. На этих схемах
точкой О обозначен шарнир крепления рыча-
га к стойке шасси.
Рис. 2.8.6. Телескопическая стойка шасси
Телескопическая опора шасси состоит из
стойки и опорного элемента. На рис. 2.8.6
приведена телескопическая стойка шасси,
состоящая из цилиндра 1 и входящего в него
штока 2. В нижней части штока расположена
ось 3 для установки опорного элемента (ко-
леса, лыжи). Шток может перемещаться в осе-
вом направлении. Для исключения поворота
штока относительно цилиндра они соединены
между собой двухзвенным механизмом 4.
Если амортизатор расположен внутри ци-
линдра стойки, то стойку называют “аморт-
СХЕМЫ ШАССИ
275
стойкой”. Направляющим устройством в теле-
скопических стойках шасси является цилиндр
со штоком и двухзвенный механизм.
Конструкцию телескопической стойки от-
личает простота и низкая относительная мас-
са. Однако необходимо учитывать, что шток
амортизатора работает под действием изгиба-
ющих моментов как от лобовой, так и от
боковой нагрузки. Условия работы уплотне-
ний амортизатора неблагоприятные, что обус-
ловливает относительно низкое давление за-
рядки амортизаторов (1,5...2,5 МПа), а следо-
вательно увеличивает его габаритные размеры
и массу.
Рычажная опора шасси применяется с дву-
мя видами стоек (рис. 2.8.7): с выносным
амортизатороми и с шатуном. При рычажной
подвеске колеса на стойке с выносным амор-
тизатором ось 1 колеса расположена на конце
рычага 2, ось 3 вращения которого располо-
жена на стойке 4 (рис. 2.8.7,а). Амортизатор 5
посредством шарниров на концах подсоеди-
нен к рычагу 2 и траверсе 4 (или к стойке,
как показано на рис. 2.8.4,»), что обусловли-
вает работу амортизатора лишь на осевые
силы. Уплотнения штока работают в благо-
приятных условиях, что позволяет назначать
высокие давления зарядки амортизатора
(7,5...10 МПа) и делать его компактным.
У рычажной опоры с шатуном ось 1 коле-
са также расположена на конце рычага 2, спо-
собного вращаться относительно оси 3. распо-
ложенной на стойке 4. Шток амортизатора
соединен с рычагом 2 посредством шатуна 5
(рис. 2.8.7,б).
Направляющим устройством в рычажных
стойках является рычаг, который имеет одну
Рис. 2.8.7. Рычажная опора шасси
а — с выносным амортизатором; б — с шатуном
степень свободы — вращение относительно
оси 3.
Распространение стоек шасси с рычажной
подвеской колеса обусловлено следующим:
способностью поглощать как вертикальные,
так и горизонтальные удары, полной или зна-
чительной разгрузкой штоков от изгибающих
моментов, что улучшает работу амортизатора;
возможностью уменьшать строительную высо-
ту стойки без снижения ее энергоемкости.
В стойках с рычажной подвеской колеса
реализуются малые силы трения в подвижных
соединениях. Начальные давления зарядки
амортизаторов газом в 2—3 раза выше, чем у
амортизаторов телескопических стоек.
Полурычажная опора шасси состоит из
цилиндра 1 амортизатора, в который входит
шток 2, шарнирно соединенный с рычагом 3
(рис. 2.8.8), На нижнем конце рычага на оси
4 установлено колесо 5, а верхний конец
рычага подсоединен к тяге — серьге 6, шар-
нирно закрепленной на цилиндре. Направля-
ющее устройство состоит из рычага, цилин-
дра со штоком и тяги. Оно воспринимает
действие внешних нагрузок на колесо.
У рычажных и полурычажных схем нали-
чие рычага уменьшает скорость движения
Рис. 2.8.8. Полурычажная опора шасси
276
Глава 2.8. ШАССИ
штока амортизатора (по сравнению со скоро-
стью движения опорного элемента) при обжа-
тии амортизатора. Это облегчает процесс пере-
езда неровностей на поверхности аэродрома,
так как существенно снижает вероятность "за-
пирания” амортизатора и возникновения жест-
ких ударов. Этим объясняется предпочтитель-
ность применения схем шасси с рычагом на
самолетах, предназначенных для эксплуатации
с грунтовых и ледовых аэродромов.
Качающаяся опора шасси занимает проме-
жуточное положение между рычажной и теле-
скопической стойкой. Ее отличает простота,
присущая телескопическим стойкам, и, вмес-
те с тем, качающаяся опора может амортизи-
ровать лобовые удары. Стойка состоит из ци-
линдра 1 амортизатора и входящего в него
штока 2, в нижней части которого расположена
ось 3 крепления тележки (рис. 2.8.9). Для
предотвращения поворота штока относитель-
но цилиндра служит двухзвенный механизм 4,
который крепится к штоку и цилиндру амор-
тизатора при помощи цилиндрических шар-
ниров. В отличие от стоек шасси телескопи-
ческого типа стойка крепится к планеру са-
молета посредством шарнира 5, относительно
которого она может поворачиваться.
Необходимую жесткость системе в ло-
бовом направлении придает подкос-подъем-
ник 6, который верхним концом шарнирно
прикреплен к планеру самолета, а нижним,
при помощи кардана, — к среднему узлу
шлиц-шарнира. Направляющим устройством в
стойке является цилиндр со штоком, шлиц-
шарнир и подкос-подъемник.
Угол поворота качающейся стойки за-
висит от обжатия штока амортизатора. Для
придания нужного положения тележке 7
в пространстве служит стабилизирующий
амортизатор 8. Крепление подкос-подъемника
к среднему узлу шлиц-шарнира создает воз-
можность амортизации лобовых ударов, а так-
же значительно разгружает шток от изгибаю-
щих моментов.
Консольная опора шасси представляет со-
бой рычажную опору с выносным амортизато-
ром; при этом рычаг 1 стойки расположен в
поперечном направлении (рис. 2.8.10). Один
конец рычага шарнирно закреплен на планере,
а на втором установлено колесо 3. Амортиза-
тор 2 присоединен к рычагу и планеру.
При обжатии опоры колесо перемещает-
ся в боковом направлении, в результате чего
возникает боковая сила. Направляющим уст-
ройством является рычаг. Стойка имеет про-
стую конструкцию. Вариантом консольной
опоры является рессорная опора основного
шасси, используемая на легких самолетах и
вертолетах (см. рис. 2.8.16,6). Как правило,
опорный элемент жестко крепится к концу
рессоры, а при ее обжатии меняется угол раз-
вала опорного элемента.
Кинематические схемы уборки и выпуска
шасси определяют: положение стойки шасси в
убранном и выпущенном положениях; траек-
тории движения элементов конструкции стой-
ки; кинематические характеристики всех под-
вижных и неподвижных шарнирных соеди-
нений шасси; геометрические параметры ме-
ханизмов уборки и выпуска стойки шасси и
створок; местоположение замка, фиксирую-
щего стойку шасси в убранном положении.
Кинематический анализ схемы уборки и
выпуска позволяет: согласовать параметры
механизма уборки и выпуска и энергетической
системы, обеспечивающей уборку и выпуск за
Рис. 2.8.9. Качающаяся опора шасси
Рис. 2.8.10. Консольная опора шасси
СХЕМЫ ШАССИ
277
время, заданное техническими требованиями;
оценить совершенство кинематической схемы
и внести в нее необходимые изменения.
На подавляющем большинстве самолетов
кинематические схемы уборки и выпуска сто-
ек шасси выполнены таким образом, что пово-
рот стойки и перемещение ее элементов из од-
ного положения в другое осуществляются в
одной из плоскостей связанной системы коор-
динат самолета (либо параллельной ей): перед-
ние опоры — в плоскости XOY, основные — в
плоскостях XOY или YOZ. Построение таких
кинематических схем основано на одном из
положений теоремы Бернулли: перемещение
фигуры на плоскости из одного положения в
другое можно выполнить одним поворотом
около одного центра. Нахождение положения
такого центра на плоскости уборки и выпуска
шасси не является трудоемким и сложным
процессом. Конструкции отдельных элементов
стойки шасси таких кинематических схем име-
ют относительно простую форму и в большин-
стве своем симметричны. Самое важное — со-
гласовать положение оси вращения стойки
(окончательно утвердить убранное и выпущен-
ное положения стойки) с расположением си-
ловых элементов планера (утвердить конструк-
тивно-силовую схему агрегата планера, к
которому осуществляется привязка узлов
крепления стойки).
Однако достаточно часто такие схемы не
позволяют обеспечить компоновку стойки в уб-
ранном положении в объемы отведенной для
этого ниши. Приходится применять схемы,
в которых перемещение стойки и ее элементов
происходит в плоскостях, расположенных под
углами к плоскостям связанной системы коор-
динат самолета. При разработке таких схем од-
ной из основных задач является определение
положения в пространстве оси и нахождение
на ней точки, относительно которой вращает-
ся стойка шасси в процессе ее уборки и выпус-
ка. Теоретически эта задача решается на осно-
вании теоремы Д’Аламбера: всякое перемеще-
ние тела, вращающегося около неподвижного
центра, из одного положения в другое можно
выполнить одним поворотом около некоторой
оси, проходящей через неподвижную точку.
Положение стойки шасси, имеющей
неподвижную точку, определяется положени-
ем двух его точек, не лежащих на прямой,
проходящей через неподвижную точку. За та-
кие две точки могут быть приняты точки на
опорном элементе стойки либо на его оси. На
основании этой теоремы составляется систе-
ма уравнений, решением которой является си-
стема, описывающая положение оси враще-
ния стойки шасси при ее уборке и выпуске.
Примером такого решения может быть основ-
ная стойка самолета Су-27 (рис. 2.8.11, а и б).
На рис. 2.8.11,а показана первоначальная идея
разворота плоскости колеса в убранное поло-
жение с помощью “поводка”, который пово-
рачивает амортизатор вместе с колесом внут-
6)	г)	И)
Рис. 2.8.11. Основная опора самолета Су-27 и МиГ-23
278
Глава 2.8. ШАССИ
ри внешнего цилиндра стойки. На рис 2.8.11,6
показан окончательный вариант стойки, в
котором пространственная ориентация оси
уборки и выпуска основной ноги шасси (она
же является осью траверсы и не паралельна
ни одной из осей связанной системы коор-
динат) позволила обеспечить и уборку стой-
ки, и развернуть плоскость колеса в нужное
положение.
Возможна ситуация, при которой задан-
ные убранное и выпущенное положения стой-
ки определяют такое искомое пространствен-
ное положение оси поворота стойки, при
котором эта ось оказывается вне обводов пла-
нера самолета, а следовательно, нормально не
провязывается конструктивное решение узлов
крепления стойки к планеру. В такой ситуа-
ции необходимо менять положения стойки в
убранном или выпущенном положениях либо
идти на существенное усложнение кинемати-
ческой схемы уборки и выпуска и конструк-
ции стойки введением двух осей вращения
элементов стойки относительно планера и
между собой. Примером такого решения яв-
ляется конструкция основной стойки шасси
самолета МиГ-23.
На рис. 2.8.11, в-д показана последова-
тельность выпуска основной стойки этого са-
молета, при которой в начальный момент вы-
пуска осуществляется поворот стойки относи-
тельно оси А, а затем рычаг с колесом с
помощью системы качалка — поводок повора-
чивается относительно оси Б и фиксируется в
выпущенном положении.
Кинематические схемы убираемых шасси.
С точки зрения решения тех или иных проек-
тно-конструкторских вопросов убираемых в
полете шасси кинематических схем очень мно-
го. Но можно выделить некоторые проблемы,
решение которых определяет целесообраз-
ность классификации кинематических схем,
что позволит выявить положительные и отри-
цательные свойства выбираемых схем уборки,
способов поворотов и линейных перемещений
колес и амортизаторов при уборке и выпуске
шасси и разработать рекомендации для проек-
тирования. Наиболее целесообразна класси-
фикация для стоек шасси балочного типа, как
наиболее часто используемых для убирающих-
ся шасси. Балка дает возможность объединить
и сблизить основные элементы стойки (амор-
тизатор, колеса, рычаги, механизмы разворота
колес и тележек и т.д.), что позволяет умень-
шить потребные объемы ниш шасси, площади
створок этих ниш и число самих створок. В
большинстве схем убирающихся шасси балка
вращается относительно неподвижной оси, а
вращение остальных кинематических звеньев
стойки происходит относительно осей, парал-
лельных оси балки, что позволяет упростить
конструкцию шарниров. Как правило, балоч-
ные убирающиеся шасси выполняют по стати-
чески определимым системам и при расчете на
прочность таких систем можно не учитывать
деформации конструкции и зазоры в подвиж-
ных и неподвижных соединениях, так как они
практически не оказывают влияния на распре-
деление сил.
Классификационные группы шасси. По
способам обеспечения геометрической неиз-
меняемости силовых схем шасси, включению
(или невключению) механизмов уборки и
выпуска шасси в силовую схему опор шасси и
согласно законам строительной механики все
конструкции убирающихся шасси самолета
могут быть разделены на четыре группы.
К первой группе относятся шасси
(рис. 2.8.12,о), у которых геометрическая не-
изменяемость силовых схем при выпущенном
положении шасси обеспечивается подкосами,
чаще складывающимися. Фиксация подкосов
обеспечивается замками, устанавливаемыми в
подкосы или в “нулевые” стержни, фиксиру-
ющими неизменное положение подкосов, а
также у которых механизмы уборки и выпус-
ка не являются элементами силовых схем
шасси (считаются “нулевыми” стержнями).
Ко второй группе относятся шасси
(рис. 2.8.12,6), у которых геометрическая не-
изменяемость силовых схем при выпущенном
положении шасси обеспечивается замками,
прикрепляющими балку или подкос стойки
непосредственно к планеру, механизмы убор-
ки и выпуска не являются элементами сило-
вых схем шасси (считаются “нулевыми” стерж-
нями).
К третьей группе относятся шасси
(рис. 2.8.12,в), у которых геометрическая неиз-
меняемость силовых схем при выпущенном
положении шасси обеспечивается механичес-
кими замками, установленными в гидравли-
ческих цилиндрах уборки и выпуска, гидрав-
лические цилиндры уборки и выпуска,
являющиеся силовыми стержнями силовых
схем шасси, воспринимающими действующие
на стойку шасси наземные нагрузки.
К четвертой группе относятся шасси
(рис. 2.8.12,г), у которых опорные балки (стой-
ки) состоят из двух частей, геометрическая
неизменяемость силовых схем при выпущен-
ном положении шасси обеспечивается спосо-
бами, применяемыми в шасси первой, второй
СХЕМЫ ШАССИ
279
Рис. 2.8.12. Классификационные группы шасси:
НП — направление полета; НУ — направление уборки
280
Глава 2.8. ШАССИ
и третьей групп, механизмы уборки и выпуска
могут являться силовыми элементами силовых
схем шасси или “нулевыми” стержнями в за-
висимости от того, по способу какой класси-
фикационной группы обеспечивается геомет-
рическая неизменяемость силовой схемы.
Повороты и линейные перемещения колес и
амортизаторов. Для сокращения объемов, за-
нимаемых шасси в убранном положении, и
увязки силовых элементов шасси и планера
применяются дополнительные повороты и ли-
нейные перемещения амортизаторов и колес в
процессе их движения при уборке и выпуске
шасси.
Повороты и линейные перемещения осу-
ществляются дополнительными механически-
ми передачами, состоящими из тяг, качалок,
рычагов, и другими элементами, присоеди-
ненными к звеньям кинематических схем
шасси.
Обычно механические передачи приво-
дятся в действие от приводов, осуществляю-
щих уборку и выпуск шасси. В некоторых схе-
мах для приведения в действие механических
передач устанавливают дополнительные гид-
равлические или электрические приводы или
используют стабилизирующие амортизаторы.
Так, поворот колес относительно оси теле-
скопической стойки опор самолетов Де-Хе-
вилленд ДН.121 “Трайдент” (рис. 2.8.13,«Л
“Панавия Торнадо” (рис. 2.8.13,б), Ju-88”
(рис. 2.8.13,д) осуществляется поворотом всей
амортстойки, встроенной в опорную балку в
направляющих подшипниках. К верхнему
концу амортстойки присоединяется двухпо-
водковая группа, состоящая из жестко связан-
ного с амортстойкой рычага 1 и тяги 2, шар-
нирно связанной с рычагом и точкой крепле-
ния на планере. Угол поворота амортстойки
определяется взаимным расположением оси
поворта опоры шасси при уборке узла крепле-
ния тяги на планере. Поворот колес для их ук-
ладки в нишу осуществляется в процессе
уборки самого шасси. Оси OtO| и — оси
Рис. 2.8.13. Поворот колес относительно осн телескопической стойки
Рис. 2.8.14. Поворот колес вместе с рычагом и с выносным амортизатором относительно стойки:
1,2 — рычаги; 3 — цилиндр; 4 — выносной амортизатор; 5 — балка;
6,7 — тяги; 8 — качалка; 9 — карданный шарнир
НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ШАССИ
281
поворота колес в процесе уборки и выпуска
стойки, причем OjO] — продольная ось амор-
тизатора.
Поворот колес вместе с рычагом и с вынос-
ным амортизатором относительно стойки —
основной опоры самолетов Мираж-G
(рис. 2.8.14,й), а также Бак-Бреге “Ягуар”
(рис. 2.8.14,б) часто применяется в схемах
крепления стойки к фюзеляжу и уборки ее в
фюзеляж с целью увеличения колеи шасси.
принят в рассматриваемом расчетном случае;
перегрузки, в каждом рассматриваемом рас-
четном случае перегрузка либо директивно за-
дается конкретным значением лдир, либо сле-
дует указание о том, какую перегрузку следует
принять в расчете. Это может быть перегрузка,
действующая на стойку при поглощении амор-
тизационной системой стойки, либо эксплуата-
ционной пэ> либо максимальной итах нор-
мируемой работы. При этом
2.8.2.	НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА
ШАССИ
При движении самолета по ВПП на опору
шасси действует целый комплекс внешних на-
земных нагрузок, как результат взаимодей-
ствия опорного элемента и поверхности ВПП.
Они уравновешиваются внутренними силами,
возникающими в амортизаторе и узлах крепле-
ния элементов шасси. В полете самолета в
процессе уборки и выпуска шасси на элемен-
ты опоры действуют аэродинамические, мас-
совые и инерционных силы, которые уравно-
вешиваются внутренними силами в механизме
уборки и выпуска.
Основной силовой анализ элементов кон-
струкции шасси проводится от внешних на-
земных нагрузок (рис. 2.8.15). Нагрузки нор-
мируются в проекциях на оси земной системы
координат директивными документами для
каждого конкретного расчетного случая.
Например, для колесных шасси в каждом рас-
четном случае задаются:
комбинация сил и моментов, действую-
щих на стойку, в проекциях на оси земной
системы координат, в которой ось ОХ лежит в
местной горизонтальной плоскости и парал-
лельна вектору скорости движения самолета
по ВПП;
положение самолета относительно ВПП;
коэффициент безопасности;
для стоек, на которых установлено более
двух опорных элементов, необходимое для
силового анализа распределение заданных на
стойку нагрузок между опорными элемен-
тами.
Основной проекцией силы считается Ру.
Ее значение определяется как произведение
двух сомножителей: доли веса самолета, при-
ходящегося на стойку, с указанием, какой из
расчетных весов (взлетный (7ВЗЛ, посадочный
(?пос или редуцированный бред ) должен быть
(2.8.1)
Величины проекций Рх и Pz определя-
ются зависимостями соответственно
^х-^х^у 'у Pz=KzPy- (2.8.2)
Коэффициент Кх зависит от коэффици-
ента трения качения колеса цк , коэффици-
ента трения скольжения колеса цс и профиля
неровности, характеризуемого углом наклона
Рис. 2.8.15. Схема действия внешних нагрузок
иа шасси
282
Глава 2.8. ШАССИ
поверхности относительно горизонтали, а ве-
личина Kz — от характера качения колеса с
негоризонтальной осью или с уводом. Они мо-
гут быть заданы конкретным значением либо
зависимостью от каких-либо параметров.
Векторы Ру и Рх прикладываются к оси
колеса, a Pz — в точке касания колеса с ВПП.
Из моментов, действующих на стойку,
нормируются моменты: Му относительно оси
ОУ земной системы координат и торможения
Мторм относительно оси колеса.
Момент Мтори рассматривается для сто-
ек с тормозными колесами, при этом
силовой анализ ведется с рассмотрением не
вектора AfTopM, а вектора силы торможения
Г = Мторм/^пн.обЖ! приложенной в точке
касания колесами стойки с ВПП и направ-
ленной параллельно оси ОХ назад по полету.
Эксплуатационное значение радиуса пневма-
тика Лпн обЖ с учетом обжатия его силой Ру
определяется условиями заданного расчетно-
го случая.
Помимо силового анализа от наземных
нагрузок, проводится силовой анализ тех эле-
ментов конструкции стойки, которые нагру-
жаются в процессе уборки и выпуска шасси.
2.8,3.	КОНСТРУКЦИЯ ШАССИ
Конструктивно-силовые схемы опор шасси
по способу восприятия действующих нагрузок
можно классифицировать как ферменные, ба-
лочные и ферменно-балочные (рис. 2.8.16).
Опоры ферменной конструктивно-силовой
схемы используются, как правило, для неуби-
раемых стоек шасси (например, у самолетов
УТ-2, АН-2). Силовые элементы опор шасси
ферменной конструкции работают на растяже-
ние или сжатие, при этом материал использу-
ется более рационально, чем при работе на
изгиб. Наряду с этим ферменные конструкции
имеют существенные недостатки, главный из
которых — громоздкость, обусловившие их
крайне ограниченное применение на совре-
менных самолетах.
Типовой конструкцией ферменной опо-
ры шасси является пирамидальное шасси
(рис. 2.8.16,а). Стержни опоры шасси обра-
зуют пирамиду. Каждое колесо с помощью
трех стержней крепится, как правило, к кры-
лу и фюзеляжу. В один из стержней вклю-
чен амортизатор, при обжатии которого ко-
лесо поворачивается вокруг оси параллель-
ной продольной оси самолета.
Опоры балочной конструктивно-силовой
схемы состоят из балки, воспринимающей
внешние нагрузки. При этом в сечениях бал-
ки возникают все виды внутренних силовых
факторов (осевые и перерезывающие силы,
изгибающие и крутящий моменты). Аморти-
зационная стойка (рис. 2.8.16,6) представляет
собой либо консольную моментно закреплен-
ную балку (если шасси неубираемое), либо
балку на двух опорах в плоскости уборки и
моментной заделкой в Другой (перпендику-
лярной) плоскости.
Опоры ферменно-балочной конструктив-
но-силовой схемы шасси состоят из балки и
подкрепляющих ее раскосов и подкосов, ко-
торые, работая на осевые силы, позволяют
существенно снизить возникающие в балке
изгибающие моменты (рис. 2.8.16,в). Такое
шасси, имея габаритные размеры не намного
' превышающие размеры балочной схемы, по-
зволяет спроектировать конструкцию мень-
шей массы, что и обусловило его широкое
применение на современных самолетах. Кон-
структивное выполнение шасси ферменно-ба-
лочной схемы очень разнообразное, что опре-
Рис. 2.8.16. Коиструктивио-силовые схемы опор шасси:
а — ферменная; б — балочная (основные стойки — рессоры); в — ферменно-балочная
КОНСТРУКЦИЯ ШАССИ
283
деляется расположением стоек и узлов их
крепления, направлением и кинематикой
уборки и т.п.
Опорные элементы. В зависимости от ус-
ловий базирования самолетов применяются
следующие типы опорных элементов: колеса
(рис. 2.8.17,о); лыжи (рис. 2.8.17,6); полозковое
шасси для вертолетов; поплавки (рис. 2.8.17,6)
или фюзеляж-лодки (рис. 2.8.17,е) для гидро-
самолетов; гусеницы (рис. 2.8.17,в); воздуш-
ные подушки, а также комбинированные ко-
леса-лыжи (рис. 2.8.17,г); для амфибий —
колеса в сочетании с поплавками или фюзе-
ляж-лодкой (рис. 2.8.17,ж).
Колесные опорные элементы шасси. Наи-
более широко в качестве опорного элемента
применяются колеса благодаря следующему:
установке на ось колеса конических роли-
ковых подшипников качения, снижающих со-
противление трения при разбеге, что позво-
ляет существенно уменьшить длину разбега
самолета при взлете;
возможности использования эффективной
тормозной системы, что позволяет значительно
сократить длину пробега самолета при посадке;
применению системы управления (пово-
ротом носовых колес или осей тележек), что
повышает маневренность самолета при движе-
нии по ВПП и РД;
возможности варьирования довольно в ши-
роком диапазоне давлением накачки шин, что
расширяет круг аэродромов возможного бази-
рования самолетов; однако при этом остаются
проблемы обеспечения проходимости само-
лета по ВПП с малой прочностью покрытия
(грунтовые, снежные и др,);
пневматике колес, являющихся частью
амортизационной системы опоры шасси, вос-
принимающей до 15% нормируемой энергии
при посадке.
На телескопических стойках с одним ко-
лесом его крепление располагается с выносом
в бок (рис. 2.8.18,а) или в плоскости симмет-
рии оси стойки (рис. 2.8.18, б,в). Колеса также
могут располагаться с выносом назад или впе-
ред (рис. 2.8.18, г). Стойки с выносом колеса в
бок имеют меньшую строительную высоту, а
следовательно, меньшие плечи действия сил
Рх и Рг.
Для уменьшения диаметра колес, уста-
навливаемых на стойку, и увеличения про-
ходимости при значительных статических
нагрузках применяются многоколесные опо-
ры, с установкой которых повышается живу-
честь опор шасси, так как разрушение отдель-
ного колеса не ведет к опасным последствиям,
и уменьшается износ шин при раскрутке ко-
лес, поскольку колесо меньшего диаметра,
284
Глава 2.8. ШАССИ
Рис. 2.8.18. Крепление колеса:
а — боковое; б — в вилке; в — симметричное
в полувилке; г — с выносом назад
имея меньший момент инерции, быстрее рас-
кручивается.
Демпфирование колебаний многоколес-
ной тележки (“галопирование”) при пробеге и
фиксация ее положения в полете осуществля-
ются дополнительным стабилизирующим амор-
тизатором. Однако тележки несколько ухудша-
ют маневренность самолета на земле, так как в
этом случае для его разворота требуется боль-
ший момент, чем при рядном расположении
колес. Тележка крепится к штоку амортиза-
тора шарнирно, чтобы обеспечить равномер-
ность нагружения задних и передних колес,
а также облегчить переезд через неровности
грунта.
Лыжные опорные элементы шасси в отли-
чие от колес имеют существенно большие воз-
можности по обеспечению низких давлений на
поверхность ВПП за счет выбора размеров ее
Рис. 2.8.19. Установка лыжи на стойке:
1 — лыжа; 2 — ось крепления лыжи на стойке;
3 — рычаг; 4 — дополнительный амортизатор для
снижения нагрузки на стойку шасси от силы инер-
ции подвижных частей стойки при посадочном ударе
и при обжатии в процессе переезда неровностей
ВПП; 5 — стабилизирующий амортизатор для уста-
новки лыжи в опоре
опорной поверхности, площадь которой опре-
деляется по давлению на поверхность ВПП.
Вариант установки лыжи представлен
на рис. 2.8.19. Применение лыж целесообразно
на самолетах, предназначенных для эксплуата-
ции на грунтовых, снежных или ледовых аэро-
дромах. Вследствие отсутствия у них амортиза-
ционных свойств перегрузки и нагрузки на
узлы крепления опор с лыжами при посадке
самолета на 10...20 % выше, чем при колесном
шасси. Сопротивление скольжения лыжи прн
движении самолета на разбеге выше сопро-
тивления качения колеса, что требует более
высокой тяговооруженности самолета. Кроме
того, при посадке из-за отсутствия специаль-
ных средств торможения (в отличие от колес с
тормозной системой) увеличивается дистанция
пробега.
Для управления сопротивлением трения
скольжения лыжи при разбеге под ее подошву
впрыскивают жидкость, а для торможения
лыжи используют костыли или “плуги”, уста-
навливаемые на ее хвостовой части и выводи-
мые ниже поверхности специальным цилинд-
ром. Недостатком такого решения является
частичное разрушение поверхности ВПП.
Применение комбинированных опорных эле-
ментов обусловлено стремлением реализации
на опоре преимуществ их различных типов
при необходимости обеспечить базирование
ЛА на аэродромах различного типа. Колесно-
лыжная опора — результат сочетания колеса и
лыжи. На рис. 2.8.20 представлен вариант та-
кой опоры с небольшой по размерам лыжей.
Движение по высокопрочному грунту при
таком шасси осуществляется на колесах (лыжа
в это время не касается поверхности ВПП и не
мешает использованию преимуществ колеса).
На слабом грунте при погружении колеса в
грунт лыжа, соприкасаясь с поверхностью
Рис. 2.8.20. Комбинированная колесио-лыжпая опора:
1 — цилиндр амортизатора стойки; 2 — колесо;
3 — стабилизирующий амортизатор; 4 — лыжа;
5 — предохранительные тросы; 6 — двухзвенник
КОНСТРУКЦИЯ ШАССИ
285
грунта, вместе с колесом уменьшает давление
на грунт и повышает проходимость самолета.
Лыжа крепится к колесу посредством спе-
циального амортизатора, ход которого подби-
рается так, чтобы не допустить максимального
обжатия колеса.
Другим примером колесно-лыжного шас-
си является шасси самолета Мессершмидт-163.
Взлет самолета осуществляется на колесах, ко-
торые сбрасываются после взлета и подбира-
ются аэродромной командой для их последую-
щего использования. Посадка осуществляется
на лыжи. Проще выполнить посадку на лыжу
в случае повреждения ВПП в то время, когда
самолет выполнял боевое задание. При мень-
шем коэффициенте трения колес на взлете
уменьшается длина разбега. Недостатками ко-
лесно-лыжного шасси являются их большие
сложность и масса конструкции.
Специфика базирования гидросамолетов
(обеспечение требуемой плавучести) требует
опорных герметичных элементов большого
объема. Поэтому на самолетах относительно
малой массы используется, как правило,
система поплавков, а на самолетах большой
массы фюзеляж выполняется в виде лодки —
фюзеляж-лодка со вспомогательными поплав-
ками на концах крыльев для устойчивого по-
ложения самолета при стоянке.
Конструкция опорных элементов. Авиацион-
ное колесо состоит из барабана с несъемной
ребордой 1 (рис. 2.8.21), съемной реборды 2,
замка-фиксатора съемной реборды 3, кони-
ческих роликовых подшипников 4, поз-
воляющих воспринимать значительные боко-
вые нагрузки, пневматика (шины) 5, камеры 6
(могут использоваться и бескамерные шины),
тормоза 7 (в рассматриваемом случае диско-
вого). Если колесо тормозное, то при необходи-
мости, во избежание перегрева шины исполь-
зуют вентилятор для охлаждения тормозов 8.
Для раскрутки колес перед посадкой могут
использоваться вмонтированные в колеса спе-
циальные электродвигатели или система спе-
циальных пластин, смонтированных на коле-
се, с целью снижения лобовых нагрузок на
стойку в момент касания ВПП.
Шина монтируется на внешнюю поверх-
ность колеса. Во избежание соскальзывания
шины с колеса под действием боковых сил на
колесе имеются реборды, одна из которых
съемная для возможности монтажа шины на
колесо. Малоиагруженные колеса делают
обычно литыми из алюминиевых (ранее маг-
ниевых) сплавов, а тяжело нагруженные — из
стали. В последнее время началось примене-
ние точеных барабанов колес из двух симмет-
ричных половин с последующей стяжкой их
болтами.
Шины используются как камерные, так и
бескамерные. Конструктивно шина представ-
ляет собой незамкнутый в поперечном сече-
нии трехслойный тор. Между двумя слоями
резины имеется корд, выполняющий роль си-
лового элемента. По внешней поверхности
шины формируется протектор. Конструктивные
параметры шины, тип плетения (радиальное
или диагональное), количествоа слоев и мате-
Рис. 2.8.21. Авиационное колесо
286
Глава 2.8. ШАССИ
риал корда (хлопчатобумажный, синтетический
или металлические нити) определяются услови-
ями применения и уровнем нагруженности
шины. По типу конструкции различают шины
баллонные, полубаллонные, арочные.
Использование того или иного типа шины
определяется в основном скоростью движения
самолета по аэродрому, типом поверхности
ВПП и необходимым давлением накачки
шины по требованию проходимости (бази-
рования) самолета по аэродрому в соответствии
с техническим заданием. По давлению накачки
шины классифицируют на шины сверхниз-
кого (<0,25 МПа), низкого (0,25...0,6 МПа),
высокого (0,6,..1,0 МПа) и сверхвысокого
(>1,0 МПа) давления.
Лыжи изготовляют монолитными либо
сборными. Для грунтовых ВПП применя-
ют,как правило, металлические лыжи, для
снежного покрова, кроме металлических, де-
ревянные либо пластиковые, особенно для са-
молетов небольших размеров. Монолитные
лыжи (рис. 2.8.22) имеют корпус 1 с профили-
рованным носком, изготовляемый литьем или
штамповкой из алюминевого сплава, подошву 3
на основной плоскости лыжи и на носке 4,
Рнс. 2.8.23. Сборная лыжа
съемную из материала, хорошо работающего
на истирание, и заменяемую по мере износа.
Продольные и поперечные ребра придают
лыже необходимую жесткость и используются
для организации узлов крепления лыжи к стой-
ке шасси, стабилизирующего амортизатора 2,
цилиндра привода тормоза 7. Тормоз б выпол-
нен в виде “клыка” или “плуга”. На подошве
крепятся съемные ребра 5 для улучшения ус-
тойчивости лыжи при движении по грунту.
Каркас сборной лыжи (рис. 2.8.23) обра-
зован из продольного набора — лонжеронов 2к
боковых окантовок /, и поперечного набора —
усиленных и нормальных шпангоутов 3, а так-
же передней и задней окантовок. Снизу к по-
дошве крепится полоз. Для большего ресурса
лыжи полоз делается съемным, так как он бы-
стро изнашивается и подлежит замене.
Для грунтовых лыж полоз делается из спе-
циальных жаропрочных сталей, поскольку его
температура при движении лыжи на пробеге са-
молета может достигать 400...500 °C. Полоз сне-
говых лыж изготовляют из металлического лис-
та, усиленного гофрированными металлически-
ми листами, что позволяет обогревать лыжу го-
рячим воздухом во избежание ее примерзания к
снегу во время взлета и рулежки самолета.
Положение лыжи в полете регулируется
стабилизирующим амортизатором, располо-
женным в хвостовой ее части. Отклонение
лыжи от ее нормального положения ограничи-
вает телескопический подкос либо ограничи-
тельный трос.
Для подвески лыжи к стойке стремятся
использовать унифицированные узлы крепле-
ния, позволяющие в эксплуатации быстро ме-
нять колесо на лыжу и, наоборот, при перехо-
де с грунта или снега на ВПП с искусственным
покрытием.
Поплавки состоят из набора шпангоутов,
стрингеров и обшивки. Внутренняя полость
КОНСТРУКЦИЯ ШАССИ
287
поплавка разделяена на ряд герметичных
отсеков для увеличения времени плавучести
самолета в случае местного нарушения герме-
тичности. Элементы конструкции поплавков
изготовляют, как правило, из пластмассы или
композиционного материала. Крепление по-
плавков к конструкции планера осуществляет-
ся с помощью пилонов.
Для повышения путевой устойчивости по-
плавкам и фюзеляжам-лодкам придается опре-
деленная форма — килеватость, а для отрыва
присоединенной массы воды в момент взлета
и уменьшения гидравлического сопротивле-
ния при движении самолета на днище поплав-
ков и фюзеляжа-лодки формируются реданы.
Амортизационная система. Для снижения
динамических нагрузок при посадочном ударе
и движении самолета по неровной поверхнос-
ти аэродрома опоры шасси снабжены систе-
мой амортизации, основным элементом кото-
рой является амортизатор.
Отличительной особенностью амортиза-
ционной системы опор шасси самолетов от
систем амортизации других транспортных
средств является то, что они предназначены
для работы в двух очень сильно отличающихся
друг от друга режимах: посадочного удара и
движения по неровностям ВПП.
Амортизатор. Двуединость требования —
поглотить энергию и, преобразовав ее, рассе-
ять, влечет за собой использование в конст-
рукции амортизатора, как правило, двух рабо-
чих тел. Одно из них должно, деформиро-
вавшись, воспринять кинетическую энергию
самолета и преобразовать ее в энергию упру-
гих деформаций этого тела. В качестве таких
тел используют резину, пружинную сталь или
сплавы титана, газ, как правило, азот.
Другое тело посредством сил трения пре-
образует энергию самолета в тепловую, ко-
торая затем рассеивается в окружающее про-
странство. Эту функцию способны выполнять
металлические шайбы, прокладываемые меж-
ду резиновыми шайбами, поверхности каса-
ния конических металлических колец, силы
гидравлического сопротивления жидкости при
ее протекании с большой скоростью через
специально спрофилированные отверстия, со-
единяющие соответствующие полости жидко-
стных или газожидкостных амортизаторов.
В зависимости от используемого рабочего
тела амортизаторы могут быть: металлические
или композитные в виде рессор; резиновые с
использованием жгутов или шайб, пружинные
с витыми пружинами или специальными
кольцами типа кронпринц, газожидкостные,
жидкостные (рис. 2.8.24).
Резиновые жгутовые, рессорные амор-
тизаторы и амортизаторы из витых пружин
обладают незначительными возможностями
по преобразованию энергии, так как их диа-
граммы обжатия имеют малый гистерезис.
Поэтому их применяют на самолетах малой
массы и имеющих малые посадочные ско-
рости, а следовательно, малые значения нор-
мируемых работ, которые необходимо пог-
лощать и рассеивать на посадке. Их основное
преимущество — простота конструкции и
технического обслуживания, так как не тре-
буется специальное аэродромное оборудова-
ние по зарядке жидкостью и газом под дав-
лением.
К недостатку таких амортизаторов следует
отнести достаточно большую относительную
массу шасси. Резиновые амортизаторы, кроме
того, имеют определенную нестабильность же-
Рис. 2.8.24. Типы амортизаторов:
а — резиновые с использованием жгутов; б — резиновые с использованием шайб;
в — пружинные с витыми пружинами; г — пружинные со специальными
кольцами типа кронпринц; д — газожидкостные; е — жидкостные
288
Глава 2.8. ШАССИ
сткостных характеристик в течение года, что
объясняется зависимостью жесткости резины
от температуры окружающего воздуха.
Конструктивное исполнение рессорного
шасси может быть в виде арки с креплением его
на планере узлами шарнирного типа либо в
виде двух консольных балок с двухточечным
креплением на планере каждой отдельной кон-
соли. Принципиально важным в проектирова-
нии рессорного шасси является выбор такой за-
кономерности изменения размеров поперечных
сечений рессоры по ее длине, при которой
обеспечивается достаточная ее прочность в
каждом сечении и одновременно требуемая
жесткость всей рессоры, которая обеспечивает
задаваемое перемещение колеса по вертикали
при поглощении нормируемой работы.
Наиболее широко применяются газожид-
костные амортизаторы следующих типов: од-
нокамерные или двухкамерные амортизаторы,
гидравлическая характеристика которых подо-
брана из условия обеспечения работоемкости
опор шасси; гидравлическая характеристика
которых выбирается из условий работоемкос-
ти опор шасси и снижения нагрузок при дви-
жении самолета по неровной ВПП. Это дос-
тигается применением многорежимных амор-
тизаторов, в которых обеспечивается близкое
к оптимальному демпфирование на всех встре-
чающихся в эксплуатации режимах нагруже-
ния, а также с управляемыми характеристи-
ками упругости и демпфирования.
2,8,4.	ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ШАССИ
При обжатии опоры шасси возникает сис-
тема уравновешивающих сил, противодейству-
ющая обжатию опоры (рис. 2.8.25):
упругая сила сжатия газа при начальном
его движении
упругая сила сжатия газа, пропорциональ-
ная обжатию амортизатора (2Г;
сила гидравлического сопротивления жид-
кости, зависящая от скорости обжатия аморти-
затора Сж;
сила трения в уплотнительном наборе
амортизатора QTH;
сила трения в подвижных соединениях
(буксах) амортизатора Стб;
сила гидравлического сопротивления при
разжатии опоры, пропорциональная скорости
разжимания 2ж0.
Сила сжатия газа определяется формулой

Gr =
(2.8,3)
где р0 — начальное давление в газовой
камере; Fm — площадь штока, сжимающего
газ; 5' — ход штока; Нп — приведенная высо-
та газовой камеры; НО = УО/БШ; Vq — на-
чальный объем газовой камеры; к — показа-
тель (коэффициент) политропы.
При выборе параметров амортизаторов,
имеющих достаточную для работы силу гид-
равлического сопротивления, можно прини-
мать коэффициент политропы А=1,05- Для
амортизаторов без гидравлического торможе-
ния штока на прямом ходе показатель поли-
тропы принимается А = 1,3.
Сила гидравлического сопротивления при
сжатии амортизатора определяется по законам
гидродинамики истечения жидкости через от-
верстия. Пренебрегая вязким сопротивлением
жидкости, силу гидравлического сопротивле-
ния можно определить по формуле:
Сж = 0,5^р^52//2,	(2.8.4)
где Е' — коэффициент гидравлического
сопротивления; р — плотность жидкости;
S — скорость обжатия амортизатора; f —
площадь проходных отверстий для жидкости.
Анализ данных экспериментальных и тео-
ретических исследований позволяет заклю-
чить, что при расчете силы гидравлического
Рис. 2.8.25. Внутренние нагрузки
в газожидкостном амортизаторе
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
289
сопротивления в амортизаторах можно прини-
мать следующие значения коэффициента £':
для круглых отверстий с острыми входны-
ми кромками при толщине диафрагмы мень-
ше 1/2 диаметра отверстия £' = 2...2,5;
для кольцевых отверстий между диафраг-
мой и иглой £' = 2,0;
для проходных отверстий в виде пазов £' = 1,7.
Фаски на круглых отверстиях могут при-
водить к существенному снижению коэф-
фициента гидравлического сопротивления £',
а наличие производственных отклонений раз-
мера фаски — к нестабильности амортизаци-
онных характеристик. По этой причине круг-
лые дроссельные отверстия следует выполнять
в виде отверстий в тонкой диафрагме с остры-
ми кромками.
Сила трения в стойках шасси. В подвиж-
ных соединениях стоек шасси возникают силы
трения, которые могут приводить к дополни-
тельным силам в элементах конструкции,
ухудшению условий работы амортизатора, ко-
торые связаны с ростом передаваемых нагру-
зок от колеса к конструкции планера, затяже-
лению разворота передних управляемых стоек
шасси и т.д.
В стойках шасси подвижные соединения
можно разделить на три основных типа;
1) соединение цилиндр 1 — шток 2, ко-
торое служит для обеспечения поступательно-
го движения (рис. 2.8.26). Для исключения
вращения штока относительно цилиндра уста-
навливается двухзвенный механизм; 2) втулка —
ось; 3) шайба — торец. Эти типы подвижных
соединений служат для обеспечения
вращательного движения.
Силу трения в соединении цилиндр —
шток можно рассматривать состоящей из двух
составляющих сил трения: в уплотнительном
наборе и в буксах амортизатора. Сила трения в
уплотнительном наборе пропорциональна дав-
лению внутри амортизатора:
Стн=МтСг*	(2.8.5)
Коэффициент пропорциональности меж-
ду силой трения и воздушной силой прини-
мается цт = 0,05.
Сила трения в соединении цилиндр —
шток сводится к определению нормальных ре-
акций в буксах. Сила трения в направляющих
буксах определяется с помощью соотношения
S™ =Нб(Лн + Лв)> (2.8.6)
где RK и Лв — реакции соответственно
нижней и верхней буксы; Цд — коэффициент
трения; принимается =0,1...0,15, как для
пары бронза — хромированная сталь.
На силу трения влияет схема уста-
новки колес. Стойки с выносом колеса вбок
(рис. 2.8.18,а) имеют меньшую строительную
высоту, а следовательно, меньшее плечо дей-
ствия сил Рст и Pz, что приводит к снижению
сил в буксах амортизатора. Вместе с тем, вы-
нос колеса вбок приводит к тому, что сила Ру
воспринимается на некотором плече относи-
тельно оси стойки, что вызывает дополнитель-
ный изгибающий момент, а силы Рх и Pz
дают крутящий момент, что обусловливает
рост сил трения.
Уменьшения сил трения можно добиться
оптимальным положением шлиц-шарнира от-
носительно направления выноса колеса вбок.
При расположении двух и более колес на
одной оси может увеличиться сила трения в
буксах вследствие возникновения крутящего
момента, вызываемого разностью лобовых на-
грузок на различных колесах. Расположение
колес на многоколесных тележках вызывает
высокий уровень боковых нагрузок при разво-
ротах, что ведет к росту сила трения. На ры-
чажных стойках сила трения значительно
меньше, чем на телескопических.
Рис. 2.8.26. Схема газожидкостных амортизаторов:
1 — цилиндр; 2 — шток; 3 — неподвижная букса;
4 — подвижная букса; 5 — двухзвенный механизм
10 - 9874
290
Глава 2.8. ШАССИ
Упругие характеристики шасси. Внутрен-
ние силы, возникающие в опоре шасси, мож-
но разделить на упругие и неупругие, причем
важнейшим свойством первых является спо-
собность запасать энергию деформации. Эле-
менты конструкции после снятия нагрузки
под действием упругих сил возвращаются в ис-
ходное положение. Опора шасси имеет не-
сколько упругих элементов, каждый из кото-
рых обладает собственной характеристикой
упругости. Основными упругими элементами
опоры шасси являются шина и амортизатор.
Упругая характеристика шины представ-
ляет собой нелинейную зависимость силы, не-
обходимой для деформации шины в радиаль-
ном направлении, от величины деформации,
которая может быть описана степенным
законом.
Для каждой шины имеется, как правило,
семейство упругих характеристик для различ-
ных давлений зарядки. Оно получается экспе-
риментально путем обжатия колеса на прессе.
Важнейшими параметрами упругой характери-
стики шины являются максимально допусти-
мое обжатие 8МД и жесткость шины Сш при
обжатии ее нагрузкой, равной стояночной на-
грузке при взлетной массе самолета.
Жесткость шины определяется как прира-
щение нагрузки при обжатии шины на 1 см.
Известно, что допустимое обжатие шины при
действии статической нагрузки, равной Д.”371,
не должно превышать 1/38кщ. Поэтому 2/38^
являются запасом обжатия шины при переезде
неровностей ВПП. Как показывает анализ лет-
ных измерений и расчетов, при переезде корот-
ких неровностей на большой скорости, проис-
ходит обжатие практически только пневматика,
поэтому нагрузка на колесо полностью зависит
от упругой характеристики шины. Возможность
эксплуатации самолета на ВПП с неровной по-
верхностью ограничена недостаточностью запа-
са по обжатию шины. В этом случае при дефор-
s
Рис. 2.8.27. Упругие характеристики амортизатора
мации пневматика происходят удары по ребор-
де, что вызывает разрушение пневматика.
Упругая характеристика амортизатора
представляет собой зависимость осевой силы
на амортизатор от величины его обжатия.
Различают статическую и динамическую уп-
ругие характеристики амортизатора. Статичес-
кая характеристика получается при медленном
(статическом) обжатии амортизатора. В этом
случае реализуется изотермическое обжатие
газа. Динамическая характеристика реализует-
ся при быстром (динамическом) сжатии амор-
тизатора. В этом случае газ сжимается по по-
литропному закону. Статическая упругая ха-
рактеристика амортизатора получается экспе-
риментально путем обжатия амортизатора на
прессе и является паспортизуемой. Динами-
ческая упругая характеристика получается пу-
тем сбросов стойки на копре.
Упругая характеристика стойки представ-
ляет собой зависимость вертикальной нагрузки
на ось колеса от ее перемещения по вертикали.
Упругая характеристика амортизационной стой-
ки определяется характеристикой амортизатора
и величиной передаточных коэффициентов
между амортизатором и осью колеса.
Аналогично упругой характеристике амор-
тизатора упругая характеристика стойки может
быть статической и динамической.
Упругая характеристика опоры представ-
ляет собой зависимость вертикальной силы на
колесо от обжатия опоры. Величина обжатия
опоры состоит из нескольких слагаемых:
Son=SoK+8nH + Synp> (2.8.7)
где 5'0П — обжатие опоры по вертикали;
Уок — перемещения оси колеса; 8ПН — обжа-
тие амортизатора; Уупр — упругие прогибы
конструкции стойки в вертикальном направле-
нии; это слагаемое наиболее характерно для
рычажных стоек, у которых прогибы рычага
могут достигать существенных значений.
На рис. 2.8.27 приведены упругие характе-
ристики стоек, которые получили распростра-
нение.
В зависимости от параметров самолета и ус-
ловий его эксплуатации выбирают стойки с раз-
личными упругими характеристиками. Улучше-
ние упругих характеристик стоек, как правило,
приводит к усложнению конструкции амортиза-
тора. По этой причине не следует выбирать упру-
гую характеристику, усложняющую конструкцию
амортизатора, когда в этом нет необходимости.
Основные трудности при подборе упругих харак-
теристик возникают в случаях резкого отличия
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
291
статических нагрузок, действующих на опоры
шасси при различных режимах эксплуатации.
Примером может служить действие стояночной
нагрузки на самолет с большим различием взлет-
ного и посадочного весов или нагружение перед-
ней стойки шасси от стояночной нагрузки и на-
грузки от торможения и т.п.
Самым простым и наиболее распростра-
ненным видом упругой характеристики явля-
ется характеристика стойки с однокамерным
амортизатором — кривая 1. Для снижения на-
грузок на первой половине обжатия стойки
применяют амортизаторы с двумя газовыми
камерами — кривая 2 или со ступенчатым из-
менением площади штока по ходу поршня —
кривая 3. Кривая 4 соответствует еще одному
типу двухкамерного амортизатора, позволяю-
щему получить практически линейную упру-
гую характеристику с завалом при малых об-
жатиях, что способствует снижению нагрузок
при посадочном ударе.
Обеспечение амортизационных характерис-
тик. Сила трения в опоре шасси оказывает значи-
тельное влияние на характеристики амортиза-
ции при поглощении энергии посадочного уда-
ра. Анализ результатов исследований позволяет
заключить, что несмотря на диссипативный ха-
рактер силы трения, для получения минималь-
ной нагруженности опор шасси сила трения
должна иметь минимальное значение. С уве-
личением силы трения нагрузка на опору возра-
стает, а обжатие амортизатора уменьшается.
Выбор гидравлической характеристики.
Для получения оптимальных характеристик
амортизатора при переезде одиночных неров-
ностей требуется большая площадь проходных
отверстий, чем при поглощении энергии поса-
дочного удара. Так как переезд неровности
происходит при разных жесткостях упругой
характеристики амортизатора, то в зависимос-
ти от жесткости должна выбираться площадь
проходных отверстий.
Гидравлические характеристики амортиза-
торов с постоянной площадью проходных от-
верстий, выбранные из условия поглощения
энергии посадочного удара, далеки от опти-
мальных. Амортизаторы с переменной по ходу
штока площадью проходных отверстий совер-
шенно не пригодны для переезда неровностей.
Это связано с тем, что в обжатом состоянии при
действии стояночных нагрузок амортизатор
имеет значительно меньшую площадь проход-
ных отверстий, чем амортизатор с посто-
янными по площади проходными отверстиями.
Улучшение характеристик может быть дос-
тигнуто при установке в амортизатор противопе-
регрузочного клапана. Принцип действия кла-
пана заключается в том, что при медленном об-
жатии амортизатора более чем на 10...20 мм, от-
крываются дополнительные отверстия для
протока жидкости на прямом ходе амортизатора,
площадь которых рассчитывается из условия по-
лучения оптимальных характеристик при пере-
езде нормируемой неровности. При поглощении
энергии посадочного удара клапан закрыт.
Торможение обратного хода штока амор-
тизатора. В амортизационных опорах шасси
нашли широкое применение газожидкостные
амортизаторы с гидравлическим торможением
прямого и обратного хода штока. В таких
амортизаторах энергия посадочного удара по-
глощается за счет сжатия газа и перетекания
жидкости через проходные отверстия в штоке.
При разжатии амортизатора энергия сжатого
газа частично поглощается за счет перетекания
жидкости через проходные отверстия в клапа-
не торможения обратного хода.
Принцип действия клапана торможения
обратного хода следующий (рис. 2.8.28). При
обжатии штока 1 амортизатора происходит
сжатие газа в газовой камере 2, а плунжер 3
вытесняет жидкость из гидравлической каме-
ры 4 через проходные отверстия 5, создавая
силу гидравлического сопротивления. При
разжатии амортизатора отверстия 6 в буксе 7
под действием жидкости перекрываются кла-
паном 8 и из камеры торможения обратного
хода 9 жидкость, перетекая через отверстия 10
Рис. 2.8.28. Клапан торможения обратного хода
10*
292
Глава 2.8. ШАССИ
в клапане, тормозит движение штока при раз-
жатии амортизатора. Площадь проходных от-
верстий для протока жидкости в клапане
обычно составляет 0,1...0,2 % площади камеры
торможения обратного хода.
Определение основных параметров опор
шасси. При проектировании опор возникает
задача выбора конструктивных параметров,
определяющих геометрию и их силовые харак-
теристики. К ним следует отнести величину
хода штока амортизатора, угол подвески рыча-
га для рычажных стоек, параметры упругой
характеристики и т.д. Ниже приведены методы
оценки ряда таких параметров.
Определение максимального обжатия стой-
ки. Для того чтобы поглотить максимальную
энергию посадочного удара при перегрузке, не
превышающей расчетную, амортизационная
система должна иметь определенное обжатие
по вертикали. Это обжатие равно сумме обжа-
тий пневматика колеса и стойки шасси:
(2.8.8)
где 5'™х — перемещение оси колеса при
поглощении максимальной энергии; —
обжатие пневматика при поглощении макси-
мальной энергии.
Максимальная работа, которую должна
поглотить опора шасси, определяется исходя
из требований директивного документа. Под
максимальной перегрузкой для основных
(и хвостовых) опор понимается отношение
вертикальной нагрузки при поглощении мак-
симальной нормируемой работы Р®3* к сто-
яночной нагрузке при расчетном поса-
дочном весе самолета.
Для передних опор максимальная пере-
грузка определяется как отношение вер-
тикальной нагрузки при поглощении макси-
мальной нормируемой работы Р™* к нагрузке
от редуцированной массы самолета
приходящейся на переднюю опору при рас-
четном посадочном весе Р™с. Следовательно,
нагрузка Р"1ах для основных (и хвостовых) опор:
Р™*=Р™п™*,	(2.8.9)
для передних опор:
ртах _ rtoc „„max	/т о 1 т
“у -МредЗПу •	(2.8.10)
При заданных нагрузке Р^1ах и поглоща-
емой работе Лтах максимальное перемеще-
ние оси колеса стойки определяется следую-
щим образом. На первом этапе находится ра-
бота, поглощаемая пневматиком (с учетом не-
линейности диаграммы обжатия пневматика),
Л®нах = 0,45РТ1х31ппнах, (2.8.11)
где 3“ах — обжатие пневматика при по-
глощении максимальной нормируемой работы.
Работа, которую необходимо поглотить
стойкой шасси (заштрихованная область на
рис. 2.8.29),
4Г = ^тах-<“.	(2.8.12)
Вместе с тем, работу, поглощаемую стой-
кой, можно выразить через перемещение оси
колеса по вертикали:
Jmax = pn1ax5o^x11	(2,8 .13)
Отсюда следует соотношение для опреде-
ления максимального перемещения оси коле-
са по вертикали:
Л max
стах =Ат	(2.8.14)
°к Р“ахП
где т| — коффициент полноты диаграммы.
Конструктивный ход штока амортизатора
для телескопических стоек шасси
Smax = Smax/cosot!	(2.8.15)
для рычажных и полурычажных стоек:
5max = 5^ax/<pj,	(2.8.16)
Рис. 2.8.29. Диаграмма работы стойки:
1 — обжатие амортизатора на прямом
ходе; 2 — то же, на обратном ходе
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
293
где а — угол наклона стойки по отно-
шению к вертикали; фд — передаточное отно-
шение стойки.
Коэффициент полноты диаграммы работы
стойки т) — отношение работы, поглощаемой
стойкой, к работе, которую теоретически мог-
ла бы поглотить стойка. На рис. 2.8.29 при-
ведена диаграмма работы стойки, представ-
ляющая собой зависимость вертикальной
нагрузки на ось колеса по перемещению по
вертикали: Py=f(SQli). Работа, которую тео-
ретически могла бы поглотить стойка
Ау = Ру max5maX' Она эквивалентна площади FT
четырехугольника Oabc.
Работа, реально поглощаемая стойкой, эк-
вивалентна площади Fp фигуры Odec, ограни-
ченной кривой 1. Таким образом, коэффици-
ент полноты диаграммы работы стойки Т)
представляет собой отношение
Принимается т] = 0,7...0,8.
Чем меньше величина г,, тем проще обес-
печить необходимую работоемкость стойки
при расчетах и копровых испытаниях. При
проектировании большие значения коэффи-
циента г, принимаются для стоек шасси с
амортизаторами, имеющими переменную по
ходу штока площадь дроссельных отверстий
для протока жидкости на прямом ходе.
Обеспечение базирования самолета. Бази-
рование самолета — способность самолета
эксплуатироваться (возможность эксплуата-
ции самолета) на аэродроме заданного класса.
С позиции шасси наиболее важными характе-
ристиками (“паспортными данными”) аэро-
дрома являются: ширина Б ВПП и число PCN,
которое во многом определяется типом и со-
стоянием поверхностного слоя ВПП.
Проходимость — способность самолета
эксплуатироваться на аэродроме с грунтовой
ВПП заданного класса с допустимым уровнем
(глубиной) нарушения поверхностного слоя
полосы.
Указанные характеристики аэродрома на-
лагают определенные требования к соответству-
ющим характеристикам самолета и его шасси:
ширина ВПП определяет требования к диа-
метру разворота самолета jDp на ВПП на 180°;
число (классификационное число ВПП
аэродрома) PCNопределяет требования kACN
(классификационному числу самолета);
огр определяет требования к давлению рц
накачки пневматика;
рстр определяет требования к стартовой
тяговооруженности самолета /д •
Основными критериями проходимости
являются:
< р0 < 1,2огр;
Р ° - Р" стр *
Основными критериями базирования яв-
ляются:
1)	PCNZACN;
2)	^впп - +2, ОД,
где Д — запас ширины ВПП от ее края
до боковой плоскости внешнего колеса шасси;
Д = 1 м.
Выполнение первого критерия для само-
летов больших взлетных масс осуществляется
установкой на одну стойку нескольких колес
с применением многоколесных тележек и
(или) использованием многоопорных шасси
(когда основных опор больше двух).
Конструкция многоколесных тележек
имеет свои особенности (рис. 2.8.30). Оси ко-
лес смонтированы на траверсе 2, которая шар-
нирно прикреплена к штоку амортизатора.
Равномерность распределения сил стойки
шасси между колесами обеспечивается стаби-
лизирующим амортизатором 3 при переезде
неровностей ВПП и тормозными тягами 1 при
торможении колес.
Рис. 2.8.30. Многоколесная тележка:
1 — тормозные тяги; 2 — траверса (коромысло)
тележки, к которой крепятся оси колес;
3 — стабилизирующий амортизатор
294
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
Рис. 2.8.31. Особые устройства носового колеса:
/ — специально профилированный кулачок,
связанный со штоком; 2 — специально
профилированный кулачок, связан-
ный с цилиндром амортизатора
большими расчетными значениями вертикаль-
ной скорости и поэтому должен обладать зна-
чительно большей энергоемкостью амортиза-
ционной системы;
перегрузки на шасси при посадке на палу-
бу также больше, что требует усиления конст-
рукции (а иногда и увеличения или размеров,
или числа колес на стойке);
применение тормозных гаков в хвостовой
части фюзеляжа и мощных тормозных уст-
ройств (корабельных амортизаторов) в момент
посадки создает большую тормозную силу на
гаке. Это формирует большой по величине мо-
мент на опускание носа самолета, а следова-
тельно, бблыпую вертикальную скорость носо-
вого колеса. В результате увеличиваются
нагрузки на носовую опору. Если при этом са-
молет от бокового ветра садится с углом рыс-
кания, то появляется и большой по величине
момент Му на основных стойках. Это требу-
ет усиления рычагов и двухзвенников на ос-
новных опорах.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
Выполнение второго критерия связано с
применением системы поворота носового ко-
леса, а в отдельных случаях — и системы пово-
рота осей тележки.
Использование системы поворота носово-
го колеса требует в момент его уборки гаран-
тированной фиксации плоскости носового ко-
леса в плоскости его ниши. Конструктивно
это, как правило, осуществляется с помощью
двух кулачков (рис 2.8.31), один из которых 2
жестко фиксируется на внутренней поверхно-
сти цилиндра амортизатора, а второй 1 — на
внешней поверхности штока амортизатора.
После отрыва носового колеса от ВПП давле-
ние газа в амортизаторе выталкивает шток, ку-
лачки приходят в соприкосновение и при
дальнейшем движении по криволинейным
торцовым поверхностям шток с колесом пово-
рачиваются до фиксации в определенном по-
ложении.
Особенности конструкции шасси самолетов
палубного базирования. Принципиальной осо-
бенностью шасси палубных самолетов являет-
ся их значительно больший уровень нагру-
женное™. Это объясняется следующими об-
стоятельствами:
при прочих равных условиях самолет па-
лубного базирования совершает посадку с
1.	Автоматизация проектирования авиа-
ционных конструкций на базе МКЭ. САПР
РИПАК // Деп. в ВИНИТИ №3709-84, 1984.
174с.
2.	Аэродинамика и динамика полета ма-
гистральных самолетов / Под ред. Г.С.Бюш-
генса. М.: Пекин: ЦАГИ-АВИА, 1995.
3.	Аэродинамика, устойчивость и управ-
ляемость сверхзвуковых самолетов / Под
ред. Г.С.Бюшгенса. М.: Наука, Физматлит,
1998.
4.	Батищев Д.И. Поисковые методы
оптимального проектирования. М.: Совет-
ское радио, 1975. 216 с.
5.	Бауэрс П. Летательные аппараты не-
традиционных схем. М.: Мир, 1991. 320 с.
6.	Брусов В.С., Баранов С.К. Опти-
мальное проектирование летательных аппа-
ратов. Многоцелевой подход. М.; Машино-
строение, 1989.
7.	Васильев В.В. Механика конструкций
из композиционных материалов. М.: Маши-
ностроение. 1988. 272 с.
8.	Вейссхаар Т.А., Комаров В.А. Челове-
ческий фактор в проектировании авиацион-
ных конструкций Ц Полет. 1998. №1. С. 17-23.
9.	Вильчек М.И., Комаров В.А. Номо-
граммы для определения рациональных па-
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
295
раметров ребристых панелей // Тр. КуАИ.
1968. Вып. 39.
10.	Гермейер Ю.Б. Введение в теорию
исследования операций. М.: Наука, 1981.
11.	Гилл Ф., Мюррей Ч., Райт М. Прак-
тическая оптимизация: Пер. с англ. М.: Мир,
1985. 509 с.
12.	Голубев И.С., Самарин А.В. Проек-
тирование конструкций летательных аппа-
ратов. М.: Машиностроение, 1991. 512 с.
13.	Гречников Ф.В. Деформирование
анизотропных материалов. М.: Машиност-
роение, 1998. 448 с.
14.	Данилин А.И., Комаров В.А. Проек-
тирование тонкостенных конструкций с ог-
раничениями по жесткости // Прикладные
проблемы прочности и пластичности. Ста-
тика и динамика. Горький: 1985. С. 86-96.
15.	Джонс Дж. К. Инженерное и худо-
жественное конструирование. М.: Мир,
1976. 377 с.
16.	Егер С.М. Проектирование пасса-
жирских реактивных самолетов. М.: Маши-
ностроение, 1964.
17.	Егер С.М., Лисейцев Н.К., Самойло-
вич О.С. Основы автоматизированного про-
ектирования самолетов. М.: Машинострое-
ние, 1986.
18.	Егер С.М., Матвеенко А.М., Шата-
лов И.А. Основы авиационной техники.
М.: МАИ, 1999.
19.	Житомирский Г.И. Конструкция са-
молетов. М.: Машиностроение, 1991. 395 с.
20.	Житомирский Г.И. Конструкция са-
молетов. М.: Машиностроение, 1995. 416 с.
21.	Зенкевич О. Метод конечных эле-
ментов в технике. М.: Мир, 1975. 541 с.
22.	Калентьев А.А. Введение в автома-
тизированное проектирование. Куйбышев:
КуАИ, 1985.
23.	Кан С.Н., Свердлов И.А. Расчет са-
молета на прочность. М.: Машиностроение,
1966. 520 с.
24.	Квейд Э. Анализ сложности систем:
Пер.с англ. М.: Сов. Радио, 1969.
25.	Келлн А. Высокопрочные материа-
лы. М.: Мир, 1976. 262 с.
26.	Кербер Л.Л. Компоновка оборудова-
ния на самолетах. М.: Машиностроение, 1972.
27.	Киселев В.А. Аналитическая компо-
новка сечения пассажирской кабины одио-
и многопалубных фюзеляжей // Техника
воздушного флота. №9. 1977.
28.	Киселев В.А. Вопросы компоновки
пассажирских самолетов. М.: Изд. МАИ,
1977. 74 с.
29.	Киселев В.А. Проектировочный рас-
чет веса и прочности фюзеляжей пассажир-
ских самолетов. М.: Тр. ЦАГИ. Вып. 1263.
1970. 89 с.
30.	Ковеня В.М., Яненко Н.Н. Метод
расщепления в задачах газовой динамики.
Новосибирск.: Наука, 1981. 304 с.
31.	Козлов Д.М., Майнское В.П., Резни-
ченко Г.А. Весовое проектирование лета-
тельных аппаратов на основе дискретных
математических моделей // Сборник докла-
дов научной конференции по гидроавиации.
Геленжик-96. 1996. С. 14-149.
32.	Комаров А.А. Основы проектиро-
вания силовых конструкций. Куйбышев:
1965. 82 с.
33.	Комаров В.А. Весовой анализ авиа-
ционных конструкций: Теоретические ос-
новы // Полет. 2000. №1.
34.	Комаров В.А. О рациональных сило-
вых конструкциях крыльев малого удлине-
ния //Тр. КАИ.1968. Вып. 32. С. 6-26.
35.	Комаров В.А. Последовательная оп-
тимизация авиационных конструкций на
протяжении всего цикла проектирования //
Доклады научной конференции по гидроави-
ации. Геленджик-96. 1996. С. 135-143.
36.	Комаров В.А. Проектирование сило-
вых схем авиационных конструкций Ц Акту-
альные проблемы авиационной науки
и техники. М.; Машиностроение, 1984.
С. 114-129.
37.	Конструкция и прочность самолетов
и вертолетов / Под ред. К.Д. Миртова. М.:
Транспорт, 1972. 440 с.
38.	Краснощеков П.С., Морозов В.В.,
Федоров В.В. Последовательное агрегатиро-
вание в задачах внутреннего проектирова-
ния технических систем // Изд-во АН
СССР. Техн, кибернетика. №5.1979.
39.	Малков В.П., Угодчиков А.Г. Опти-
мизация упругих систем. М.: Наука, 1981.
288 с.
40.	Мальчевский В.В. Автоматизация
процесса компоновки самолета. М.: МАИ,
1987.
41.	Мальчевский В.В. Процедура разме-
щения силовой установки при автоматизи-
рованной компоновке самолета / Методы
синтеза конструкций современных транс-
портных самолетов. М.: МАИ, 1984.
42.	Методы оптимизации авиационных
конструкций / Н.В. Баничук и др. М.: Ма-
шиностроение, 1989. 296 с.
43.	Моисеев Н.Н. Математические за-
дачи системного анализа. М.: Наука, 1981.
296
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
44.	Нормы летной годности гражданских
самолетов СССР. Изд. ЦАГИ, 1984. 384 с.
45.	Образцов И.Ф., Савельев Л.М.,
Хазанов Х.С. Метод конечных элементов
в задачах строительной механики лета-
тельных аппаратов. М.: Высшая школа.
1985. 392 с.
46.	Оптимизация основных летно-техни-
ческих характеристик парка магистральных
самолетов / Б.Е.Лушанский и др. Ц Тр.
ГОСНИИГА. №120. 1975. С. 71-79.
47.	Партон В.З., Морозов Е.М. Меха-
ника упруго-пластического разрушения. М.:
Наука, 1974. 416 с.
48.	Пащенко О.Б. Автоматизированная
компоновка оборудования в фюзеляже ма-
невренного самолета Ц ИВУЗ Авиационная
техника. Казань: КАИ, 1990. № 4.
49.	Пиявский С.А., Брусов В.С., Хви-
лон Е.А. Оптимизация параметров многоце-
левых летательных аппаратов. М.: Машино-
строение, 1974.
50.	Проектирование гражданских само-
летов / Под ред. Г.В.Новожилова. М.: Ма-
шиностроение, 1991. 668 с.
51.	Проектирование конструкций само-
летов / Е.С. Войт и др. М.: Машинострое-
ние, 1995. 416 с.
52.	Проектирование самолетов / А.А.Ба-
дягин, С.М.Егер и др. М.: Машиностроение,
1972. 516 с.
53.	Проектирование самолетов / С.М. Егер
и др. М.: Машиностроение, 1983. 616 с.
54.	Струи и несущие поверхности. Мо-
делирование на ЭВМ / В.И. Бабкин и др.
М.: Наука, 1989. 208 с.
55.	Тимошенко С.П., Гудьер Дж. Теория
упругости. М.: Наука, 1976. 576 с.
56.	Торенбик Э. Проектирование дозву-
ковых самолетов. М.: Машиностроение,
1983. 648 с.
57.	Удалов К.Г., Панатов Г.С., Форти-
нов Л.Г. Самолет ВВА-14. М.: Авико Пресс,
1994. 54 с.
58.	Учебное пособие для дипломного
проектирования по специальности “Само-
летостроение” / В.Ф.Мишин и др. М.: Изд-во
МАИ, 1993.
59.	Флетчер К. Вычислительные методы
в динамике жидкостей. М.: Мир, 1991. Т.1.
504 с.; Т.2.552 с.
60.	Фомин Н.А. Конструкция крыла
современного самолета. М.: Оборонгиз,
1946. 188 с.
61.	Хертель Г. Тонкостенные конструк-
ции. М.: Машиностроение, 1965, 528 с.
62.	Химмельблау Д. Прикладное нелиней-
ное программирование. М.: Мир, 1975. 164 с.
63.	Хог Э., Арора Я. Прикладное опти-
мальное проектирование. М.: Мир, 1983. 480 с.
64.	Шейнин В.М., Козловский В.И. Ве-
совое проектирование и эффективность
пассажирских самолетов. М.: Машиностро-
ение, 1984. 552 с.
65.	Шенли Ф.Р. Анализ веса и прочнос-
ти самолетных конструкций. М.: Оборонгиз,
1957. 406 с.
66.	Шульженко М.Н. Конструкция са-
молетов. М.: Машиностроение, 1971. 416 с.
67.	Машииостроеиие. Энциклопедия.
Том IV-21. Самолеты и вертолеты. Книга I.
Аэродинамика, динамика полета и проч-
ность / Под ред. В.Г.Дмитриева. М.: Маши-
ностроение, 2002.
68.	Benshoe М.Р. Optimisation of Struc-
tural Topology Shape and Material. Springer.
Verlag Berlin: Heidelberg, 1995. 271 p.
69.	Cook R.D. Finite Element Modeling
for Stress Analysis. John. Wiley&Sons inc. 1995.
320 p.
70.	Lahey R.S., Miller M.R. and Reymond
M.A. MSC/NASTRAN Reference Manual.
Version 68. The MacNeal-Schwendler Cor-
poration. Los Angeles: California, 1994.
71.	Lomax T.L. Structural Loads Analysis
for Commercial Transport Aircraft: Theory and
Practice. AIAA. Education Series, 1992. 745 p.
72.	New World Vistas. Air and Space Power
for the 21-st century. Aircraft and Propulsion
Volume. 1995. P. 80-91.
73.	Niu M.C.Y. Airframe Stnictural Design.
Conmilit press LTD, № 1. 1993. 612 p.
74.	Raymer D.P. Aircraft Design: A Con-
ceptual Approach. AIAA Education Series,
1992. 745 p.
РАЗДЕЛ 3
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ВЕРТОЛЕТОВ
Глава 3.1
КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ВЕРТОЛЕТОВ
3.1.1.	КЛАССИФИКАЦИЯ КРИТЕРИЕВ
ЭФФЕКТИВНОСТИ
На любой стадии процесса проектирова-
ния разработчик, выполняя конструирование
или расчет нового вертолета либо его элемен-
тов, постоянно оценивает то, насколько совер-
шенным будет ожидаемый результат. Для та-
кой оценки необходимы определенные крите-
рии.
В работе конструкторских бюро и органи-
заций, осуществляющих эксплуатацию вер-
толетов, сложилась система понятий и крите-
риев, используемых для оценки эффектив-
ности рассматриваемых проектов. Опублико-
ван ряд работ, посвященных разработке и обо-
снованию методов оценки летательных аппа-
ратов, главным образом самолетов, Наиболее
полно эти проблемы рассмотрены в работах
В.М.Шейнина [43], А.А.Бадягина и Е.А.Ов-
руцкого [5], А.В.Гличева [16], С.А.Саркисяна
и Э.С.Минаева [39].
Конкретный критерий выбирается в зави-
симости от выполняемой работы. Так, при
аэродинамическом расчете в качестве крите-
рия логично принять относительный КПД не-
сущего винта для режимов висения или аэро-
динамическое качество вертолета при выпол-
нении полета с поступательной скоростью.
Оба этих критерия можно объединить поняти-
ем аэродинамического совершенства. При раз-
работке отдельного агрегата важным показате-
лем является его вес, отнесенный к определен-
ному характерному параметру, а при оценке
вертолета в целом — отношение массы его
конструкции к взлетной массе. Такие крите-
рии могут быть объединены понятием весо-
вого совершенства.
Наиболее универсальным и общим крите-
рием эффективности применения транспорт-
ного вертолета является соотношение между
полезной работой, им выполняемой, и сум-
марными затратами на его создание и эксплу-
атацию.
Однако такая широкая оценка вновь со-
здаваемого летательного аппарата не всегда
возможна, особенно на ранних стадиях проек-
тирования. Поэтому наряду с наиболее общи-
ми, с точки зрения оценки проекта, применя-
ются частные критерии.
Следует отметить, что сравнение разных
ЛА как по общим, так и по частным крите-
риям еще не позволяет сделать окончательный
вывод о наивыгоднейшем ЛА, так как доволь-
но часто такими критериями не оцениваются
очень важные особенности ЛА, имеющие оп-
ределенную потребительскую ценность. Так,
на транспортных операциях при сравнении са-
молетов с вертолетами последние обычно про-
игрывают.
Вертолеты обладают очень важным для
потребителей качеством: возможностью верти-
кально взлетать, выполнять целый ряд работ на
режиме висения, и это делает их незаменимы-
ми несмотря на то, что себестоимость 1т-км
у них выше, чем у самолетов. Поэтому одни
и те же критерии следует применять для ап-
паратов, имеющих одинаковое назначение и
применяющихся в аналогичных условиях.
Рассматривая основные критерии или ме-
тоды оценки, разделим их в зависимости от
общности на три уровня.
На первом уровне можно выделить крите-
рии, определяющие функциональную, произ-
водственную или эксплуатационную эффек-
тивность.
Функциональная эффективность характе-
ризует, насколько полно и на каком уровне
технического (и в том числе весового) совер-
шенства данный вертолет выполняет свою ос-
новную задачу. Так, для транспортных и пас-
сажирских вертолетов рассматривают транс-
портную эффективность, для вертолетов-кра-
нов — эффективность выполнения крановых
операций.
298
Глава 3.1. КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ВЕРТОЛЕТОВ
Производственная эффективность оцени-
вает, насколько хорош проект с точки зрения
технологичности конструкции и других усло-
вий, связанных с производством.
Эксплуатационная эффективность позво-
ляет оценить различные варианты проекта или
различные аппараты с точки зрения их эксплу-
атационных качеств.
Ко второму уровню относятся критерии, ко-
торые интегрально оценивают характеристики
отдельного ЛА, как правило, интегрально учи-
тывая его функциональную, производственную
и эксплуатационную эффективность. Такую все-
стороннюю оценку проекта можно осуществить,
используя экономические методы.
Наиболее часто на практике в качестве таких
критериев применяют себестоимость 1 г км для
транспортных машин, себестоимость обработ-
ки 1 га для сельскохозяйственных машин или
себестоимость 1 ч эксплуатации для вертоле-
тов-кранов.
К третьему, самому высокому уровню
критериев относят методы системной, обоб-
щенной экономической оценки эффективнос-
ти уже не отдельного самолета или вертолета,
а всей совокупности машин данного типа или
нескольких типов, создаваемых для решения
определенных задач.В работе А.В.Гличева дос-
таточно полно изложен системный подход к
решению таких задач [16]. Проблемам выбора
оптимальных вариантов систем ЛА на основе
комплексной экономической оценки посвяще-
на работа С.А.Саркисяна и Э.С.Минаева [39].
3.1.2.	ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ
ЭФФЕКТИВНОСТЬ
Задача определения технико-экономичес-
ких характеристик транспортного вертолета с
помощью лаконичной и четкой формулы все-
гда представлялась весьма заманчивой. Поэтому
решению такой задачи уделялось много внима-
ния как в нашей стране, так и за рубежом.
Все многообразие критериев функцио-
нальной эффективности, как правило, сводит-
ся к некоторым комбинациям трех следующих
определяющих факторов:
крейсерской скорости, с которой вертолет
выполняет работу;
весового совершенства;
энергетического совершенства, связыва-
ющего расход топлива, необходимого для
выполнения транспортной работы, с объемом
этой работы.
Каждый из указанных факторов в отдель-
ности может применяться в качестве частного
критерия при решении определенных задач.
Однако наиболее полными оказываются кри-
терии, учитывающие все перечисленные фак-
торы.
Крейсерская скорость полета. Особенности
работы несущего винта вертолета обусловлива-
ют принципиально возможный диапазон крей-
серских скоростей его полета. За один оборот
лопасть винта проходит две зоны: в первой
зоне скорости набегающего потока складыва-
ются со скоростями вращения, а во второй —
вычитаются. Поэтому при увеличении скорос-
ти полета в зоне, в которой скорости склады-
ваются, появляются области, в которых из-за
приближения к скорости звука сопротивление
начинает быстро увеличиваться, что обуслов-
ливает рост потребной мощности. Уменьше-
ние окружных скоростей во второй зоне обус-
ловливает иное ограничение, связанное с
увеличением углов атаки и приводящее к сры-
ву потока. Эти обстоятельства определяют
максимальную крейсерскую скорость полета
вертолетов.
В течение всего периода развития верто-
летов крейсерская скорость их полета посте-
пенно увеличивалась, что объясняется следу-
ющим;
увеличением энерговооруженности верто-
летов;
снижением лобового сопротивления нене-
сущих элементов;
совершенствованием аэродинамических ха-
рактеристик несущих винтов.
В настоящее время крейсерская скорость
составляет от 160 км/ч у сверхлегких машин с
поршневыми двигателями до 270...290 км/ч у
тяжелых вертолетов, оснащенных газотурбин-
ными двигателями.
Весовое совершенство вертолетов. Наибо-
лее часто для оценки весового совершенства
применяется широко используемый в практике
коэффициент весовой отдачи. Он определяется
как частное от деления разности между взлет-
ной массой лгшл и массой пустого вертолета
иПуст на взлетную массу вертолета, или как
отношение массы полной нагрузки тполн к
взлетной массе:
7,	_ ^взл Дгпуст
лво	5
(3.1.1)
^ВО —
^полн
^взл
ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
299
Если рассматривать изменение во времени
коэффициента весовой отдачи для вертолетов
(рис. 3.1.1), то можно заметить, что этот пока-
затель имеет тенденцию к некоторому возрас-
танию с течением времени, что свидетельству-
ет о постоянном прогрессе весового
совершенства. Вместе с тем, с течением вре-
мени темп улучшения весовой отдачи умень-
шается.
Можно отметить ряд причин, способство-
вавших увеличению весовой эффективности
вертолетов:
переход от поршневых двигателей к газо-
турбинным, широкое использование новых
материалов (титана, композиционных матери-
алов и т.д.);
применение новых конструкторских ре-
шений (например, уменьшение массы втулок
несущих винтов за счет применения новых
схем с использованием упругих элементов вза-
мен подшипников и др.);
применение новых технологических про-
цессов (клеесварки, химического фрезерова-
ния, обработки на станках с ЧПУ и т.п.);
улучшение методов оценки прочности
конструкций и материалов.
Основными направлениями повышения
весового совершенства вертолетов в настоящее
время являются:
выбор рациональных конструктивно-си-
ловых схем и компоновок вертолетов и их аг-
регатов;
комплексная оптимизация параметров
вертолетов и их агрегатов при проектирова-
нии;
использование новых материалов;
применение новых технологических про-
цессов при производстве узлов и агрегатов;
создание более равнопрочных конструк-
ций и применение материалов с повышенны-
ми пределами выносливости;
снижение действующих нагрузок в кон-
струкциях узлов и агрегатов.
Таким образом, повышение весового со-
вершенства вертолетов зависит от решения
всего комплекса основных задач их проекти-
рования, конструирования и производства.
Минимальная масса пустого вертолета и, сле-
довательно, высокое весовое совершенство
достигаются лишь в результате оптимальных
решений всех перечисленных выше проблем
проектирования и конструирования.
При этом следует отметить, что возмож-
ности ОКБ, занимающихся проектированием
вертолета, как правило, ограничиваются час-
тью конструкции, составляющей 50.„80% мас-
Рис. 3.1.1. Изменение коэффициента
весовой отдачи во времени
сы пустого вертолета, тогда как остальные
20.„50% составляет масса готовых комплекту-
ющих изделий. Тем не менее, несмотря на то,
что возрастание весовой отдачи имеет предел,
можно ожидать, что некоторое снижение от-
носительной массы пустого вертолета по срав-
нению с современным уровнем будет продол-
жаться.
Коэффициент весовой отдачи часто при-
меняется как критерий оценки весового со-
вершенства конкретного вертолета, так и для
сравнения между собой нескольких ЛА, по-
скольку наглядно характеризует весовое со-
вершенство конструкции рассматриваемого
вертолета.
Естественно, что при проектировании но-
вой конструкции всегда стремятся получить
наибольшую весовую отдачу. Кроме того, при
рабочем проектировании конкретной маши-
ны, основные параметры которой уже опре-
делены, задача получения минимальной массы
конструкции становится одной из основных.
Следует отметить, что увеличение весовой
отдачи на 5% дает первоклассный вертолет,
а в случае ее уменьшения на 5%— никуда
не годный.
Во многом весовая отдача определяется
массовыми характеристиками основных агре-
гатов, силовой установки и комплекса обору-
дования. Поэтому при выборе параметров вер-
толета обязательно учитываются факторы,
определяющие массы этих систем.
Однако применение коэффициента весо-
вой отдачи для оптимизации транспортного
вертолета может привести к ошибке. Напри-
мер, два равных по взлетному весу вертолета,
имеющие равные значения весовой отдачи, но
не одинаковые удельные расходы топлива
(из-за различия аэродинамического качества
или удельных расходов двигателей), будут не-
равноценными с точки зрения их транспорт-
ных возможностей. Вследствие этого коэффи-
300
Глава 3.1. КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ВЕРТОЛЕТОВ
циент весовой отдачи, являясь безусловным
параметром, характеризующим весовое совер-
шенство конструкций, не может использо-
ваться в процессе предварительного проек-
тирования как обобщающий критерий тран-
спортной эффективности разрабатываемой
машины.
Энергетическое совершенство вертолета.
Для дальнейших исследований необходимо
связать дальность полета с количеством топли-
ва, расходуемого транспортным средством для
перемещения на эту дальность.
Используя понятия аэродинамического
качества вертолета и пропульсивного коэффи-
циента несущего винта [31], можно получить
следующее выражение для суммарной мощно-
сти двигателя, потребной для горизонтального
полета на крейсерской скорости, кВт:
V - ^п^кр
" 3600^ПпрС
(3.1.2)
где тп — полетная масса, кг; vKp —
крейсерская скорость полета, км/ч; К — ко-
эффициент аэродинамического качества вер-
толета; т|пр — пропульсивный коэффициент
несущего винта; — коэффициент использо-
вания мощности двигателей.
Умножая мощность на удельный расход
топлива се, получаем часовой расход топлива,
а разделив его на скорость полета, — расход
топлива на 1 км пути, кг/км:
/»
?=3бооЛпр^ад (3,1'3)
Разделив расход q на полетную массу,
получим удельный расход на 1 км
___= 1
4 ЗбОО^Лпр^ Е’
(3.1.4)
Удельный расход q или обратная ему ве-
личина Е удобны для использования в каче-
стве критерия для оценки степени совершен-
ства использования топлива любым транспор-
тным средством. Дальность перемещения при
расходовании определенного запаса топлива
является наиболее часто употребляемой харак-
теристикой таких средств. Поэтому, зная по-
летную массу, можно легко определить этот
параметр.
Поскольку чем больше Е, тем выше эф-
фективность использования топлива, эта ве-
личина может быть показателем (коэффици-
ентом) энергетического совершенства транс-
портного средства.
Физический смысл показателя энергети-
ческого совершенства — это путь, который
может пройти рассматриваемое транспортное
средство за счет расходования массы топлива,
равной полетной массе, при движении по го-
ризонтали с постоянной крейсерской ско-
ростью.
Энергетическое совершенство оказывает-
ся весьма полезным для сравнения необходи-
мых затрат энергии при выполнении одинако-
вой транспортной работы разными транспорт-
ными средствами.
Производительность. Если требуется про-
извести крупную транспортную операцию, для
выполнения которой необходимо совершить
множество полетов, то для определения
сроков выполнения этой операции и потреб-
ного числа вертолетов необходимо знать
работу, выполняемую одним вертолетом в
единицу времени, т.е. производительность
вертолета.
Для вычисления производительности тран-
спортного вертолета необходимо знать транс-
портную работу А (применим такое название к
переменной, не являющейся механической ра-
ботой в строгом смысле этого понятия), опре-
деляемую как
^ = X(mrp)z.^	(3.1.5)
/
или
^=К)ср^>
где (/игр ),•— масса груза, перевезенного в
/ -м рейсе; Д — дальность / -го рейса; —
суммарная дальность всех рейсов; (щгр)ср —
среднее значение массы перевозимого груза.
Производительность транспортного вер-
толета оценивается по произведенной им в
единицу времени транспортной работе:
П^А/Т^,	(3.1.6)
где Tj — суммарное календарное время,
затраченное на выполнение транспортной ра-
боты А.
Суммарное календарное время выполне-
ния операции складывается из полетного вре-
мени ТГ|, времени 7^, затрачиваемого на
погрузку и выгрузку, времени Тт, необходи-
ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
301
мого для выполнения технического обслужи-
вания, времени простоев Тпр , связанных с
ограничениями разного рода и, в том числе, с
ограничениями по медицинским нормам лет-
ного времени летно-подъемного состава,
погодными условиями, четкостью снабжения
топливно-смазочными материалами, а также
устранением обнаруживающихся неисправ-
ностей:
7х = 7п + 7пв + 7то+7пр-	(3.1.7)
Очевидно, что время простоев характери-
зует организационный уровень выполнения
работ в эксплуатирующей организации, а так-
же отражает степень надежности и безотказно-
сти вертолета.
Время, затрачиваемое на техническое об-
служивание, определяет эксплуатационные
качества вертолета.
Исследуем полетную производительность,
определяемую только полетным временем Тп.
Помимо того, что полетная производи-
тельность является важнейшим слагаемым
общей производительности, зависящим от
летно-технических и весовых характеристик
вертолета, она характеризует суммарные
транспортные возможности данного вертоле-
та, поскольку срок службы всех агрегатов,
двигателей ЛА исчисляется в часах полетного
времени.
Обычно полетная производительность вы-
числяется с учетом потерь времени, затрачен-
ного на маневрирование до взлета и посадки, а
также с учетом затрат времени, необходимого
на набор высоты и снижение. Это уменьшает
среднюю скорость полета, делая ее меньше
крейсерской скорости. Полетная производи-
тельность
ЛсР=^ф^ = («гР)срУр. (3.1.8)
*п
где vp — скорость по расписанию,
Обычно скорость по расписанию связыва-
ется с крейсерской скоростью через коэффи-
циент кч (vp = ^vvKp), что позволяет выразить
производительность следующим образом:
=/^yWppVjqj.	(3.1.9)
В связи с тем, что в подавляющем боль-
шинстве литературных источников рассмат-
ривается только полетная производитель-
ность, ниже под производительностью будем
понимать именно ее. Максимальная произ-
водительность рассматриваемого вертолета
является весьма важным критерием его
транспортного совершенства. Очевидно, что
для вычисления максимальной произ-
водительности необходимо максимальную
массу груза /игртах, перевозимого на задан-
ную дальность, умножить на скорость по
расписанию vp:
77п max =OTrPvP' (3.1.10)
Следует отметить, что при решении про-
блем конкретного проектирования, когда кон-
структор имеет задание с определенными зна-
чениями крейсерской скорости и массы
перевозимого груза на заданную дальность,
производительность не может быть критери-
ем оптимизации, так как все сравниваемые ва-
рианты, удовлетворяющие заданным услови-
ям, будут иметь практически одинаковую
производительность.
Указанное затруднение можно преодо-
леть, если рассматривать удельную производи-
тельность, т.е. отношение производительности
к массе пустого снаряженного вертолета отпс:
дпс = Мп>укр	(3J11)
я,пс
Удельную производительность можно так-
же определить, относя производительность к
взлетной массе [411:
д Мл, (3.1.12)
«взл
Таким образом можно получить крите-
рий, позволяющий произвести оценку проек-
та с точки зрения его весового совершенства с
учетом производительности. Это уже более
обобщенный критерий, чем весовая отдача
или крейсерская скорость в отдельности, так
как он учитывает влияние обоих указанных
факторов. Однако энергетическое совершен-
ство в явном виде в этом критерии неотраже-
но; оно проявляется через влияние на массу
максимального перевозимого груза дальности
полета, для которой определяется производи-
тельность.
Весовая отдача по полезной нагрузке, пе-
ревозимой на заданную дальность. Весьма ча-
сто в требованиях к вновь проектируемому
вертолету в качестве одного из основных
требований указывают массу груза, который
302
Глава 3.1. КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ВЕРТОЛЕТОВ
он должен перевозить на указанную даль-
ность.
Критерием, оценивающим такую способ-
ность вертолета, является весовая отдача по по-
лезной нагрузке тт при фиксированной
дальности:
«пл = —•	(3-1.13)
^взл
Величину т„я можно также рассмат-
ривать как критерий, учитывающий весовое
совершенство проектируемого вертолета и его
энергетическое совершенство. Однако он не
учитывает производительность. Вертолеты с
равными нагрузками и дальностью полета, но
отличающиеся крейсерской скоростью, будут
иметь разные значения производительности
при одинаковых коэффициентах весовой от-
дачи по полезному грузу, перевозимому на
одинаковую дальность.
Приведенная производительность. Выше
были перечислены основные факторы, кото-
рые должны учитываться критерием транспор-
тной эффективности. С учетом этих факторов
требования к обобщенному критерию могут
быть сформулированы следующим образом.
Необходимо среди рассматриваемых и выпол-
няющих задание вариантов проектируемого
транспортного или пассажирского вертолета
выбрать один, имеющий наибольшую произ-
водительность, а также лучшее весовое и энер-
гетическое совершенство.
В качестве величины, характеризующей
при полете на заданную дальность произво-
дительность и весовое совершенство, следует
выбрать относительную производительность,
определяемую по формуле (3.1.12). Взлетная
масса определяет размерность вертолета и ос-
новных его агрегатов. Поэтому произво-
Рис. 3.1.2 Зависимость приведенной производитель-
ности Й от дальности Z полета вертолета Ми-6
дительность, отнесенная к взлетной массе, яв-
ляется объективным и независящим от полет-
ной массы критерием, характеризующим
производительность транспортного или пасса-
жирского вертолета приходящуюся на едини-
цу массы.
Для оценки и сравнения проектируемых
вертолетов с точки зрения расхода топлива
используем удельный расход топлива в соот-
ветствии с формулой (3.1.4).
Разделив удельную производительность на
удельный расход топлива, можно получить
критерий для оценки транспортной эффектив-
ности вертолетов с учетом трех указанных
выше факторов — приведенную производи-
тельность-.
na=n/q. (3.1.14)
Приведенная производительность верто-
лета с взлетной массой ивзл, перевозящего
груз ^гр на дальность L со скоростью
vp = itvvKp, имеющего удельный расход топли-
ва q или коэффициент энергетического со-
вершенства Е, может быть представлена в сле-
дующем виде:
Й к	= k «грУкр
<1
или
Дп = Л2^ф£.	(3.1Л6)
"'взл
Выражение (3.1.15) удобно для расчета
приведенной производительности уже создан-
ных или спроектированных вертолетов, тогда
как выражение (3.1.16) более удобно для оцен-
ки влияния на Па отдельных входящих в
него параметров, изменяемых при проектиро-
вании.
На рис. 3.1.2 показана зависимость приве-
денной производительности Пп от дальности L
полета вертолета Ми-6. При дальности мень-
ше ZonT несмотря на увеличение полезной на-
грузки, уменьшение скорости по расписанию
приводит к снижению производительности.
При дальности больше L0Tn снижение произ-
водительности обусловлено уменьшением по-
лезной нагрузки.
Ряд значений приведенной производи-
тельности для серийных отечественных верто-
летов в зависимости от года их создания пред-
ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
303
Рис. 3.1.3. Значения приведенной производительности
Пп серийных отечественных вертолетов
ставлен на рис. 3.1.3. Каждый новый вертолет
помимо того, что он соответствовал требова-
ниям по грузоподъемности, обеспечивал еще
и более высокую приведенную производитель-
ность.
Приведенная производительность может
быть использована в качестве критерия, оце-
нивающего производительность рассматрива-
емого вертолета и весовое совершенство его
конструкции с учетом экономичности расхо-
дования топлива. Этот критерий можно при-
менять при рассмотрении различных вариан-
тов проектируемого транспортного вертолета,
при оценке выбранного варианта и при срав-
нении транспортных или пассажирских вер-
толетов различных весовых категорий.
3.1.3.	ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
ЭКСПЛУАТАЦИИ ВЕРТОЛЕТА
Рассмотренные выше критерии позволя-
ют при исследовании проектируемого или уже
построенного вертолета оценить его с точки
зрения отдельных функциональных, произ-
водственных или эксплуатационных качеств.
Однако интегральную оценку проекта, учи-
тывающую на единой основе все качества ма-
шины, можно получить, используя только
экономическую оценку, определяя себестои-
мость его эксплуатации: единый результат,
содержащий оценку затрат на выполненные
работы.
Себестоимость работ, выполняемых вер-
толетом, является общепризнанным критери-
ем эффективности его применения. Такой
подход не является новым. Еще в 30-х годах, в
пору становления пассажирских авиаперево-
зок, более или менее точный расчет себестои-
мости оказывался достаточно громоздким и
трудновыполнимым, особенно если речь шла о
рассмотрении ряда вариантов для оптимиза-
ции решения.
В настоящее время решение указанной
задачи значительно облегчается благодаря
применению компьютерной техники. Это по-
зволяет использовать методы прямого расчета
себестоимости работ, выполняемых вертолета-
ми. Точность таких расчетов оказывается в
прямой зависимости от точности используе-
мых данных. И если в практике обнаружива-
ется некоторое расхождение между предска-
занными в процессе проектирования и
полученными в результате реальной эксплуа-
тации цифрами, то причина этих расхождений
чаще всего связана с неточностями. Такие не-
точности могут обнаружиться в расчетных
сроках службы, в измененных ценах или та-
рифных ставках, а также в некоторых деталях
процесса технического обслуживания и ре-
монта.
Тем не менее, когда речь идет об оптими-
зации параметров вновь проектируемой маши-
ны, все факторы, вызывающие указанные
выше неточности, одинаковы для рассматри-
ваемых вариантов и не скажутся на результатах
сравнения.
В основе стоимостной оценки вертолета
лежит себестоимость 1 ч работы. Принято
делить (или группировать) эксплуатационные
расходы на две части: прямые и косвенные.
Такая группировка связана с тем, что уро-
вень одних расходов непосредственно зависит
от летно-технических данных вертолета
(его массы, мощности двигателей, грузоподъ-
емности, расхода топлива, технологичности
конструкции и др.); другие расходы лишь ча-
стично обусловливаются типом эксплуатиру-
емого вертолета (например, амортизация и
содержание взлетно-посадочных полос), в
большей же мере они зависят от общего
объема перевозок, интенсивности движения
и других факторов, непосредственно не свя-
занных с летно-техническими данными само-
лета.
При разработке нового проекта конструк-
тор может влиять в основном только иа пер-
вую группу расходов, т.е. на прямые расходы.
Кроме того, в большинстве случаев косвенные
расходы определяются как определенный про-
цесс от основных. Поэтому для оптимизации
проекта целесообразно использовать только
прямые эксплуатационные расходы.
304
Глава 3.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ
Глава 3.2
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ
ВЕРТОЛЕТОВ И ИХ АНАЛИЗ
Рассмотрим основные аэродинамические
схемы винтокрылых ЛА, осуществляющих вер-
тикальный взлет и посадку с помощью несу-
щих воздушных винтов — вертолеты, винток-
рылы, конвертопланы. Большинство вертоле-
тов имеет механический привод несущего
винта (НВ), когда при создании тяги на него
действует реактивный момент, равный крутя-
щему моменту и стремящийся развернуть кор-
пус в направлении, обратном направлению
вращения. Компенсация реактивного момента
у одновинтовых вертолетов осуществляется с
помощью различных рулевых устройств, у
двухвинтовых и многовинтовых — путем урав-
новешивания вращающихся в противополож-
ном направлении винтов или за счет наклона
их осей вращения. На вертолетах с реактив-
ным приводом несущего винта реактивный
момент равен нулю, поскольку силы сопро-
тивления лопастей уравновешиваются тягой
реактивных двигателей или других устройств,
установленных на концах лопастей.
Выбор схемы зависит от назначения
вертолета, его летно-технических и эксплуа-
тационных характеристик, от уровня развития
техники в период создания вертолета, а также
от технического уровня проектирования в
данном КБ при разработке вертолета конкрет-
ной схемы. Часто оказывается, что созданные
разными фирмами под одно задание вертоле-
ты различных схем имеют близкие летно-тех-
нические характеристики, и при этом каждая
схема имеет преимущества на определенных
режимах полета. Следует также учитывать, что
вертолет в большинстве случаев является мно-
горежимным и многофункциональным ЛА,
поэтому выбор его схемы является комплекс-
ной многокритериальной задачей.
3.2.1.	ОДНОВИНТОВАЯ СХЕМА С РУЛЕВЫМ
УСТРОЙСТВОМ
По этой схеме в виду ее компактности,
простоты трансмиссии и других преимуществ
построено наибольшее количество вертолетов
в мире.
Классическая схема с рулевым винтом
предложена Б.Н.Юрьевым в 1911 г [46]. В этой
схеме (см. табл. 3.2.1) реактивный вращающий
момент уравновешивается моментом, создавае-
мым тягой рулевого винта (РВ), установленно-
го на хвостовой балке. На привод рулевого
винта расходуется 8...15% мощности, затрачи-
ваемой на вращение НВ.
Основные типы рулевых устройств можно
разделить на следующие:
использующие тяги рулевых винтов,
установленные в продольной плоскости,
или воздушного винта, установленных на
крыльях;
создающие аэродинамическую силу в ин-
дуктивном потоке, отбрасываемом несущим
винтом;
с дефлекторами, отклоняющими поток от
воздушного винта, установленного в хвостовой
части фюзеляжа;
создающие реактивную силу струи, выду-
ваемую вбок из сопла на конце хвостовой
балки.
Рулевой винт выполнен обычно толкаю-
щим по отношению к килю с целью уменьше-
ния потерь тяги на обдувку на “моторных” ре-
жимах работы НВ, когда мощность подводится
к его валу. На режиме авторотации, когда с НВ
снимается небольшая мощность, тяга РВ ме-
няет знак. Для уменьшения длины хвостовой
балки и габаритов вертолета нагрузка на оме-
таемую площадь РВ обычно выше чем у НВ
почти в 2 раза.
Рулевой винт также обеспечивает путевое
управление и путевую устойчивость вертоле-
та. В горизонтальном полете реактивный мо-
мент может уравновешиваться несимметрич-
ным килем, имеющим угол заклинения, а
также шайбами, устанавливаемыми на концах
стабилизатора под углом заклинения по отно-
шению к продольной оси вертолета. Киль и
шайбы обеспечивают путевую устойчивость
вертолета в горизонтальном полете. Установ-
ка киля и шайб позволяет разгрузить рулевой
винт, повысить его ресурс, а за счет снижения
сопротивления уменьшить расход топлива в
полете.
Вращающиеся лопасти РВ, близко распо-
ложенные от поверхности земли, представля-
ют повышенную опасность для обслуживаю-
щего персонала и могут явиться причиной
аварий и поломок лопастей при полете вблизи
препятствий и эксплуатации на площадках ог-
раниченных размеров.
Этот недостаток отсутствует у рулевого
устройства фенестрона, состоящего из много-
лопастного винта, расположенного в про-
филированном кольцевом канале киля
3.2.1. Принципы управления и балансировки вертолетов и конвертоплана
Тип управления
и балансировки
СХЕМА ВЕРТОЛЕТА
Двухвинтовая
соосная
Конвертоплан с
поворотными винтами
Управление по
высоте
Продольное
управление
Поперечное
управление
Путевое
управление
Принцип
уравновешивания
реактивного
вращающего
момента
Одновинтовая с
рулевым бинтом
Двухбайтовая
продольная
Двухвинтовая
поперечная
ОДНОВИНТОВАЯ С РУЛЕВЫМ УСТРОЙСТВОМ
306
Глава 3.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ
(рис. 3.2.1). Киль защищает от повреждений
лопасти винта. Боковая сила, уравновешиваю-
щая реактивный момент, создается тягами
винта и кольца за счет разрежения, возникаю-
щего на его поверхности, а также боковой
силой несимметричного киля в горизонталь-
ном полете.
Диаметр фенестрона меньше диаметра
традиционного рулевого винта, что позволяет
уменьшить передаточное число хвостового ре-
дуктора, а следовательно, массу трансмиссии.
При этом отпадает необходимость в промежу-
точном угловом редукторе, что также снижает
массу.
На режиме висения при уменьшении диа-
метра винта на привод фенестрона требуется
большая мощность, чем на рулевой винт. В го-
ризонтальном полете затраты могут быть мень-
шими на несколько процентов или такими же,
как у рулевого винта. Развитый по площади
киль фенестрона позволяет в случае выхода из
строя хвостовой трансмиссии или винта фене-
строна осуществлять горизонтальный полет и
посадку вертолета с небольшим углом сколь-
жения.
Впервые фенестрон был применен на вер-
толете SA-341 “Газель” фирмы Аэроспасьяль
(Франция), а затем на вертолетах SA-360 и SA-
365. В настоящее время фенестроны установ-
лены на вертолетах фирмы Еврокоптер, на
вертолете RAH-66 “Команч” совместного
производства фирм “Сикорский” и “Боинг”,
а также на отечественном вертолете Ка-60
фирмы “Камов” (см. рис. 3.2.1,а).
Винты фенестрона имеют ббльшее ко-
личество лопастей Кк = 9...13, чем рулевые
винты, что снижает уровень вибраций, переда-
ваемых на хвостовую балку и повышает “жи-
вучесть” винта при повреждении лопастей.
Аэродинамическая компоновка фенестро-
на выбирается такой, чтобы верхняя по-
верхность киля, выполняемая несимметрич-
ной с уголом заклинения, создавала (в
горизонтальном полете) боковую силу, необ-
ходимую для полной компенсации реактивно-
го момента на крейсерском режиме полета.
При этом винт фенестрона практически не
создает тяги. Нижняя часть киля выполняет
функции защитного устройства при ударе о
землю.
Форма коллектора входного устройства
может выполняться заподлицо с поверхнос-
тью киля (см. рис. 3.2.1,6) с целью уменьше-
ния его сопротивления в горизонтальном
полете или выступать за поверхность киля с
целью реализации большей силы тяги, разви-
ваемой кольцом на режиме висения. В по-
следнем случае на режиме горизонтального
полета сопротивление фенестрона будет боль-
шим из-за срыва потока в хвостовой части.
На некоторых вертолетах (Белл-400) фенес-
трон представляет собой торообразное защит-
ное устройство хвостового винта с килем: ус-
тройство частично сохраняет функции
фенестрона, а также простоту и преимущества
рулевого винта, имеющего меньшие затраты
мощности на режиме висения из-за большего
диаметра.
Фенестрон устанавливается на вертолетах
взлетной массы до 6 т. Для вертолетов большей
взлетной массы применение фенестрона с
энергетической точки зрения становится неце-
лесообразным.
Рулевое устройство типа NOTAR (No Tail
Rotor — без хвостового винта) обеспечивает
уравновешивание реактивного момента за счет
боковой аэродинамической силы, возникаю-
щей на хвостовой балке, а также за счет реак-
Рис. 3.2.1. Вертолет Ка-60 и различные формы коллектора входного устройства фенестрона
ОДНОВИНТОВАЯ С РУЛЕВЫМ УСТРОЙСТВОМ
307
тивной силы воздуха, выдуваемого из боковых
сопел, расположенных в концевой части хвос-
товой балки (рис. 3.2.2).
В такой системе воздух, нагнетаемый в
хвостовую балку с помощью вентилятора, вы-
дувается через одно или два щелевых сопла,
расположенных вдоль хвостовой балки, а так-
же через боковые сопла в конце хвостовой
балки. На хвостовой балке, обдуваемой пото-
ком от НВ, возникает аэродинамическая сила
1^6, которая вместе с реактивной силой боко-
вого сопла Лс уравновешивает реактивный мо-
мент на валу НВ. Изменением расхода возду-
ха через боковые сопла осуществляется путе-
вое управление. Путевая устойчивость обеспе-
чивается с помощью килевых поверхностей.
Преимущество системы NOTAR заключа-
ется в отсутствии разнесенных масс на конце
хвостовой балки, уменьшении момента инер-
ции относительно оси вращения НВ и по-
перечной оси, упрощении конструкции, уве-
личении весовой отдачи, уменьшении соп-
ротивления в полете, а также в повышении
безопасности.
Вместе с тем, такая система требует боль-
ших затрат мощности на уравновешивание ре-
активного момента, особенно на режиме висе-
ния (до 17%). Система NOTAR впервые была
испытана фирмой Хыоз на вертолете Хьюз-500 и
в дальнейшем применяется на вертолете MD-
520N фирмы Макдоннел-Дуглас, серийно вы-
пускаемого с 1991 г., а также на вертолетах
MD-600N и MD-900.
Уравновешивание реактивного момента
только за счет реактивной силы выдуваемого
воздуха требует больших затрат мощности
(до 20..35% потребной для работы НВ).
Трансмиссия вертолета одновинтовой схе-
мы относительно проста и включает проме-
жуточный редуктор двигателя, вал, пере-
дающий мощность к главному редуктору,
главный редуктор, а также хвостовой вал,
передающий мощность к рулевому устройству
различного типа. На современных вертолетах
обычно применяются турбовальные двигатели,
а на легких вертолетах — и поршневые. Пере-
даточное отношение главного редуктора воз-
растает с увеличением массы вертолета и ра-
диуса его НВ.
Главные редукторы средних и тяжелых
вертолетов в большинстве случаев включают
планетарные ступени. Частота вращения хвос-
товых валов выбирается по возможности боль-
шей для уменьшения их массы.
Обычный профиль
ХВосгпо&ая балка с
управляемой циркуляцией
Рнс. 3.2.2. Принципиальная схема работы рулевого устройства типа NOTAR
и вертолет фирмы Макдоннел-Дуглас MD 900 с системой NOTAR
308
Глава 3.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ
Управление одновинтовым вертолетом, за
исключением путевого, осуществляется несу-
щим винтом посредством автомата перекоса,
позволяющего изменять угол установки у всех
лопастей одновременно — общий шаг (ОШ),
или циклически по первой гармонике — цик-
лический шаг (ЦШ). С помощью циклическо-
го шага конус, описываемый лопастями НВ, и
тяга НВ наклоняются в нужном направлении,
и при этом создается управляющий момент от-
носительно центра масс вертолета. Кроме того,
на втулке создается момент того же знака, про-
порциональный разносу осей горизонтальных
шарниров.
Управление по высоте (вертикали) осуще-
ствляется с помощью ОШ (см. табл. 3.2.1) по-
средством ручки ОШ, одновременно позволя-
ющей изменять мощность двигателя. Продоль-
ное управление (по углу тангажа) осуществля-
ется наклоном тяги в продольной плоскости, а
поперечное (по углу крена) — в поперечной
плоскости с помощью ручки, связанной с ЦШ.
Путевое управление производится изменением
тяги РВ или другого рулевого устройства с по-
мощью педалей.
Особенность управления вертолетом зак-
лючается в наличии перекрестных связей, ког-
да воздействие на один орган управления
требует одновременно воздействия на другие.
Так, при изменении тяги НВ с помощью руч-
ки ОШ одновременно изменяется реактивный
момент. Для его уравновешивания необходимо
отклонить педали для изменения ОШ хвосто-
вого винта и его тяги, которую, в свою оче-
редь, необходимо уравновешивать отклонением
ручки ЦШ вбок и наклоном тяги НВ.
Балансировка вертолета осуществляется
посредством ЦШ с помощью автомата пере-
коса, угол наклона которого имеет конструк-
тивные ограничения. Поэтому диапазон из-
менения центровок вертолета одновинтовой
схемы ограничен. Для расширения диапазона
центровок на некоторых вертолетах плоскость
вращения РВ наклонена относительно про-
дольной оси вертолета, благодаря чему появ-
ляется направленная вверх составляющая
тяги хвостового винта. Пилотирование верто-
лета в этом случае производится с примене-
нием автопилота. Система управления одно-
винтового вертолета наиболее проста по
сравнению с системами управления вертоле-
тов других схем.
Для разгрузки НВ в горизонтальном поле-
те на вертолетах одновинтовой схемы могут ус-
Рис. 3.2.3. Вертолет Ми-26
ДВУХВИНТОВЫЕ
309
танавливаться крылья, которые на боевых вер-
толетах служат также для подвески вооруже-
ния. На режимах висения и полета с малыми
скоростями крыло, обдуваемое потоком от НВ,
обуславливает потери тяги.
Вертолеты одновинтовой схемы обладают
меньшим аэродинамическим сопротивлением
по сравнению с вертолетами других схем благо-
даря возможности реализовать обтекаемую фор-
му фюзеляжа, малому сопротивлению втулки,
возможности капотирования автомата перекоса
и вала НВ. НВ работает в свободном потоке, т.е.
не подвержен влиянию интерференции, как это
происходит в двухвинтовых схемах. Потери тяги
на обдувку фюзеляжа на режиме висения по
сравнению с двухвинтовыми вертолетами про-
дольной и поперечной схемы меньше, пос-
кольку фюзеляж находится в области обдувки на
небольших радиусах от оси НВ, где индуктив-
ные скорости, отбрасываемые НВ и возрастаю-
щие с ростом радиуса, еще невелики.
Конструктивно одновинтовой вертолет
является компактным. Нагрузки, создаваемые
массой полезной нагрузки, располагаемой в
фюзеляже, передаются к НВ по наиболее ко-
роткому пути, чем обеспечивается высокая
жесткость конструкции и меньшая подвер-
женность автоколебаниям различного вида.
Уровень вибраций, передаваемых от НВ к
фюзеляжу зависит от числа лопастей и умень-
шается с ростом их количества.
По одновинтовой схеме строятся вертоле-
ты различных весовых категорий — от сверх-
легких до тяжелых. В настоящее время самым
грузоподъемным в мире серийным вертолетом
является вертолет Ми-26 (рис. 3.2.3), способ-
ный перевозить грузы массой 20 т. Вертолету
Ми-26 принадлежит мировой рекорд подня-
тия груза массой 25 111 кг на высоту 2000 м,
установленный в 1982 г. Мировой рекорд ско-
рости принадлежит одновинтовому вертолету
"Линкс” фирмы Уэстленд (Великобритания) и
составляет 400,87 км/ч. Вертолеты одновинто-
вой схемы имеют самое различное назначение
и применяются как в гражданских, так и в во-
енных областях.
3.2.2.	ДВУХВИНТОВЫЕ СХЕМЫ
Двухвинтовая соосная схема. В такой схеме
тяга создается двумя НВ, вращающимися в
противоположных направлениях, благодаря
чему происходит уравновешивание реактив-
ных вращающих моментов (см. табл. 3.2.1).
Поэтому на вертолете соосной схемы в отли-
чие от вертолетов одновинтовой схемы отсут-
ствуют потери мощности на привод рулевого
устройства.
Трансмиссия соосного вертолета имеет
наименьшее количество элементов по сравне-
нию с другими схемами и наиболее компактна.
Мощность от одного или двух двигателей
через промежуточные валы и один главный ре-
дуктор передается двум синхронно вращаю-
щимся винтам. Вал верхнего винта проходит
внутри вала нижнего. Для предотвращения
схлестывания лопастей верхний винт обычно
имеет превышение над нижним
Ду — 0,27?,
где R — радиус НВ.
Особенности управления соосного верто-
лета обусловлены меньшими, чем у одновин-
тового вертолета, моментами инерции отно-
сительно оси вращения и поперечной оси,
проходящей через центр тяжести вертолета,
из-за отсутствия расположенных на конце
хвостовой балки рулевого винта и редукторов,
а также других элементов. Соосная схема
аэродинамически симметрична. Поэтому в уп-
равлении меньше перекрестных связей, чем в
одновинтовой схеме. Управление обеспечива-
ется автоматами перекоса на каждом из вин-
тов, устройствами, согласующими их работу,
а также рулями направления, расположен-
ными на киле или на шайбах.
Управление по высоте осуществляется
одновременным изменением тяги двух винтов
с помощью общего шага (см. табл. 3,2.1). Про-
дольное и поперечное управление осуществ-
ляется также одновременным наклоном тяг
верхнего и нижних винтов с помощью цикли-
ческого шага соответственно в продольной и
поперечной плоскости. Эффективность про-
дольного и поперечного управления по срав-
нению с одновинтовой схемой выше за счет
выноса верхнего винта.
Путевое управление обеспечивается с по-
мощью дифференциального шага, когда на
одном винте общий шаг лопастей уменьша-
ется, а на другом — увеличивается. При этом
суммарная тяга винтов сохраняется неизмен-
ной, а появляется разностный реактивный
вращающий момент, под действием которого
вертолет разворачивается в нужном направле-
нии. Одновременно происходит отклонение
рулей направления, расположенных на киле
или шайбах и создающих момент того же на-
правления, что и на винтах в случае передачи
мощности на винты от двигателей. На режиме
310
Глава 3.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ
авторотации, когда двигатели не работают,
винты вращаются за счет энергии набегающе-
го потока и с них снимается небольшая мощ-
ность. В этом случае управляющий момент на
винтах меняет знак, и путевое управление
обеспечивается только за счет отклонения ру-
лей направления.
Разнос по высоте винтов на режиме висе-
ния улучшает характеристики соосного винта
по сравнению с характеристиками одиночного
винта двойного заполнения (т.е. имеющими
такое же число лопастей, что и соосный),
поскольку в создании силы тяги соосного
винта участвует большая масса воздуха. Это
обусловлено тем, что воздушная струя от вер-
хнего винта, достигая плоскости нижнего вин-
та, имеет поджатие, и воздух подсасывается
дополнительно нижним винтом через боковую
поверхность.
Отмеченный эффект приводит к умень-
шению индуктивной составляющей мощнос-
ти, затрачиваемой на вращение соосного
винта. Это свойство в сочетании с отсутстви-
ем затрат мощности на уравновешивание
реактивного вращающего момента позволяет
соосному вертолету по сравнению с одновин-
товым иметь больший избыток мощности на
режиме висения и вертикального полета и,
как следствие, больший статический потолок,
а следовательно, вертикальную скороподъем-
ность.
На боевых вертолетах соосной схемы так
же, как и на одновинтовых вертолетах, уста-
навливаются небольшие крылья, которые раз-
гружают НВ в полете и служат для подвески
вооружения.
Вертолет соосной схемы имеет понижен-
ный уровень вибраций, передаваемый от вин-
тов к фюзеляжу, поскольку амплитуда проход-
ных гармоник обратно пропорциональна чис-
лу лопастей, а на большинстве соосных верто-
летов число лопастей равно шести.
Вертолет соосной схемы, как и одновин-
товой, отличается компактностью, жесткостью
конструкции, меньшей возможностью возник-
новения резонансных колебаний, поскольку
нагрузки от масс, расположенных в фюзеляже,
передаются к НВ по короткому пути.
В горизонтальном полете разнос винтов
создает эффект бипланной коробки крыльев,
когда отрицательное индуктивное воздей-
ствие верхнего винта на нижний и, наобо-
рот, нижнего на верхний уменьшается, что
приводит к снижению потерь мощности,
обусловленной интерференцией винтов. На
фюзеляже соосных вертолетов можно обеспе-
чить малое сопротивление, чему способству-
ет отсутствие рулевого винта. Вместе с тем,
находящиеся в потоке элементы системы уп-
равления (часто представляющие собой ци-
линдрические тела), а также вал верхнего
винта имеют большое аэродинамическое со-
противление. Капотирование этих элементов
с целью уменьшения сопротивления затруд-
нено.
Соосная схема по сравнению с другими
имеет малые размеры фюзеляжа из-за отно-
сительно короткой хвостовой балки, на кото-
рой располагается ВО с рулями направления
и ГО в виде неотклоняемого в полете стаби-
лизатора.
Малые габаритные размеры соосного вер-
толета обусловили его применение в качестве
корабельного, для посадки и размещения ко-
торого требуются небольшие площади на палу-
бе и в трюме. При обеспечении складывания
лопастей их располагают вдоль хвостовой бал-
ки, необходимость складывания которой как
на одновинтовом вертолете отсутствует.
Вертолеты соосной схемы, серийное про-
изводство которых освоено только на фирме
“Камов”, имеют как гражданское, так и воен-
ное применение. Заметные преимущества вер-
толет соосной схемы имеет при выполнении
крановых работ. В нашей стране принят на
вооружение одноместный боевой вертолет со-
осной схемы Ка-50 (рис. 3.2.4), имеющий
взлетную массу 10,8 т и максимальную ско-
рость vmax=350 км/ч. Разработаны модифи-
кации этого вертолета.
Благодаря компактности и другим пре-
имуществам по соосной схеме строятся дис-
танционно-пилотируемые вертолеты как в на-
шей стране, так и за рубежом.
На фирме “Сикорский” (США) построен
и испытан экспериментальный вертолет S-69
соосной схемы по концепции АВС (опере-
жающей лопасти). В создании тяги на каждом
из винтов участвуют только “наступающие”
лопасти, т.е. лопасти, работающие в сумме
скоростей. Лопасти имеют жесткое крепление
ко втулке. Возникающие в полете на каждом
из винтов моменты крена уравновешиваются.
На винтах отсутствуют горизонтальный и вер-
тикальные шарниры. Практическое отсут-
ствие махового движения снимает ограниче-
ния по скорости полета, обусловленные
срывом потока на отступающей лопасти при
шарнирном креплении лопастей. На вертоле-
те S-69 с дополнительными движителями
была достигнута максимальная скорость
max = 450 км/ч-
ДВУХВИНТОВЫЕ
311
Рис. 3.2.4. Вертолет Ка-50
Двухвинтовая продольная схема. В такой
схеме реактивные вращающие моменты урав-
новешиваются на вращающихся в противопо-
ложных направлениях двух НВ, располо-
женных на продольной оси фюзеляжа один за
другим (см. табл. 3.2.1).
В продольной схеме винты могут вра-
щаться в одном направлении, а реактивные
моменты уравновешиваться за счет наклона
осей вращения винтов и появляющейся при
этом проекции тяги винтов на плоскость
вращения.
Винты соединены синхронизирующим ва-
лом, который в зависимости от схемы распо-
ложения двигателей имеет разное нагружение.
В случае “модульной” винтомоторной уста-
новки, когда каждый модуль состоит из НВ,
редуктора и двигателя, через синхронизирую-
щий вал передается разностная мощность, пе-
редаваемая винтами. При расположении дви-
гателей в хвостовой части фюзеляжа через
синхронизирующий вал постоянно передается
мощность к переднему винту.
Управление вертолетом по высоте осуще-
ствляется с помощью ОШ одновременным из-
менением тяг двух винтов.
Продольное управление может осуществ-
ляться, как на одновинтовой схеме, с помо-
щью ЦШ наклоном тяг винтов или диффе-
ренциальным изменением ОШ переднего и
заднего винтов, что более эффективно, по-
скольку разнос винтов по горизонтали обес-
печивает создание большого управляющего
момента. При обеспечении продольного
управления с помощью дифференциального
ОШ расширяется диапазон изменения про-
дольной центровки (положения центра масс
вертолета).
Поперечное управление производится с по-
мощью ЦШ двух винтов одновременным на-
клоном тяг, а путевое также с помощью ЦШ,
но дифференциально, когда тяги винтов на-
клоняются в разные стороны, а горизонталь-
ные проекции тяг на плече, равном расстоя-
нию между винтами, создают управляющий
момент.
Продольная схема является аэродинами-
чески несимметричной. В горизонтальном
полете вихревой след от переднего винта про-
ходит близко от плоскости заднего винта, и
лопасти последнего работают в дополнитель-
ном поле индуктивных скоростей, направлен-
ных вниз, что приводит к увеличению их
сопротивления, а следовательно, мощности,
потребляемой задним винтом.
Для уменьшения неблагоприятного воз-
действия переднего НВ на задний последний
приподнимают по отношению к переднему на
величину у ~ 0,27?. Кроме того, для выравни-
вания в горизонтальном полете вращающих
моментов оси винтов “разваливают”: ось вра-
щения переднего винта наклоняется вперед, а
заднего — назад.
При появлении скольжения вертолета
вихревой след переднего НВ отходит от плос-
кости заднего НВ в сторону, и отрицательное
312
Глава 3.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ
индуктивное воздействие переднего НВ на
задний уменьшается, а следовательно, снижа-
ется вращающий момент заднего винта и по-
является разностный реактивный момент, воз-
вращающий вертолет в исходное положение
или разворачивающий его на еще больший
угол скольжения, т.е. возникает путевая неус-
тойчивость.
Большая интерференция винтов продоль-
ного вертолета, наличие перекрестных связей
в управлении требуют применения автомати-
ческой системы управления, что реализуется
на современных вертолетах.
Для уменьшения длины фюзеляжа и уве-
личения весовой отдачи вертолета винты име-
ют перекрытие, т.е. плоскости дисков винтов
пперекрываются (рис. 3.2.5). Относительная
степень перекрытия выбирается так, чтобы в
зоне перекрытия не произошло столкновения
лопастей винтов, вращающихся в противопо-
ложных направлениях. С увеличением числа
лопастей степень перекрытия уменьшается.
На режиме висения перекрытие винтов ведет
к потере тяги, которая для трехлопастного
винта составляет около 4%. Потери тяги на
обдувку фюзеляжа вертолета продольной схе-
мы несколько больше, чем у одновинтового и
соосного вертолетов, поскольку фюзеляж на-
ходится в области больших индуктивных ско-
ростей.
У вертолета продольной схемы перевози-
мый груз располагается в середине упругого
фюзеляжа, и нагрузки от него предаются к
винтам по более длинному пути, чем у одно-
винтового и соосного вертолетов. Поэтому
вертолет продольной схемы в большей степени
подвержен резонансным колебаниям, тем бо-
лее что уровень вибраций, передаваемых на
фюзеляж от несущих винтов с меньшим коли-
чеством лопастей, выше, чем у одновинтового
и соосных вертолетов. Для предупреждения
вибраций на вертолете продольной схемы пре-
дусматриваются специальные гасители колеба-
ний, демпферная подвеска кресел пилотов и
другие меры.
Вертолет продольной схемы в основном ис-
пользуется как транспортный, поскольку его
объемный фюзеляж позволяет размещать различ-
ные крупногабаритные грузы. Фирма Боинг”
выпускала вертолеты СН-47 “Чинук” (рис. 3.2.5)
различных модификаций с 1962 г. взлетной мас-
сой 15...22,5 т, способные перевозить грузы
как в кабине, так и на внешней подвеске. Вер-
толет “Чинук” является одним из основных
транспортных вертолетов армии США, Кана-
ды и других стран НАТО.
Рис. 3.2.5. Вертолет СН-47 “Чинук’
ДВУХВИНТОВЫЕ
313
Двухвинтовая поперечная схема. Попереч-
ная схема вертолета, в которой НВ располо-
жены на поперечной оси относительно фюзе-
ляжа, близка к схеме самолета. В ней отсут-
ствуют потери мощности на компенсацию
реактивного вращающего момента, поскольку
моменты винтов, вращающихся в противо-
положных направлениях, автоматически урав-
новешиваются (см. табл. 3.2.1). Схема отлича-
ется аэродинамической симметрией и поло-
жительной интерференцией НВ. По такой
схеме строились и выпускались вертолеты в
Германии и в СССР (ОКБ И.П.Братухина,
М.Л.Миля).
Трансмиссия вертолета состоит из двух
главных редукторов и вала, синхронизирую-
щего вращение НВ.
Управление высотой производится с помо-
щью изменения ОШ двух НВ одновременно
(см. табл. 3.2.1). Продольное управление осу-
ществляется так же, как и на одновинтовом
вертолете с помощью ЦШ наклоном тяг НВ.
Поперечное управление обеспечивается диф-
ференциальным изменением ОШ винтов, ког-
да на одном НВ тяга уменьшается, а на дру-
гом НВ на ту же величину увеличивается и,
возникающая при этом пара сил на плече,
равном расстоянию между винтами, создает
управляющий момент крена. Такой способ
поперечного управления более эффективен,
чем с помощью ЦШ двух винтов, когда про-
исходит наклон их тяг.
Путевое управление производится накло-
ном тяги одного из винтов НВ вперед, а
другого — назад с помощью дифференциаль-
ного ЦШ, а также отклонением, как на само-
лете, рулей направления (см. табл. 3.2.1),
эффективность которых определяется скорос-
тью горизонтального полета.
В горизонтальном полете каждый из вин-
тов создает в плоскости соседнего допол-
нительный восходящий поток, что приводит
к снижению мощности, потребляемой вин-
тами. Направление вращения винтов практи-
чески не влияет на этот эффект, но оказывает
существенное влияние на эффективность уп-
равления, которая выше при направлении
вращения типа “брасс”.
Перекрытие винтов, которое, как и на
вертолете продольной схемы, делается для
уменьшения расстояния между винтами и
массы конструкции вертолета, также приводит
к небольшому увеличению затрат мощности
на вращение винтов, поскольку в зоне пере-
крытия происходит увеличение индуктивной
скорости. Вертолеты поперечной схемы, име-
ющие крыло, на котором располагаются вин-
ты, имеют наибольшие потери на обдувку на
режиме висения по сравнению с другими схе-
мами, поскольку обдуваемое потоком от вин-
та крыло обтекается со срывом и имеет боль-
шое сопротивление.
Для уменьшения потерь на обдувку на не-
которых вертолетах (Ми-12) крыло имело об-
ратное сужение, т.е. в месте, где индуктивная
скорость, увеличивающаяся по радиусу, до-
стигает максимума, хорда крыла, а сле-
довательно, площадь обдувки уменьшается
(см. рис. 3.2.6).
Использование для крепления винтов
вместо крыльев ферменных конструкций так-
же уменьшает потери на обдувку, но в гори-
зонтальном полете фермы создают большое
сопротивление. Крыло, как правило, также
подкрепляется подкосами, увеличивающими
сопротивление, поэтому вертолеты попереч-
ной схемы по сравнению с другими обладают
повышенным сопротивлением. В крейсерском
полете крыло, создавая подъемную силу, раз-
гружает несущие винты.
Конструкция вертолета поперечной схемы
по сравнению с одновинтовыми и соосными
вертолетами обладает меньшей жесткостью,
поскольку нагрузки от размещенных в фюзе-
ляже грузов передаются к НВ по длинному
пути, включая фюзеляж, ферму (или крыло с
подкосами). Несущие винты расположены на
конце достаточно длинных упругих ферм или
балочных конструкций, испытывающих де-
формации на изгиб в двух плоскостях (верти-
кальной и горизонтальной), а также на круче-
ние. Поэтому вертолет поперечной схемы
подвержен резонансным колебаниям, для от-
стройки от которых требуется обеспечение не-
обходимой жесткости крепления НВ, приме-
нение специальных демпферов, гасителей
колебаний.
Первый в мире серийный вертолет попе-
речной схемы Fa-223 (Германия), выпускал-
ся с 1941 г. В то же время ОКБ И.П.Бра-
тухина построило вертолет “Омега”, на базе
которого создано несколько модификаций
“Омега-2”, Г-3, Г-4, на которых реали-
зован модульный принцип конструкции.
Каждый модуль состоял из НВ, редуктора
и силовой установки. Вертолет Г-3 был
первым отечественным серийным вертоле-
том. В 1967 г. в ОКБ М.Л.Миля был пост-
роен наиболее грузоподъемный в мире вер-
толет Ми-12 (рис. 3.2.6) грузоподъемностью
до 40 т и взлетной массой 97 т. Он имел
также, как и “Омега”, модульную конструк-
Рис. 3.2.6. Вертолет Ми-12
цию из винтомоторных установок вертолета
Ми-6.
Двухвинтовая схема с перекрещивающими-
ся винтами. Такая схема, также называемая
синхроптером, является предельным вариан-
том поперечной схемы, когда расстояние меж-
ду винтами сближено на минимально возмож-
ное расстояние. Оси двух противоположно вра-
щающихся НВ имеют угол развала около 24°.
Реактивный момент НВ уравновешивается, но
за счет наклона осей НВ появляется несбалан-
сированный момент тангажа, который париру-
ется продольным наклоном тяг НВ с помощью
циклического шага, а также стабилизатором.
Для избежания схлестывания число лопастей
обычно не превышает двух. Такая схема, как и
соосная, отличается компактностью, малыми
размерами фюзеляжа, простотой и небольшим
количеством элементов трансмиссии, в кото-
рой отсутствуют длинные валы, а вращающий
момент от двигателя передается на валы двух
НВ. Для предотвращения схлестывания лопас-
тей в некоторых схемах дополнительно уста-
навливается синхронизирующий вал, распо-
ложенный непосредственно между валами вин-
тов.
Управление высотой осуществляется изме-
нением ОШ двух винтов. Продольное и попе-
речное управление обеспечивается одновре-
менным наклоном тяг двух НВ с помощью
циклического шага. Путевое управление, как и
в соосной схеме, — дифференцированным из-
менением ОШ винтов и отклонением руля на-
правления.
Несмотря на наличие перекрестных свя-
зей вертолеты обладают хорошей управляемо-
стью. При больших углах скольжения и рыска-
ния вследствие интерференции винтов проис-
ходит их разбалансировка, когда реактивные
моменты не уравновешиваются, что приводит
к недостаточной путевой устойчивости. Для
устранения этого явления выбирается доста-
точно большая площадь вертикального опере-
ния, а также вводится автоматическая система
стабилизации.
Компактность, отсутствие длинной хвос-
товой балки и малые размеры фюзеляжа обес-
печивают высокую весовую отдачу вертолета с
МНОГОВИНТОВЫЕ
315
перекрещивающимися винтами. Наклон вин-
тов приводит к меньшему расстоянию между
лопастями и поверхностью земли, что пред-
ставляет повышенную опасность для экипажа
и обслуживающего персонала. Для обеспече-
ния безопасности винты приподнимают на пи-
лонах, что приводит к увеличению лобового
сопротивления и снижению весовой отдачи, а
также возможности опрокидывания вертолета
при посадке на наклонную поверхность.
Первые серийные вертолеты с перекре-
щивающимися винтами конструкции А.Флет-
тнера производились в Германии и исполь-
зовались в качестве палубных, береговых про-
тиволодочных вертолетов, спасательных и раз-
ведывательных вертолетов до 1945 г. Опытные
вертолеты строились в США, Франции и Че-
хословакии.
Наибольших успехов в производстве син-
хроптеров достигла фирма Каман, созданная
в 1953 г. на базе фирмы Келлет, которая
разработала несколько опытных вертолетов.
Фирма Каман серийно выпускала вертолеты
К-600 (НН-43) и их модификации. Отличи-
тельные особенности вертолета — компакт-
ность, малые размеры, отсутствие затрат на
уравновешивание вращающего момента, высо-
кая весовая отдача, обусловили применение их в
качестве корабельных вертолетов, а также верто-
летов, выполняющих крановые работы при по-
лете с относительно небольшой скоростью.
Конструктивные особенности, заклю-
чающиеся в ограниченном (не более двух) ко-
личестве лопастей во избежание их схлестыва-
ния, а также в наклоне осей винтов, благодаря
чему лопасти приближаются к поверхности
земли, ограничивают увеличение массы верто-
лета такой схемы до 5 т. С 1991 г. фирма Каман
строит вертолет К-МАКС взлетной массой
5215 кг (рис. 3.2.7). Вертолет предназначен для
перевозки грузов на внешней подвеске и вы-
полнения монтажных работ.
3.2.3.	МНОГОВИНТОВЫЕ СХЕМЫ
Поскольку с ростом диаметра несущего
винта интенсивно растет его масса, а также
масса главного редуктора и других агрегатов
вертолета, то для увеличения грузоподъемнос-
ти вертолета при заданном уровне техническо-
го совершенства его агрегатов целесообразно
применять несколько несущих винтов.
Многовинтовые вертолеты с числом вин-
тов 3, 4, б, 8, 20 разрабатывались и испытыва-
Рис. 3.2.7. Двухвинтовой вертолет с перекрещи-
вающимися винтами (синхроптер) К-МАКС
фирмы Каман (США)
лись на раннем этапе развития вертолетостро-
ения. Конструкторов привлекала возможность
использования однотипных конструктивных
элементов для создания вертолета большой
грузоподъемности. Реактивные моменты в мно-
говинтовых схемах могут уравновешиваться за
счет разного направления вращения несущих
винтов или небольшого наклона осей их вра-
щения, при котором появляется горизонталь-
ная составляющая тяги, создающая необходи-
мый момент в плоскости вращения. В пос-
леднем случае все НВ могут вращаться в одном
направлении.
Несущие винты многовинтовых вертоле-
тов соединяются синхронизирующими их вра-
щения валами; степень их нагружения, как и в
двухвинтовых схемах с разнесенными винта-
ми, зависит от расположения двигателей. Если
винтомоторная установка представляет собой
отдельный модуль, состоящий из НВ, редукто-
ра и двигателя, то через синхронизирующие
винты передаются только разностные вращаю-
щие моменты.
Управление многовинтовыми вертолетами
достаточно эффективно, поскольку при разно-
се НВ имеются большие плечи для создания
управляющих моментов. Благодаря этому мо-
жет быть расширен диапазон допустимых цен-
тровок. Конструкция автоматов перекоса вин-
тов может быть упрощена, поскольку продоль-
ное и поперечное управление обеспечивается
дифференциальным общим шагом НВ, и лишь
путевое управление — циклическим шагом
двух или нескольких винтов.
316
Глава 3.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ
Рис. 3.2.8. Трехвинтовой вертолет W-11
фирмы Сиерва (Великобритания)
В многовинтовых вертолетах НВ испыты-
вают большое вредное индуктивное взаимо-
влияние, что ведет к увеличению потребной
для полета мощности и вызывает перекрест-
ные связи в управлении и требует значи-
тельных запасов управления. Сопротивление в
горизонтальном полете многовинтовых верто-
летов по сравнению с одновинтовыми и двух-
винтовыми выше вследствие дополнительного
сопротивления силовых элементов ферменной
или балочной конструкции, соединяющих раз-
несенные НВ с фюзеляжем или между собой.
Конструкция многовинтового вертолета
так же, как и двухвинтовых вертолетов про-
дольной и поперечной схем, подвержена резо-
нансным колебаниям, поскольку несущие
винты, являющиеся источником вибраций, со-
единены между собой достаточно протяжен-
ными упругими элементами ферм или других
поддерживающих устройств. Наличие синхро-
низирующих валов большой длины, соединя-
ющих НВ, элементов конструкции, обеспечи-
вающих крепление разнесенных винтов,
протяженной проводки управления, увеличи-
вают массу пустого вертолета и снижают его
весовую отдачу.
Примером многовинтового вертолета,
прошедшего большой цикл летных испытаний
в 1948—1950 гг., является опытный вертолет
трехвинтовой схемы W-11 “Летающая лошадь”
фирмы “Сиерва” (рис. 3.2.8). Вертолет имел
взлетную массу 7940 кг (один поршневой дви-
гатель Роллс-Ройс мощностью 1620 л.с.) и яв-
лялся по тому времени самым большим верто-
летом в мире. Винты диаметром 15 м враща-
лись в одном направлении, и их оси имели не-
большой наклон к вертикали для парирования
реактивного вращающего момента. Вследствие
этого изменение общего шага НВ при управле-
нии по высоте, крену и тангажу вызывало пу-
тевую разбалансировку. Результаты испытаний
показали работоспособность такой схемы при
всех присущих ей недостатках. Вертолет имел
хорошую управляемость. Работы над вертоле-
том W-11 и его модификациями прекратились
после катастрофы, произошедшей в 1950 г.
Вопрос о создании трех-четырехвинтового
вертолета периодически рассматривается ОКБ
при необходимости перевозки тяжелых неде-
лимых грузов. Так, в ОКБ им. М.Л. Миля в
1977—1982 гг. был разработан проект сверх-
тяжелого вертолета-крана трехвинтовой схемы
Ми-32 (рис. 3.2.9) грузоподъемностью 55 т с
использованием несущих систем и силовых ус-
тановок серийного вертолета Ми-26 [33]. НВ
располагались в вершинах равностороннего
треугольника, образованного круглыми балка-
ми, соединяющими винтомоторные установ-
ки. Перевозка грузов должна была осуществ-
ляться на внешней подвеске. Проект подтвер-
дил возможность создания многовинтового
вертолета большой грузоподъемности с ис-
пользованием отработанных винтомоторных
модулей.
Рис. 3.2.9. Проектный вариант вертолета-крана трехвиитовой схемы Ми-32
С РЕАКТИВНЫМ ПРИВОДОМ НЕСУЩЕГО ВИНТА
317
3.2.4.	ВЕРТОЛЕТЫ С РЕАКТИВНЫМ
ПРИВОДОМ НЕСУЩЕГО ВИНТА
В такой схеме момент от сил сопротивле-
ния вращающихся лопастей НВ уравновешива-
ется моментом, создаваемым тягой реактивных
сопел или двигателей, установленных на кон-
цах лопастей. Поэтому в отличие от схем с ме-
ханическим приводом НВ в такой конструкции
отсутствует реактивный вращающий момент,
передаваемый на фюзеляж. При использова-
нии реактивного привода на одновинтовом
вертолете отпадает необходимость в устрой-
ствах, потребляющих значительную часть мощ-
ности для уравновешивания этого момента, та-
ких как рулевой винт, фенестрон и др. Эти ус-
тройства необходимы лишь для обеспечения
путевого управления и уравновешивания не-
большого момента трения в опорах, относи-
тельно которых вращается несущий винт.
Положительным качеством вертолетов с
реактивным приводом является отсутствие
главного редуктора и нагружаемой трансмис-
сии, а следовательно, меньшая масса конст-
рукции пустого вертолета и большая весовая
отдача. Реактивный привод разделяют на два
основных типа:
реактивный компрессорный привод, в кото-
ром сжатый воздух от компрессора, установлен-
ного в фюзеляже, или горячий воздух от ГТД,
подается через втулку и лопасти к соплам, рас-
положенным на концах лопастей;
с реактивными двигателями, установлен-
ными на концах лопастей — прямоточными
(ПВРД), пульсирующими (ПуВРД), жидко-
стными (ЖРД), турбореактивными (ТРД).
Компрессорный привод в зависимости от
температуры воздуха (газа) подразделяют на
три системы:
1)	“холодного цикла”, когда воздух пода-
ется от компрессора;
2)	“горячего цикла”, когда газ с темпера-
турой до 1200 °C поступает от выхлопов ГТД,
установленных в фюзеляже;
3)	“теплого цикла”, при котором происхо-
дит смешение воздуха от компрессора с газом
от ГТД.
С ростом температуры воздуха, подаваемо-
го к соплам, эффективность компрессорного
привода возрастает, но одновременно появля-
ются проблемы с обеспечением теплоизоляции
и прочности силовых элементов втулки и лопа-
стей. Для повышения мощности компрессор-
ного привода с “холодным циклом” использу-
ется система дожигания дополнительного
топлива, подаваемого к соплам.
К основным недостаткам компрессорного
привода следует отнести большие “гидравли-
ческие” потери в протяженных газоводах,
сложность конструкции втулки и лопастей,
ухудшение характеристик винтов из-за необхо-
димости размещения в лопастях объемных га-
зоводов.
Система с дожиганием топлива в горел-
ках, работающих в поле центробежных сил,
имеет низкую термодинамическую эффектив-
ность, низкую степень сгорания топлива и со-
здает большой уровень шума.
По сравнению с механическим приводом
при прочих равных условиях система с реак-
тивным приводов имеет в несколько раз боль-
ший расход топлива.
Единственным вертолетом с реактивным
компрессорным приводом с “холодным цик-
лом”, выпускаемым серийно (1953 г.), был
вертолет SO-1221 “Джин” фирмы Сюд Авиа-
сьен (рис. 3.2.10).
Схема компрессорного привода с дожига-
нием была реализована на ряде опытных вер-
толетов (от легких одноместных до тяжелых),
а также на экспериментальном тяжелом одно-
винтовом винтокрыле “Ротодайн” фирмы
Фейри в 1957 г., имевшем взлетную массу
14 969 кг (рис. 3.2.11).
По сравнению с компрессорным реактив-
ный привод с двигателями на концах лопастей
более прост по конструкции, поскольку не
имеет двигателей, расположенных в фюзеля-
же, а также системы газоводов.
Рис. 3.2.10. Схема реактивного привода компрессор-
ного типа одновинтового вертолета SO-1221 “Джии”
(Франция)
318
Глава 3.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ
Рис. 3.2.11. Винтокрыл с реактивным компрессорным приводом
несущего винта (Великобритания)
Рис. 3.2.12. Одновинтовой вертолет HY-1 фирмы
Хиллер, (США), с реактивным приводом виита
с ПВРД на концах лопастей
Результаты экспериментальных исследова-
ний на опытных вертолетах с двигателями на
концах лопастей показали, что по сравнению
с механическим приводом удельный расход
топлива выше в случае установки на концах ло-
пастей ПВРД приблизительно в 10 раз, а
ПуВРД в 3—5 раз. В случае установки ЖРД
удельный расход топлива еще выше. Наимень-
шим расходом топлива обладают винты с ТРД.
Винты с прямоточными двигателями, создаю-
щими тягу при наличии набегающего потока,
требуют предварительной раскрутки от специ-
ального устройства.
Расположенные на концах лопастей реак-
тивные двигатели имеют большие окружные
скорости и создают значительное сопротив-
ление, что ухудшает аэродинамические ха-
рактеристики винтов. Большие центробеж-
ные силы, создаваемые двигателями, нагружа-
ют лопасть и втулку, что усложняет и утяже-
ляет их конструкцию.
На вращающиеся элементы турбореактив-
ных двигателей воздействуют большие гирос-
копические моменты, прямо пропорциональ-
ные их моменту инерции, угловым скоростям
вращения винта и элементов двигателя. Гиро-
скопические моменты передаются на лопасть
и приводят к ее закручиванию.
Уравновешивание гироскопических мо-
ментов осуществляется противоположным
вращением элементов двигателя — компрессо-
ра и турбины или за счет установки на конце
лопасти двух ТРД с противоположным враще-
нием.
Вертолеты с реактивным приводом с дви-
гателями ПВРД, ПуВРД и ЖРД на концах ло-
пастей из-за больших удельных расходов топ-
лива и, как следствие, малой дальности и
продолжительности полета строились как
сверхлегкие (одно- и двухместные).
Примером двухместного вертолета с
ПВРД на концах лопастей является вертолет
HY-1 фирмы Хиллер (рис. 3.2.12). Вертолет
не получил широкого применения из-за малой
продолжительности полета — 20 мин.
На одноместном вертолете с ЖРД на
концах лопастей фирмы Ротокрафт РН-1,
построенном в 1954 г., двигатель работал на
концентрированной смеси перекиси водорода.
Опытный четырехместный вертолет В-7
(рис. 3.2.13) с ТРД на концах лопастей создан
ВИНТОКРЫЛЫ
319
Рис. 3.2.13. Одновинтовой вертолет В-7 с реактивным приводом
с ТРД на концах лопастей
в 1959 г. для отработки проблем данной схемы
при разработке проекта сверхтяжелого вертоле-
та-крана в ОКБ им. М.Л.Миля.
При увеличении диаметра НВ уменьшают-
ся его угловая скорость и гироскопические мо-
менты, действующие на вращающиеся элемен-
ты ТРД, а также перегрузки от центробежных
сил на концах лопастей в местах расположе-
ния двигателей. Поэтому схема реактивного
привода с ТРД на концах лопастей остается
перспективной при разработке сверхтяжелых
вертолетов.
Путевое управление вертолетов с реактив-
ным приводом осуществлялось установкой уп-
равляемых поверхностей в индуктивном пото-
ке несущего винта, применением реактивных
газовых рулей, а также рулевых винтов, приво-
димых во вращение с помощью сжатого возду-
ха (пневмопривода) или механической транс-
миссии.
3.2.5.	ВИНТОКРЫЛЫ
Винтокрылами называют комбинирован-
ные ЛА, у которых подъемная сила на режи-
мах вертикального взлета, посадки и полета с
небольшими скоростями создается несущими
винтами (как у вертолета), а в крейсерском
полете — в большей степени крылом (как у
самолета). При этом несущие винты разгру-
жаются частично или полностью. Для созда-
ния пропульсивной силы, уравновешивающей
силу сопротивления винтокрыла в крейсерс-
ком полете, на них устанавливают воздушные
винты, турбореактивные двигатели и другие
движители.
Создание винтокрылов обусловлено стрем-
лением увеличить по сравнению с классичес-
ким вертолетом скорость полета и транспорт-
ную производительность за счет улучшения ка-
чества аппарата, повышения критической
скорости, обусловленной срывом потока на от-
ступающей лопасти шарнирного НВ и волно-
вым кризисом на наступающей лопасти.
Повышение качества винтокрыла в гори-
зонтальном полете достигается тем, что при
создании пропульсивной силы дополнитель-
ным движителем угол наклона вперед НВ и
всего фюзеляжа уменьшаются, что приводит к
снижению сопротивления. Следует также учи-
тывать, что крыло обладает большим аэроди-
намическим качеством, чем НВ.
Винтокрылы строились по одно- и двух-
винтовой поперечной схемам. В одновинтовой
схеме использование реактивного привода НВ
имеет определенные преимущества, связанные
с отсутствием необходимости уравновешива-
ния реактивного момента, меньшей массы и
простоты конструкции, а также возможности
изменения частоты вращения НВ.
Построенные экспериментальные винто-
крылы имели лучшие по сравнению с вер-
толетами скоростные характеристики, но не
были запущены в серийное производство из-за
сложности конструкции, меньшей, чем у вер-
толета, весовой отдачи и больших потерь тяги
на вертикальную обдувку крыла, а также мень-
шей надежности. По существу винтокрылы
имеют все функциональные элементы как вер-
толета, так и самолета. Масса их конструкции
возрастает (по сравнению с вертолетом) за счет
дополнительной массы крыла, двигателей и их
трансмиссий, а также двух систем управления
(самолетной и вертолетной).
320
Глава 3.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ
Рис. 3.2.14. Винтокрыл ЦАГИ 11-ЭА
Рис. 3.2.15. Экспериментальный винтокрыл Ка-22
Первым экспериментальным винтокры-
лом был двухместный одновинтовой аппарат
ЦАГИ 11-ЭА, построенный в СССР в 1936 г.
(рис. 3.2.14). Аппарат имел механический при-
вод НВ, а реактивный вращающий момент
уравновешивался тягой двух рулевых винтов
изменяемого шага, расположенных на концах
крыла и выполняющих в горизонтальном по-
лете функции пропеллеров.
Наиболее грузоподъемным винтокрылом с
компрессорным приводом был аппарат “Рото-
дайн” фирмы Фейри.
Двухвинтовой винтокрыл поперечной схе-
мы Ка-22 построен в ОКБ им. Н.И.Камова
в 1959 г. (рис. 3.2,15). Взлетная масса винто-
крыла составляла 42 500 кг, масса груза, перево-
зимого в кабине — 16 500 кг. Винтокрыл разви-
вал максимальную скорость 345 км/ч, практи-
ческая дальность полета составляла 450 км. Для
уменьшения потерь на обдувку крыло имело
закрылки, отклоняемые на 90°. На больших
скоростях полета подъемная сила на 80...90%
создавалась крылом.
Примером скоростного боевого винток-
рыла является построенный в 1972 г. фирмой
Локхид (США) двухместный аппарат АН-56А
“Шайен” (см. рис. 1.6.5), Винтокрыл имел НВ
с жестким креплением лопастей, крыло, руле-
вой винт и толкающий воздушный винт, уста-
новленный на конце хвостовой балки. Макси-
мальная скорость полета аппарата составляла
407 км/ч. Весовая отдача винтокрыла (31%)
была существенно ниже чем существующих в
то время вертолетов (около 40%). Контракт с
фирмой на производство 375 винтокрылов
был расторгнут из-за серий катастроф и аварий
с опытными экземплярами, низкой весовой
отдачи, большой стоимости аппарата, обуслов-
ленной сложностью конструкции, а также тем,
что максимальные скорости полета обычных
вертолетов приблизились к скоростям, дости-
гаемым винтокрылами.
3.2.6.	ПРЕОБРАЗУЕМЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ
Преобразуемые вертолеты (конверто-
планы) — это винтокрылые ЛА, способные
осуществлять вертикальный взлет и посадку
как вертолет и длительный высокоскоростной
полет как самолет, и совершающие эти два ре-
жима полета с помощью преобразуемой несу-
ще-движительной системы. За счет повыше-
ния аэродинамического качества и снятия
ограничений скорости, присущих в горизон-
тальном полете вертолетному несущему винту
(срыв потока, волновой кризис), конвертопла-
ны имеют скорости полета, близкие к скорос-
тям дозвуковых самолетов, и существенно
большие по сравнению с вертолетами даль-
ность полета и транспортную производитель-
ность. Поэтому применение конвертопланов
при большей, чем у вертолетов, стоимости ста-
новится рентабельным при выполнении ряда
задач.
Основными схемами винтокрылых кон-
вертопланов являются:
с поворотом корпуса аппарата, когда на
взлете и посадке он занимает вертикальное по-
ложение, а в горизонтальном полете — гори-
зонтальное;
ПРЕОБРАЗУЕМЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ
321
с поворотными винтами и неподвижным
крылом;
с поворотными крыльями и винтами;
с отклонением потока от винтов;
с останавливаемыми в полете несущими
винтами, преобразуемыми в крыло.
На конвертопланах с поворотными винта-
ми на взлете и посадке винты занимают верти-
кальное положение и работают как несущие
винты вертолетов, а в крейсерском полете вин-
ты располагаются горизонтально и работают
как воздушные винты на самолете. Условия ра-
боты винтов на этих режимах и развиваемые
ими тяги существенно различаются, поэтому
их характеристики выбираются компромисс-
ными между характеристиками несущих воз-
душных винтов. Тяга винтов на взлете больше,
чем тяга в горизонтальном полете приблизи-
тельно на порядок (на величину аэродинами-
ческого качества конвертоплана). Поэтому в
горизонтальном полете частота вращения
винтов меньше на 20...25%, чем на режиме
висения.
По схеме с поворотом корпуса в США
были построены экспериментальные палуб-
ные вертикально взлетающие истребители
XFV-1 “Пого” фирмы Конвер и XFV-1 “Сэл-
мон” фирмы Локхид. Наиболее пригодным
для эксплуатации и прошедшим полный цикл
испытаний от режимов взлета и посадки до
горизонтального полета явился конвертоплан
XFV-1 “Пого” (рис. 3.2.16).
Аппарат имел соосный винт, развивающий
тягу при взлете 90 кН при взлетной массе
в 6800 кг. Расчетная максимальная скорость
885 км/ч. Управление осуществлялось с помо-
щью элевонов и рулей направления, обдувае-
мых потоком от винта и набегающим потоком.
Рис, 3.2.16. Конвертоплан-истребитель с поворотным
корпусом XFV-1 “Пого” фирмы Коивер (США)
Кресло летчика благодаря карданной подвес-
ке занимало одинаковое положение при различ-
ных эволюциях аппарата. Несмотря на это пило-
тирование аппарата, особенно на переходных ре-
жимах и посадке, вызывало определенные
трудности, связанные с ориентировкой летчика в
пространстве, что затрудняло летную эксплуата-
цию и явилось одной из причин прекращения
работ по доводке аппаратов данной схемы.
Аппараты с поворотными винтами и не-
подвижными крыльями строились по двух и
четырехвинтовой схемам. На них устанавли-
вались несуще-тянущие винты различного
типа:
с малой удельной нагрузкой на ометаемую
площадь, близкой к нагрузке несущих винтов
вертолета, и имеющие ту же конструкцию,
что и НВ;
с большой нагрузкой, приближающейся к
нагрузке самолетных воздушных винтов;
с большой нагрузкой, размещенные в
кольцевых профилированных каналах.
От удельной нагрузки существенно зави-
сит мощность, передаваемя винту для созда-
ния силы тяги, а также индуктивная скорость
потока, отбрасываемого винтом на режимах
взлета и посадки. Чем больше удельная нагруз-
ка, тем выше скорость потока в струе от винта
и потребляемая им мощность, а следовательно,
расход топлива на обеспечение режима висения
аппарата.
В двухвинтовых конвертопланах с поворот-
ными винтами, которые расположены на кон-
цах крыла, винты имеют малую нагрузку на
ометаемую площадь, конструктивно близки к
несущим винтам вертолета и снабжены авто-
матами перекоса. На режимах вертикального
взлета и посадки аппарат аналогичен двух-
винтовому вертолету поперечной схемы (имеет
ту же систему управления), а в горизонтальном
полете его управление аналогично самолетному
(см. табл. 3.2.1).
Для перехода от режима висения к крей-
серскому полету винты постепенно наклоня-
ются вперед на 90° в течение 11...20 с. В слу-
чае отказа двигателя посадка может совер-
шаться на авторотации (как на вертолете),
а также по самолетному типу с планировани-
ем и частичным наклоном винтов. Для умень-
шения потерь тяги от вертикальной обдувки
крыла оно имеет отклоняемые закрылки, в
результате чего относительные потери тяги
могут быть доведены до 6%.
Фирмой Белл выполнены подробные иссле-
дования экспериментальных конвертопланов
XV-3 (взлетной массой 2180 кг, максимальной
11 — 9874
322
Глава 3.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ
скоростью 280 км/ч) и XV-15 (взлетной массой
5900 кг, максимальной скоростью 615 км/ч).
Фирмы Белл и Боинг в 1982 г. разработали
многоцелевой конвертоплан V-22 “Оспри”
(рис. 3.2.17), первый полет которого состоял-
ся в 1989 г., а первый серийный аппарат посту-
пил в эксплуатацию в 1999 г. Взлетная масса
аппарата при вертикальном взлете 21 545 кг,
максимальная масса платной нагрузки, пере-
возимой в кабине, 9070 кг, максимальная
крейсерская скорость 638 км/ч, дальность по-
Рис. 3.2.17. Конвертоплан с поворотными винтами
и неподвижным крылом V-22 “Оспри” фирм Белл
и Боинг (США)
лета при вертикальном взлете с платной на-
грузкой 5445 кг составила 953 км.
По схеме с поворотными винтами в коль-
цевых каналах строились экспериментальные
двух- и четырехвинтовые аппараты. Установка
винта в профилированном канале позволяет
увеличить относительный КПД винта на режи-
ме висения, а также повышает безопасность
эксплуатации аппарата.
На рис. 3.2.18 представлена схема экспери-
ментального четырехвинтового конвертоплана с
поворотными винтами в кольцевых каналах Х-22А
фирмы Белл. Аппарат, первый полет которого
состоялся в 1966 г., предполагалось использовать
как в гражданских, так и в военных целях.
На вертикальных режимах полета управ-
ление высотой осуществлялось одновремен-
ным изменением ОШ всех винтов. Продоль-
ное управление производилось путем изме-
нения ОШ передних и задних винтов, а
поперечное — левой и правой парой винтов.
Путевое управление осуществлялось отклоне-
нием рулевых поверхностей, установленных на
выходе из каналов в потоке от винтов.
В горизонтальном полете путевое управ-
ление обеспечивалось дифференциальным из-
менением тяг винтов, а поперечное и продоль-
ное — с помощью рулевых поверхностей.
Для перехода от режима висения к гори-
зонтальному полету винты поворачивались
на 95° в течение 18 с.
Недостатки аппаратов с поворотными вин-
тами, имеющими большую нагрузку на омета-
емую площадь, заключаются в большой мощ-
ности, потребляемой ими на режиме висения,
большой скорости потока, отбрасываемого
винтами и, как следствие, в невозможности
проведения спасательных работ, и совершения
аварийной посадки на режиме авторотации в
случае отказа двигателей. Отмеченные недо-
статки вместе со сложной конструкцией аппа-
ратов, малой весовой отдачей, меньшей на-
Рис. 3.2.19. Конвертоплан с поворотными винтами в кольцевых каналах Х-22А
ПРЕОБРАЗУЕМЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ
323
дежностью, чем у вертолетов, и большой сто-
имостью явились причинами того, что эти кон-
вертопланы не вышли из стадии эксперимен-
тальных исследований.
Отмеченные недостатки присущи также
конвертопланам с поворотными крыльями.
Несуще-тянущие винты этих аппаратов близки
по характеристикам и конструкции к самолет-
ным воздушным винтам. По этой схеме разра-
батывались и строились экспериментальные
аппараты с двумя и четырьмя винтами в
Канаде, США и других странах. На рис. 3.2.19
представлен опытный четырехвинтовой аппа-
рат ХС-142А фирм Хиллер, Линг-Темко-Воут
и Райан (США).
На взлете и посадке реактивные вращающие
моменты уравновешиваются за счет разного на-
правления вращения левой и правой пары вин-
тов. Поперечное управление обеспечивается
дифференциальным управлением ОШ винтов,
а продольное — дополнительным рулевым вин-
том, установленным в хвостовой части аппара-
та. При переходе к горизонтальному полету,
когда крыло вместе с винтами поворачивается
вперед на 90°, на определенной скорости поле-
та происходит переключение управления на
обычные самолетные рули.
В данной схеме отсутствуют потери тяги от
обдувки крыла, присущие схемам с поворотны-
ми винтами и неподвижным крылом. На пере-
ходных режимах возможен частичный срыв по-
тока на крыле.
Рис. 3.2.19. Конвертоплан с поворотными крыльями
и винтами ХС-142А
Конвертоплан ХС-142А при взлетной мас-
се 17 000 кг, максимальной платной нагрузке
5445 кг, развивал максимальную скорость на
высоте 6100 м равную 693 км/ч.
На аппаратах с отклонением потока от
винтов вертикальный взлет и посадка осуще-
ствлялись за счет поворота потока, отбрасыва-
емого винтами, на 60°. Сам аппарат при этом
должен иметь угол тангажа около 30°. Исследо-
вания, проведенные на экспериментальных
конвертопланах, показали принципиальную
возможность их создания, но более низкую
эффективность при создании вертикальной
тяги из-за дополнительных потерь, необходи-
мых на поворот струи.
Принцип работы конвертопланов с оста-
навливаемым НВ заключается в том, что на
висении НВ создает тягу, уравновешивающую
силу тяжести аппарата, а в горизонтальном
полете НВ постепенно замедляет вращение и
останавливается, превращаясь в крыло, созда-
ющее необходимую подъемную силу. Одним
из наиболее проработанных является проект
фирмы Локхид аппарата с преобразуемым
Х-образным четырехлопастным винтом-кры-
лом X-wing (рис. 3.2.20). На этом аппарате при
остановке винта передняя кромка лопасти
становится задней, т.е. меняется направление
потока на профиле лопасти (крыла). Поэтому
в сечении лопасти применяется симметрич-
ный профиль с системой управления погра-
ничным слоем (УПС), когда выдув воздуха
может производиться из любого щелевого
сопла, со стороны как передней, так и задней
кромки, в зависимости от направления
потока.
Вращающийся Фиксиробанный
X-wing	X-wing
Рис. 3.2.20. Принципиальная схема конвертоплана с
останавливаемым в полете винтом-крылом X-wing
11
324
Глава 3.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВЕРТОЛЕТА
С помощью системы, обеспечивающей
изменение расхода воздуха по азимутальному
положению лопасти, можно обеспечить уп-
равляющие моменты, необходимые для ба-
лансировки аппарата на переходных режимах.
Аппарат снабжен рулевым устройством для
обеспечения путевого управления на режиме
висения, а также движителями, обеспечива-
ющими полет с горизонтальной скоростью.
Предполагается, что у аппарата с такой сис-
темой расход топлива на висении в несколь-
ко раз будет меньше, чем у конвертопланов с
поворотными винтами и большой нагрузкой
на ометаемую площадь. Аппарат взлетной
массой 14 000 кг должен развивать скорость
до 1000 км/ч.
Глава 3.3
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
ВЕРТОЛЕТА И ИХ ВЫБОР
3.3.1. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ И ОГРАНИЧЕНИЯ
ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ ВЕРТОЛЕТОВ
Основной задачей проектирования любого
ЛА, в том числе и вертолета, помимо выбора
схемы является определение наивыгоднейшего
сочетания его основных параметров, обеспечи-
вающих выполнение заданных в техническом
задании ТТТ, значительную часть которых со-
ставляют задаваемые условия эксплуатации и
ЛТХ будущей машины. К исходным данным
(кроме ТТТ) следует также отнести идеи и реше-
ния главного конструктора, достигнутый уро-
вень технического совершенства вертолетов и их
агрегатов и ограничения, обусловленные следу-
ющим:
общими тактико-техническими требовани-
ями для вертолетов гражданской авиации, нор-
мами летной годности винтокрылых аппаратов
транспортной категории АП-29;
условиями эксплуатации и особенностями
применения;
возможностью использования современ-
ных конструкционных материалов, прогрес-
сивных технологических процессов, новых
конструктивных решений, наличием и техни-
ческим уровнем оборудования и т.п.
К числу задаваемых в ТТТ летно-тех-
нических характеристик относятся: грузоподъ-
емность вертолета, дальность его полета, мак-
симальная и крейсерская скорости, статичес-
кий и динамический потолок, скороподъем-
ность и т.д.
При этом летно-технические данные вер-
толетов, как правило, взаимосвязаны и зависят
в основном от их взлетной массы и энергово-
оруженности. Примером этой взаимосвязи
служит диаграмма транспортных возможнос-
тей вертолета, показывающая зависимость пе-
ревозимого груза от дальности полета для раз-
личных масс вертолета.
Взлетная масса вертолета при этом опре-
деляется требуемым статическим потолком.
Вертолет с максимальной взлетной массой не
имеет статического потолка и взлетает с разбе-
гом, с нормальной взлетной массой имеет за-
данный статический потолок, а при меньшей
взлетной массе — увеличенный статический
потолок. При любой взлетной массе вертолет
перевозит максимальный груз, определяемый
объемом грузовой кабины или прочностью си-
лового набора фюзеляжа, на определенную
(расчетную) дальность. При заданной взлетной
массе полет на дальность, большую расчетной,
выполняется с уменьшенным грузом за счет
соответствующего увеличения запаса топлива.
Примером действующих при проектиро-
вании ограничений являются требования к
летным данным и полетным характеристикам
вертолетов различных категорий, содержащие-
ся в нормах авиационных правил АП-29.
Ограничения, определяемые условиями
эксплуатации и особенностями применения,
сводятся прежде всего к высотно-климатичес-
ким характеристикам условий выполнения по-
лета и ограничениям, устанавливаемым руко-
водством по летной эксплуатации (РЛЭ)
винтокрылых аппаратов при выполнении раз-
личного вида работ.
Летно-технические характеристики вер-
толета в техническом задании задаются в ус-
ловиях международной стандартной атмосфе-
ры, определяемой ГОСТ 4401-81 (Стандартная
атмосфера. Параметры). В условиях эксплуа-
тации, сформулированных в техническом за-
дании, задаются возможные отклонения от
стандартных параметров атмосферы (давле-
ния, плотности, температуры, влажности) и
условия выполнения полетов, включая харак-
теристику площадок базирования (барометри-
ческая высота, прочность грунта, уклоны) и
параметры полета (диапазон высот, эксплуа-
тационные скорости, категория вертолета по
условиям безопасности полета при отказе од-
ного двигателя).
Климатические условия, в которых эксп-
луатируются вертолеты, имеют самый разно-
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ И ОГРАНИЧЕНИЯ
325
образный характер — от климата пустынь, ха-
рактер которого определяется интенсивной
солнечной радиацией, песчаной пылью, отно-
сительной влажностью около 5% и колеба-
ниями температур от -10 ночью до +60 °C
днем, до арктического, имеющего низкую тем-
пературу (-25...-70 °C), высокую относи-
тельную влажность (100%) и высокое содержа-
ние в воздухе ледяной пыли.
К ограничениям, обусловленным особен-
ностями применения вертолетов, помимо
ограничений, устанавливаемых РЛЭ, следует
также отнести ограничения, определяемые на-
значением вертолетов. Поскольку все верто-
леты в той или иной степени работают на ре-
жиме висения вблизи земли, средняя удельная
нагрузка р на ометаемую несущим винтом
площадь, от которой зависит скорость отбра-
Рис. 3.3.1. Схема сил, действующих иа несущий
винт вертолета, отнесенных иа эффективные
и скоростные оси координат
сываемого винтом потока, должна быть строго
ограничена.
Для транспортных вертолетов нагрузка
/><70...80даПа, так как поток отбрасыва-
емого несущим винтом воздуха приводит к
эрозии поверхности посадочной площадки.
Для вертолетов-кранов, используемых для
монтажных и других работ, при которых под
вертолетом на режиме висения находится спе-
циально обученный и соответственно экипи-
рованный персонал, /><5О...60даПа. Для
вертолетов, которые используются на таких
видах работ, когда в зоне отбрасываемого не-
сущим винтом потока воздуха должны нахо-
дится люди (поисково-спасательные верто-
леты) /><30...35 даПа.
Техническая группа ограничений имеет
весьма разнообразный характер и определяет-
ся аэродинамическими, прочностными, техно-
логическими, конструктивными и прочими
соображениями. Поэтому большинство этих
ограничений обычно рассматривается при
проектировании отдельных частей вертолетов.
Однако существует ряд ограничений, об-
щих для всех без исключения вертолетов. К их
числу относится ограничение по срыву потока.
Известно, что при некоторых режимах полета
вертолета (полет на больших скоростях у зем-
ли, на динамическом потолке, набор высоты,
выполнение маневров с большой перегрузкой
и др.) на лопастях несущего винта возникает
срыв потока. Приближение к срыву потока с
лопастей проявляется в первую очередь в уве-
Рис. 3.3.2. Максимально допустимые значения коэффициента тяги (/7)Д0П по харак-
теристике режима работы несущего винта V , ограниченные по условию возраста-
ния переменных нагрузок в системе управления в связи с приближением к срыву
потока, и рекомендуемые значения в зависимости от заданного вертолету
динамического потолка
326
Глава 3.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВЕРТОЛЕТА
личении шарнирных моментов на лопастях,
переменных напряжений в них и в бустерной
системе управления, в возрастании вибрации
вертолета, его разбалансировке и ухудшении
управляемости.
Чтобы исключить полеты на таких ре-
жимах, на вертолетах принято не превы-
шать определенных значений коэффициен-
тов тяги несущего винта, отнесенных к его
заполнению (С^/ст)^ . Величина максимально
допустимых (критических) значений
(^)flon = (CT/a)Kpcosa3, где аэ - угол меж-
ду тягой несущего винта и его подъемной си-
лой (рис. 3.3.1), в зависимости от относитель-
ной скорости полета v = v/(a>2?) при
®7?<230 м/с для одновинтового вертолета
показана на рис. 3.3.2 [41]. Здесь же представ-
лены рекомендуемые значения (^о)тах в за-
висимости от динамического потолка Ядин
вертолета при а2? = 220 м/с. При меньших
значениях допускаемые значения ((уо)доп
могут быть несколько увеличены.
Для вертолетов продольной схемы значе-
ния (/уо)дап И (^о)тах должны быть несколь-
ко меньше из-за более тяжелых условий ра-
боты несущих винтов на горизонтальных
режимах.
Важным техническим ограничением, влия-
ющим на выбор параметров и схемы вертолетов
большой грузоподъемности, может оказаться
ограничение мощности, передаваемой кони-
ческими парами шестерен главного редуктора
вертолета. Максимальная мощность [41], кото-
рая может быть передана конической парой
шестерен по условиям прочности, исходя из
достигнутого технического уровня не может
превышать 5800 кВт. Поэтому даже использо-
вание многопоточной схемы главного редукто-
ра при создании сверхтяжелых вертолетов мо-
жет привести к необходимости отказа от одно-
винтовой схемы вертолета.
3.3.2. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ВЕРТОЛЕТА
К числу основных параметров вертолета,
определяемых при его проектировании, отно-
сятся:
взлетная масса т0, кг;
диаметр несущего винта D, м;
удельная нагрузка на ометаемую несущим
винтом площадь р, даПа;
мощность двигателя N, кВт, или энергово-
оруженность вертолета N, кВт/даН;
заполнение несущего винта о;
окружная скорость концов лопастей
тЛ, м/с, или частота вращения несущего вин-
та п, мин-1.
Выбор основных параметров вертолета
проводится прежде всего из условия обеспече-
ния заданных ЛТХ:
грузоподъемности тигр, кг;
дальности полета L , км;
статического потолка , м;
динамического потолка Ядин, м;
максимальной скорости полета vmax, км/ч;
крейсерской скорости полета vKp, км/ч;
скороподъемности вертолета vy, м/с.
При этом в зависимости от задания исход-
ных данных различают прямую и обратную за-
дачи проектирования.
При прямой задаче считаются заданными:
полезная нагрузка (перевозимого груза), даль-
ность полета, динамический и статический по-
толки, максимальная и крейсерская скорости,
условия полета, взлета и посадки и т.п. Требу-
ется определить значение взлетной массы,
энерговооруженности, удельной нагрузки на
ометаемую несущим винтом площадь и т.д.
При обратной задаче, возникающей обыч-
но при проектировании вертолета под за-
данный двигатель или при модификации уже
созданного вертолета, взлетная масса считается
заданной, так как она однозначно определяется
мощностью двигателей при заданных статичес-
ком и динамическом потолках и выбранной на-
грузке на ометаемую несущим винтом площадь.
Искомыми характеристиками, зависящими от
выбираемых параметров, в этом случае являют-
ся масса полезной нагрузки при заданной даль-
ности или, наоборот, дальность полета при за-
данной массе перевозимого груза.
Используя известную формулу Вельнера
для тяги несущего винта
т=^1,39п0^р7а2/3),
(3.3.1)
можно получить следующую зависимость
между мощностью и взлетной массой на режи-
ме висения:
О,5т|о5л/Д
(3.3.2)
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
327
где т)о — относительной КПД несущего
винта; £ — коэффициент использования
мощности; Д — относительная плотность воз-
духа; Т — относительная тяга несущего винта;
Т = Т /(mag); N — мощность двигателей, Вт;
Ото — взлетная масса вертолета, кг.
На режиме висения относительная тяга
несущего винта Т определяется в виде:
Т = 1+ДТ,
где ДГ = ДТк+ДГф+ДГго — относитель-
ное увеличение силы тяги несущих винтов,
потребное для преодоления аэродинамическо-
го сопротивления крыла, фюзеляжа и горизон-
тального оперения, находящихся в потоке от
винта.
Для одновинтового и соосного вертолета,
имеющего несущие винты с прямоугольными
лопастями, закрученными линейно на угол 5...7°,
можно принять [13]
дГк=0,375Дк£к ; д?ф = 0,238Дф ;
ДГг.о=1,385г.о ;
где — относительная площадь крыла;
Ук = >5'1;/(л2?2); /к — относительный размах
крыла; TK=TK/R- Дф — относительная пло-
щадь горизонтальной проекции фюзеляжа;
=	*?г.о — относительная площадь
горизонтального оперения; Sr.D = SV0/nR2.
Для двухвинтовых вертолетов (продоль-
ной и поперечной схемы) следует учитывать
также потери на перекрытие несущих винтов
ДГпер = 0,0667(2-хпер) при
^пер ~ (-^пср /-^) 2 ,
где хпср (или гПер Для поперечной
схемы) — расстояние между осями несущих
винтов.
Коэффициент использования мощности £,
как известно [41], оценивает потери мощности
двигателя на трение в трансмиссии ДА^, ох-
лаждение ДЛдх’ гидравлические сопротивле-
ния входных устройств Д#г с и на привод ру-
левого винта ДХрв:
= 1 - ДтУтр - Д7?ох - Д7?г.с - Д#р.в.
Обычно принимают: относительную мощ-
ность, затрачиваемую на трение в трансмис-
сии ДА^ = ДЛ^ /7УДВ = 0,02...0,04; относи-
тельные затраты мощности на охлаждение
ДХох = ДЛ^пх / -^дв = 0,01.. .0,02; относитель-
ные затраты мощности на гидравлические
сопротивления входных устройств
А-^г.с = А(УГ.С / дв = 0,02...0,03; относитель-
ную мощность, потребную для привода
рулевого винта на режиме висения,
Д^Ур.в = Д#р.в/#яв = 0,08...0,010 (на режимах
горизонтального полета ДМр.в =0,02...0,04).
В зависимости от размерности одновинто-
вых вертолетов можно принять следующие
значения (j на режиме висения: = 0,84...0,86
для легкого вертолета; Е, = 0,81...0,83 для сред-
него вертолета; £ = 0,78...0,80 для тяжелого
вертолета.
На режимах крейсерского полета для сред-
него вертолета можно принять £ = 0,86...0,88.
Уравнение (3.3.2) устанавливает четкую
связь между параметрами вертолета и зна-
чением статического потолка, характеризуемо-
го относительной плотностью воздуха Д на
этой высоте. Используя выражение (3.3.2)
можно выбрать энерговооруженность верто-
лета (N/mg}^, потребную для висения на за-
данном статическом потолке при выбранном
значении р, или определить взлетную массу
вертолета под заданный двигатель.
Одной из важнейших характеристик,
определяющей летные качества и манев-
ренность вертолетов, является его скоро-
подъемность. Оценку скороподъемности вер-
толета наиболее удобно вести по избытку
мощности AW , определяемой как разность
между располагаемой мощностью и мощнос-
тью, потребной для висения Na на расчет-
ной высоте полета.
Согласно предложенному В.И. Шайдако-
вым выражению скороподъемность вертолета:
2(д.7У + 2т|о)д^р/агД
У), — у	,	(3.3.3)
Vlo+AAjBo
где ДД7 = ДТУ/ТУ; ж — коэффициент кон-
цевых потерь.
Анализ выражения (3.3.3) показывает, что
при заданной относительной избыточной
мощности Д1У скорость вертикального взлета
328
Глава 3.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВЕРТОЛЕТА
вертолета пропорциональна -jp/A. Такой же
вывод можно сделать и в отношении скоро-
подъемности вертолета при наборе высоты по
наклонной траектории.
Для рассмотрения влияния параметров
вертолета на дальность полета необходимо ус-
тановить связь этих параметров с километро-
вым расходом топлива q, так как
где тт — запас топлива, кг; Д — соответ-
ствующая этому запасу дальность полета, км;
Кг — коэффициент, учитывающий аэронави-
гационный запас топлива (АНЗ), расход топ-
лива на переходных режимах, взлете и по-
садке; обычно принимают Кг=1,19-
Известно, что километровый расход топ-
лива [41]
где секр — удельный расход топлива на
крейсерском режиме, кг/(Вт'ч); Кэ — экви-
валентное аэродинамическое качество верто-
лета; £ — коэффициент, учитывающий ис-
пользование мощности и КПД движителя; k, —
коэффициент, равный отношению скорости
по расписанию vp к крейсерской скорости vKp.
Как уже отмечалось, коэффициент ис-
пользования мощности на горизонтальных
режимах полета на одновинтовом вертолете
имеет значения, отличающиеся от режима ви-
сения. Подставив (3.3.5) в (3.3.4), получим
£_3,6^Кэщт	(3.3.б)
«ллр
Максимальная дальность полета при неиз-
менном запасе топлива и постоянной взлетной
массе будет у вертолета, обладающего наи-
меньшим удельным расходом топлива и более
высоким аэродинамическим качеством.
Эквивалентное аэродинамическое каче-
ство вертолета
„ _ mogv
3 wr.n’
где v — скорость горизонтального поле-
та, км/ч; jVrn — мощность, потребная для
горизонтального полета, Вт.
Если воспользоваться формулой определе-
ния мощности, потребной для горизонтального
полета, предложенной Л.С.Вильдгрубе [13], то
можно записать:
,,	(16,4Хэ юЛ”р
^r.n=/”og| уд +~с	+13’2'10 v 5эА 
(3.3.7)
где 1Э — коэффициент индукции несущего
винта; «Р/Ст — параметр, характеризующий
профильные потери мощности несущего винта;
5Э — относительное удельное лобовое сопро-
тивление ненесущих элементов вертолета, м2/Н;
S3='^CxS/mag=Kl'^CxS/mog- к,- - ко-
эффициент, учитывающий интерференцию
между элементами корпуса и несущими вин-
тами.
Заключенные в скобки отдельные состав-
ляющие формулы (3.3.7) представляют собой
затраты мощности на преодоление индуктив-
ного и профильного сопротивления несущих
винтов и вредного лобового сопротивления
ненесущих частей вертолета.
Как показали расчеты [13], доля этих зат-
рат при разных скоростях полета различная.
Примерная зависимость компонентов относи-
тельной потребной мощности от числа М
горизонтального полета (Мг) приведена на
рис. 3.3.3. На малых скоростях полета наиболь-
шие затраты мощности (до 70...75%) идут на
преодоление индуктивного сопротивления
(Ацнд), на средних скоростях до 45...50%
составляют профильные потери (7Vnp) и
до 40% — индуктивные, а на больших скоростях
основные потери идут на преодоление профиль-
ного и вредного сопротивления (^вр)-
Соответственно параметры вертолета
следует выбирать из условия поддержания
наибольшего аэродинамического качества на
наиболее продолжительных и часто повто-
ряющихся режимах полета. На малых ско-
ростях полета следует уменьшать индуктивные
потери соответствующим подбором формы
в плане и крутки лопастей, выбором диаметра
несущего винта и, следовательно, удельной
нагрузки р. На средних и больших скоростях
полета следует больше внимания уделять под-
бору профилей сечений и улучшению чисто-
ты поверхности, снижению профильных по-
терь и площади вредной пластинки (EC^S)
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
329
Рис. 3.3.3. Соотношение между составляющими потребной мощности
у вертолетов разных весовых категорий
для уменьшения потерь на преодоление лобо-
вого сопротивления.
На рис. 3.3.4 [13] приведены значения
относительного километрового расхода топли-
ва q-ql(mQg) в зависимости от скорости по-
лета v для вертолетов в диапазоне взлетных
масс 1...50 т, имеющих среднестатические
значения %CXS/(mog) и р, прямоугольные
лопасти несущего винта с круткой Дф = 7°,
набор профилей сечений NACA 23012,
NACA 23009, NACA 23006 и окружную ско-
рость концов лопастей и Л = 220 м/с.
На рис. 3.3.5 показаны значения 7mjn и
соответствующие им скорости полета v?
для различных взлетных масс /и0 вертолета.
С ростом взлетной массы вертолета и соответ-
ствующим изменением YCXS/(mag) и р ми-
нимальное значение относительного километ-
100	150	200	250 V, км/ч
Рис. 3.3.4. Изменение относительного ки-
лометрового расхода q топлива по ско-
рости v полета для вертолетов
разных весовых категорий
рового расхода топлива быстро уменьшается, а
соответствующая ей скорость полета растет.
На рис. 3.3.6 приведены значения коэф-
фициента ЛГэтах максимального эквива-
лентного качества вертолетов средней гру-
зоподъемности, обратно пропорциональные
относительному километровому расходу топ-
лива.
Основные параметры вертолета взаимосвя-
заны и непосредственно влияют на ЛТХ. По-
этому процесс выбора основных параметров
имеет итерационный характер и осуществля-
Рис. 3.3.5. Минимальные относительные
километровые расходы топлива ^min и
соответствующие нм скорости полета
Vg min
3,6 0	1000 2000 3000 т,кг
Рис. 3.3.б. Значения максимального
эквивалентного качества ^эптах вер-
толетов средней грузоподъемности
330
Глава 3.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВЕРТОЛЕТА
втся методом последовательных приближений с
учетом действующих ограничений и заданной
точности вычислений. При этом может быть
принят следующий порядок расчета.
1.	Определение взлетной массы вертолета в
первом приближении. Задавая на основе исход-
ных данных значения масс целевой нагрузки
тт и экипажа тэк и по статистике значения
относительных масс пустого вертолета ®
топлива рассчитывается взлетная масса
вертолета
^7 _ тцн + W3K
° 1-тпус-тт'
Используя формулу (3.3.6), можно опреде-
лить относительную массу топлива	в зави-
симости от дальности полета:
^г=^4=«г^>	(3.3.8)
J, О/Су A
где д.г — относительный километровый
расход топлива, кг/(кг-км).
В этом случае на основе статистики сле-
дует задать с№р и Кэ, а значения кч и £
взять в соответствии с приведенными выше
рекомендациями.
У современных вертолетов средней гру-
зоподъемности с ТВД относительный ки-
лометровый расход топлива ^т=(2,2...
2,4)-10ч кг/(кг-км).
В том случае, если в техническом задании
задана не дальность полета, а его продолжитель-
ность, то относительную массу топлива при по-
лете на экономическом режиме можно опреде-
лить в виде
/лт = 0,007г\/р,	(3.3.9)
где t — время полета, ч; р — удельная
нагрузка на ометаемую площадь, даПа.
Если преобладающим является режим ви-
сения, то
йт=0,012д/}>.	(3.3.10)
2.	Определение удельной нагрузки иа оме-
таемую площадь несущего винта. При выборе
удельной нагрузки р необходимо прежде
всего учитывать назначение вертолета, его
грузоподъемность, число двигателей и условия
эксплуатации. Поскольку удельная нагрузка р
определяет диаметр несущего винта и,
следовательно, его массу, прослеживается
четкая тенденция роста р с увеличением
грузоподъемности. Поэтому следует опреде-
лить верхнюю границу удельной нагрузки на
винт.
Для однодвигательного вертолета с целью
повышения безопасности полета при отказе
двигателя должна быть предусмотрена его по-
садка на режиме авторотации с вертикальной
скоростью уу, не превышающей максималь-
но допустимую скорость снижения для безо-
пасной посадки.
Поскольку vyson = 6..,8 м/с, а верти-
кальная скорость при планировании на ре-
жиме авторотации va = l,5..,/p, что соответ-
ствует скорости планирования по траекто-
рии 120...150 км/ч и угле планирования
не более 10... 14°, приравнивая у?доп и va,
получаем максимально допустимые значения
р-20...25 даПа.
Для двух-, трех- или многодвигательных
вертолетов верхняя граница определяется в за-
висимости от назначения вертолета и ограни-
чений, указанных выше.
Нижняя граница удельной нагрузки на
несущий винт определяется соотношением ро-
ста массы несущего винта, с одной стороны, и
уменьшения потребной энерговооруженности
на режиме висения — с другой. Поэтому при
выборе удельной нагрузки рекомендуется при-
нимать значения, близкие к прототипу, и
уточнять их в процессе последующего пара-
метрического анализа. Можно воспользовать-
ся при этом эмпирической формулой И.А.Се-
рова [40] для р, даПа:
/> = 2,O5wo0'314.	(3.3.11)
При выбранной удельной нагрузке р и
предварительно определенной взлетной массе
вертолета т1е легко определяется диаметр не-
сущего винта, м:
/Юпр = ]Д2^т{/р.
3.	Определение окружной скорости несу-
щего виита. При выборе окружной скорости
несущего винта следует принимать во внима-
ние разное влияние этого параметра на по-
требную энерговооруженность и летные
характеристики вертолета на различных ре-
жимах полета. Известно, что на режиме ви-
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
331
сения величина aR оказывает заметное вли-
яние на относительный КПД несущего винта
Г|о и, следовательно, на потребную энергово-
оруженность. Чем меньше окружная ско-
рость, тем меньшая мощность требуется для
висения вертолета на заданном потолке. По-
скольку уменьшение toR имеет свои преде-
лы, при заданных мощности двигателя и ста-
тическом потолке и выбранных значениях D
и коэффициента заполнения с существует
оптимальное значение соЛ, обеспечивающее
максимальную тягу несущего винта.
На режимах горизонтального полета вели-
чина aR оказывает влияние на летные харак-
теристики, обусловленные явлениями сжимае-
мости и срыва.
Мерой влияния сжимаемости на харак-
теристики несущего винта является число
Маха на конце наступающей лопасти (лопас-
ти, идущей навстречу набегающему потоку,
обусловленному горизонтальной скоростью
полета):
M=(V+fl—^Mo^ + v),	(3.3.12)
где а — скорость звука; у = у/ соА;
Мо =к>7?/д.
Отсюда
(3.3.13)
Допускаемое значение М не должно
быть больше определенной величины Мкр,
при которой на лопастях несущего винта
появляются скачки уплотнения и резко уве-
личивается профильное сопротивление.
На современных вертолетах величина
Мкр SO,92...0,95 (исключение составляет вер-
толет Westland G-Lynx, у которого =0,97).
Задаваясь значениями Ми V, из (3.3.12)
можно определить
1 + У
(3.3.14)
и построить график предельных значе-
ний шЛ = /(у) (рис. 3.3.7).
На больших скоростях полета, а также с
увеличением высоты, когда помимо сжи-
маемости начинает сказываться срыв потока
на отступающей лопасти, с целью уменьше-
ния Ст и отдаления таким образом срыва ре-
комендуется увеличивать юА. Поэтому при
выборе окружной скорости несущего винта
обычно используется возможность газотур-
бинных двигателей изменять частоту враще-
ния свободной турбины в диапазоне 10...12 %,
т.е. wmax/wmin =	Д2. При этом при-
нимают величину (oR на режиме висения
равной оптимальному значению (для задан-
ных р и с), которое по статистике имеет сле-
дующие значения: для тяжелых вертолетов
соД = 200...230 м/с; для средних вертолетов
соЛ = 200...210 м/с; для легких вертолетов
соЛ = 180...200 м/с. В крейсерском полете на
высоте 500 м с целью уменьшения потребной
мощности aR уменьшают на 3...5 %, а на ре-
жиме максимальной скорости или при полете
на динамическом потолке для отдаления сры-
ва (oR увеличивают на 5...6 %.
По выбранной величине соЛ определяют
частоту вращения несущего винта
ЗОюА
п=-----
nR
(3.3.15)
4.	Определение коэффициента заполнения
несущего винта. Как отмечалось выше, условие
отсутствия срыва на несущем винте
(3.3.16)
Поскольку при выбранных значениях р
и с коэффициент тяги определяется одно-
значно:
2/>
(3.3.17)
Рис. 3.3.7. Диаграмма зависимости концевой
скорости лопасти гай от скорости полета v
для различных значений Мкр и v
332
Глава 3.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВЕРТОЛЕТА
Рис. 3.3.8._Изменение критических
значений Съкр по условию срыва
по относительной скорости полета вертолета ц
(^-т.кр =^'т.кр/(*Сушах> Сушах опреде-
ляется в сечении г = r/R = 0,7 на
азимуте 3/2 л. Для ориентиро-
очных оценок можно принять
Сушах “1.25)
то обеспечить условие (3.3.16) можно только
соответствующим выбором с.
Обычно
с= S .......=-------2^--------_ (3 3 18)
(Ст/с)кр />(иА)2(Ст/о)кр
Значение (Ст/с)кр =Ст.кр можно опре-
делить по зависимости от |i = vcosa3
(рис. 3.3.8) [13]. При этом vmax находят
по рис. 3.3.7. Такое совмещение позволяет
при выборе параметров учесть одновременно
явления срыва и сжимаемости. Представ-
ленные на рис. 3.3.8 данные хорошо сог-
ласуются с результатами испытаний в
аэродинамических трубах и в полете вблизи
земли (при Я= 500 м). Чтобы учесть срыв на
динамическом потолке следует обратиться к
рис. 3.3.2. Принимая Ст = Су несущего вин-
та и задаваясь высотой динамического потол-
ка Ядин по левой стороне графика, можно
определить допустимые значения (Ст/о)тах,
которые и принимаются в качестве (Ст/°)кр.
Следует иметь в виду, что увеличение о,
приводящее к отдалению срыва на макси-
мальной скорости полета, приводит, в свою
очередь, к увеличению массы несущего винта
и уменьшению весовой отдачи вертолета.
Поэтому при выборе заполнения несущего
винта необходимо это учитывать. Повы-
шение коэффициента заполнения о может
осуществляться увеличением: хорды лопастей
при их неизменном количестве или числа
лопастей при неизменной относительной
хорде. Чрезмерное увеличение хорды лопасти
приводит к росту шарнирных моментов и на-
грузок в цепи управления. Поэтому на несу-
щих винтах, имеющих шарнирное крепление
лопастей, чаще идут на увеличение числа
лопастей, устанавливая коэффициент за-
полнения, приходящийся на одну лопасть в
диапазоне с/Л = 0,016...0,022, где к — число
лопастей. Оптимальное число лопастей
при этом определяется с учетом других фак-
торов, влияющих на условия эксплуатации и
безопасность полета (уровней вибрации, шума
и т.п.).
5.	Определение потребной энерговооружен-
ности — отношение потребной мощности
двигателей к весу вертолета /Vопре-
деляется в результате расчета и сопостав-
ления потребной энерговооруженности на
различных экстремальных режимах полета. В
качестве наиболее напряженных режимов по-
лета обычно рассматривают следующие ре-
жимы:
висение на статическом потолке;
полет с максимальной скоростью на высо-
те Я = 500 м;
полет на динамическом потолке с эконо-
мической скоростью;
полет при отказе одного двигателя (гори-
зонтальный полет или продолженный взлет).
Величина потребной энерговооруженнос-
ти для режима висения на заданном статичес-
ком потолке, как уже отмечалось, при выбран-
ном значении р может быть определена с
помощью формулы (3.3.2):
1	О,5т]о^л/д
Для расчета потребной энерговооружен-
ности на горизонтальных режимах полета
необходимо проведение аэродинамического
расчета вертолета с целью определения затрат
мощности на преодоление профильного и
индуктивного сопротивления несущей сис-
темы и вредного (лобового) сопротивления
ненесущих частей вертолета. Этот расчет дос-
таточно сложен и требует наличия большого
числа исходной информации, которая на
ранних стадиях проектирования еще отсут-
ствует.
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
333
Поэтому для первых предварительных
расчетов потребной энерговооруженности
можно воспользоваться приближенным мето-
дом аэродинамического расчета, предложен-
ным Л.С.Вильдгрубе [13]. В соответствии с
этим методом относительная мощность, по-
требная для горизонтального полета вертолета
без крыла, может быть определена по форму-
ле, аналогичной (3.3.7),
ЛГт.п/(^)=1-6,4.10"3сйЛ(1 + 7,0840“8у3) +
+-Щ-Г1+1«10‘3'?»Л’ <3.3.19)
где NT п — мощность, потребная для гори-
зонтального полета, Вт.
Коэффициенты индукции /э несущих
винтов, имеющих прямоугольные закручен-
ные на 7° лопасти, приведены в табл. 3.3.1. Для
двухвинтовых вертолетов необходимо учиты-
вать взаимное индуктивное влияние несущих
винтов:
/;=/э+д/с,
где — коэффициент индукции двух-
винтового вертолета; &1С — дополнительный
коэффициент индукции, учитывающий взаим-
ное влияние винтов.
Относительное лобовое сопротивление
проектируемого вертолета 5Э может быть оп-
ределено путем поэлементного расчета вред-
ного сопротивления всех ненесущих частей
вертолета. На начальных стадиях предвари-
тельного проектирования можно использовать
результаты статистического анализа и прогно-
за технического развития вертолетов. В табл.
3.3.2 приведены значения <УЭ, полученные по
материалам работы [13].
Величину YCXS (в м2) в зависимости от
взлетной массы вертолета можно также вы-
числить, используя эмпирическую формулу,
предложенную И.А.Серовым [40]:
ХСдА’ = 0,О18/и00’5646.	(3.3.20)
Экономическая скорость полета (км/ч),
при которой происходит полет на динамичес-
ком потолке и при отказе одного двигателя,
3.3.1. Коэффициенты индукции несущих винтов
V км/ч	150	200	250	300	350	400	Схема вертолета
	1,09	1,10	1,12	1,18	1,28	1,38	Одновинтовая
д/с	0,66	0,65	0,64	0,63	0,60	0,56	Соосная у/Я = 0,2
	0,66	0,65	0,64	0,60	0,55	0,49	Продольная у/Я = 0,2
	-0,34	-0,35	-0,36	-0,38	-0,40	-0,43	Поперечная Z/R = O,2
3.3.2. Относительное лобовое сопротивление вертолетов
m0 (т)	2,5	5,0	10	20	30	40	50	Вертолет
5э-104	0,61	0,46	0,37	0,29	0,25	0,22	0,2	1960 г.
	0,38	0,3	0,25	0,18	0,15	0,14	0,12	С улучшенной формой
	0,24	0,2	0,17	0,13	0,11	0,09	0,086	Перспективные вертолеты
334
Глава 3.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВЕРТОЛЕТА
может быть найдена из условия (jVr.n)min по
следующей зависимости:
v3K = 260 4------------------ (3.3.21)
к V(“R+ll>4-1065A)A
Расчет потребной энерговооруженности
при максимальной скорости полета ведется
при заданных в техническом задании зна-
чениях vmax, а при полете на динамическом
потолке — для заданных значений Ядин.
Потребная энерговооруженность, необходи-
мая для обеспечения взлета (индекс пр.взл) и
полета по маршруту при отказе одного дви-
гателя, для вертолетов категории В опреде-
ляется из условия обеспечения горизонталь-
ного полета при наивыгоднейшей скорости
полета v3, соответствующей наибольшей ско-
роподъемности:
=[N/m Л (3-3.22)
(./ О'К/пр.взл х >
где п — число двигателей.
Для вертолетов категории А потребная
энерговооруженность определяется исходя из
условия обеспечения скороподъемности не
менее 0,5 м/с при безопасной скорости полета,
которую можно принять равной экономичес-
кой скорости.
3.3.3. ВЫБОР ДВИГАТЕЛЯ
В настоящее время в качестве силовой
установки в большинстве случаев используют
двухвальные (со свободной турбиной) турбо-
винтовые двигатели, обладающие по сравне-
нию с поршневыми меньшими габаритными
размерами, удельной массой и являющиеся
более простыми и надежными в эксплуатации.
Использование поршневых двигателей огра-
ничено лишь легкими спортивными или тре-
нировочно-связными вертолетами, поскольку
для этой весовой категории пока не создан
двигатель с приемлемыми характеристиками.
ТВД со свободной турбиной — турбовальный
двигатель, обладает хорошей устойчивостью
работы при небольших (в пределах 10...12%)
изменениях частоты вращения свободной тур-
бины, что используется при выборе окружных
скоростей несущего винта на различных ре-
жимах полета.
При выборе двигателя необходимо опреде-
лить его максимальную приведенную мощ-
ность, достаточную для обеспечения всех лет-
ных характеристик вертолета, заданных техни-
ческим заданием. Это связано прежде всего с
используемым режимом работы двигателя на
расчетных режима полета, а также с его высот-
ной, температурной и скоростной характерис-
тиками. Режим работы двигателя в значитель-
ной мере определяется продолжительностью
полета, так как взлетный и номинальный ре-
жимы работы двигателя ограничены по време-
ни (соответственно 5 мин и 1 ч). Кроме того,
приходится учитывать изменение характерис-
тик двигателя (мощность и удельный расход
топлива) в зависимости от высоты, скорости
полета и температуры окружающего воздуха.
Для учета всех этих факторов при выборе
потребной мощности двигателя рассчетные
данные для экстремальных режимов полета
следует привести к условиям международной
стандартной атмосферы на высоте Н = 0. При
этом значения приведенной потребной мощ-
ности для четырех рассматриваемых режимов
полета определяются в виде:
(Я/ 1
(N/ Г
I /тй8)н^	NHNt
Ру "1
(N/ г
I/Мишах NHNtN^’
Ру "l
(N/ Г - 1Ао^Ядин .
У/т^)ц№к NHNtN^ ^ном
pv/ 'I
(N/ Г -У^пр.вал
кАо^пр.вал"	'
Функции Njf, Nt, NVI характеризующие
изменение мощности по высоте, температуре
окружающего воздуха и скорости полета, дос-
таточно хорошо описываются следующими
эмпирическими зависимостями:
N/{ =1-0,0695(Я/1000);
Nt = 1,1-0,0066/;
Яу = 1+5,5-10‘7у2,
КЛАССИФИКАЦИЯ МАСС
335
где Я — высота полета, м; t — темпера-
тура воздуха, °C; v — скорость полета, км/ч;
N — степень дросселирования двигателей;
^ = ВДзл.
Выбор двигателя проводится по наиболь-
шему значению приведенной потребной мощ-
ности и величине взлетной массы вертолета:
N№ = l/n(N/mog)^a(mog), (3.3.23)
где п — число двигателей.
По значению N№ подбирается реальный
двигатель, мощность которого не должна быть
ниже этого значения. Если взлетная мощность
реальных двигателей значительно отклоняет-
ся от наибольшей приведенной потребной
мощности, то необходимо исходя из мощнос-
ти реальных двигателей скорректировать взлет-
ную массу, полезную нагрузку и дальность
полета, а также изменить выбранные парамет-
ры и летно-технические характеристики вер-
толета.
В большинстве случаев в техническом за-
дании на создаваемый вертолет указывается
тип, число и мощность двигателей, которые
следует установить на вертолете. В этом случае
по максимальной приведенной потребной
мощности вертолета из формулы (3.3.23) мож-
но определить максимально допустимую взлет-
ную массу да0 вертолета и, проведя весовой
расчет, рассчитать полезную нагрузку при за-
данной дальности или продолжительности по-
лета. При этом характеристики Nн, Nt, Ny,
се> У и другие следует брать из паспорта за-
данного двигателя.
Потребная мощность вертолета, как
известно, в большой степени зависит от
режимов полета. Располагаемая мощность
двигателя в рабочем диапазоне скоростей вер-
толета мало зависит от скорости полета.
Разная зависимость располагаемой и потреб-
ной мощности от скорости полета позволяет,
согласовав параметры двигателя и вертолета
на режиме висения, иметь на остальных ре-
жимах полета запас располагаемой мощности.
При этом, если двигатель на режиме висения
работает на взлетном режиме, то на осталь-
ных режимах полета потребная мощность бу-
дет обеспечиваться при крейсерских режимах
работы двигателя.
Обычно первый (максимальный) крейсер-
ский режим, на котором продолжительность
работы двигателя не ограничена, соответствует
0,75...0,8 взлетной мощности. Полет на крей-
серском режиме может осуществляться в ши-
роком диапазоне скоростей. Интерес представ-
ляют два наиболее характерных режима: макси-
мальной продолжительности, близкой к эконо-
мическому режиму полета, и максимальной
дальности, близкой к наивыгоднейшему режи-
му. Первый режим соответствует минимальному
часовому расходу топлива, а второй — мини-
мальному километровому расходу.
Если при выборе двигателя в наличии
имеется несколько двигателей с одинаковой
взлетной мощностью и одного технического
уровня, предпочтение следует отдавать дви-
гателю, имеющему лучшие удельные характе-
ристики се и у . Эти показатели оказывают
существенное влияние на дальность полета и
величину полезной нагрузки вертолета.
Глава 3.4
РАСЧЕТ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА
3.4.1. КЛАССИФИКАЦИЯ МАСС ВЕРТОЛЕТА
Взлетная масса /я0 является одним из ос-
новных параметров вертолета, определяющих
его размеры, схему и ЛТХ. Правильное ее
определение представляет важнейшую задачу
всего процесса проектирования. Сложность
расчета взлетной массы вертолета на ранних
этапах проектирования связана в первую оче-
редь с недостаточностью исходной информа-
ции по вертолету и его силовой установке и
невозможностью учета на этой стадии проек-
тирования требований, предъявляемых к вер-
толету.
Поэтому взлетную массу приходится оп-
ределять методом последовательных приб-
лижений, используя вначале приближенные
эмпирические формулы и методы расчетов,
а затем, по мере расширения располагаемой
информации, более точные формулы и мето-
ды расчета, учитывающие условия нагруже-
ния агрегатов, требования прочности, жест-
кости и т.д.
Важным и необходимым условием прави-
льности определения взлетной массы на всех
стадиях проектирования является единство ее
классификации. До настоящего времени не
существует единой стандартной весовой клас-
сификации вертолета. Схемы классификации
масс вертолета, применяемые в различных
фирмах и организациях, занимающихся про-
336
Глава 3.4. РАСЧЕТ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА
вотированием и эксплуатацией вертолетов,
различаются между собой как степенью пол-
ноты и составом весовых групп, так и исполь-
зуемой терминологией.
В настоящее время в весовых классифика-
циях самолетов и вертолетов мира появилось
понятие “стандартная масса пустого” как мас-
са пустого вертолета в минимальной комплек-
тации, при которой вертолет сертифицирован
для полетов. По желанию заказчика в комп-
лектацию поставки пустого вертолета может
быть включено дополнительное (необязатель-
ное) несъемное оборудование, которое расши-
ряет эксплуатационные возможности вертоле-
та (за счет уменьшения полезной нагрузки
вертолета при тех же значениях запаса топли-
ва и взлетной массы).
На рис. 3.4.1 представлен вариант весовой
классификации вертолета, соответствующий
установившейся в отечественном вертолето-
строении разбивке взлетной массы вертолета.
При этом принимаются следующие определе-
ния понятий:
полная масса вертолета— масса всего
вертолета в любой момент времени его эксплу-
атации, в том числе и без целевой нагрузки, с
минимальным запасом топлива для полета
вертолета;
взлетная масса вертолета — полная мас-
са вертолета в момент начала разбега (взлет с
разбегом) или движения перед отрывом от
взлетной площадки (взлет без разбега);
расчетная взлетная масса вертолета —
установленная наибольшая взлетная масса
вертолета при всех вариантах загрузки, при
которой производится эксплуатация вертолета
без специальных ограничений;
нормальная взлетная масса вертолета —
установленная взлетная масса вертолета, при
которой обеспечивается выполнение требова-
ний, предъявленных к летным данным
вертолета для нормальной взлетной массы, в
Полетная
масса
Масса		Полная
пустого бертолета		нагрузка
Оборудо-
вание
Конструк- ция		Несущая система
- Фюзеляж		Втулка
- Шасси		Лопасти
- Оперение		Управление на Винте
L Окраска		Рулевой винт
		Система складывания
Силобая
установка
-Трансмиссия
Двигатели		Редукторы
Капоты		Валы, муфты
Установка
двигателей
Система
запуска
Система
охлаждения
ТоплиВная
система
Масляная
система
Система
пожаро-
тушения
Противо-
обледени-
тельная
система
Воздухо-
заборников
Управление
Гидро-
система
ПнеВмо-
система
Электро-
оборудо-
вание
Радиообо-
рудоВание
Приборное
оборудо-
вание
	Служебная	|-
		
	Экипаж	-
	Масло	-
	Антиобле- денительная жидкость	-
	Спаса- тельные средства	
	Прочее	
		
Топливо
Груз
Пассажиры
Полезная
Оборудова-
ние
Варианта
_ Оборудо-
вание
кабин
Система
жизнеобес-
печения
Рис. 3.4.1. Одни из вариантов весовой классификации
КЛАССИФИКАЦИЯ МАСС
337
том числе по дальности и целевой нагрузке
при эксплуатации вертолета в заданных усло-
виях;
максимальная взлетная масса вертолета —
установленная взлетная масса вертолета, при
которой обеспечивается выполнение требова-
ний, предъявленных к летным данным верто-
лета максимальной взлетной массы.
При этом принята следующая разбивка
взлетной массы вертолета на группы:
масса пустого вертолета тпуст , состоя-
щая из массы планера тпл , силовой установ-
ки ису и оборудования ;
масса полной нагрузки вертолета, опреде-
ляемая назначением вертолета и состоящая из
массы экипажа, снаряжения, расходуемого
топлива (включая АНЗ) и целевой нагрузки.
Масса планера, силовой установки и
несъемного оборудования общего назначения
образует базовую исходную массу пустого вер-
толета. Понятие “базовой массы пустого вер-
толета”, обычно отсутствующее в самолетных
классификациях, позволяет выделить основ-
ную часть массы пустого вертолета, общую
для всех модификаций вертолетов данного
типа, что облегчает сравнительный анализ
вертолетов, имеющих разное назначение, и
создает дополнительные удобства при эксплу-
атации и дальнейших модификациях верто-
лета.
К массе планера тпл относятся следую-
щие массы:
/Яф фюзеляжа, включая носовую и цент-
ральную части, хвостовую и концевую балки,
трапы, грузовые створки, стыковки фюзеляжа,
топливные баки и иные агрегаты, входящие в
силовую схему фюзеляжа;
ткр крыла, включая центроплан и консо-
ли, подкосы, стойки и расчалки крыла, топ-
ливные баки и другие агрегаты, входящие в си-
ловую схему крыла;
т0П оперения, включая кили, стабилиза-
торы, шайбы, подкосы, стойки, крышки лю-
ков и т.д.;
капотов, включая противопожарные пе-
регородки, воздухозаборники и т.д.;
тш шасси, включая стойки и амортиза-
торы, колеса (поплавки и лыжи), хвостовые
опоры, обтекатели, механизмы уборки и
выпуска;
Щупр системы управления, включая по-
сты управления, проводку управления, гидро-
усилители, сервомеханизмы, дифференциаль-
ные и иные механизмы в системах управления.
К массе силовой установки тсу относятся
массы:
/Иду двигательной установки, включая
двигатели в комплектации поставки, системы
запуска, всасывания и выхлопа, крепление
двигателей, рамы двигателей и т.д.;
штр трансмиссии, включая редукторы и
их крепления, валы, их опоры и соединения,
тормоза трансмиссии, смазочные системы, ре-
дукторную раму;
тв винтов, включая лопасти и втулки не-
сущих и рулевых винтов, демпферы, механи-
змы складывания и уборки лопастей;
т^с топливной системы с несливаемым
топливом;
/лмс масляной системы, включая внеш-
ние маслосистемы двигателей и трансмиссии;
тс0 системы охлаждения, включая венти-
ляторы и трубопроводы обдува;
тсп системы пожаротушения.
К массе оборудования общего назначе-
ния т0№ обязательного для установки, отно-
сятся массы:
электрооборудования, включающая ис-
точники электроэнергии, силовые электроаг-
регаты, преобразователи, трансформаторы и
выпрямители, распределительные коробки,
кабели, жгуты и разъемы крепления электро-
оборудования;
креплений приборного, электронного и
электрооборудования;
пневмо- и гидрооборудования, за исклю-
чением потребителей пневмо- и гидроэнергии;
общего оборудования кабин экипажа,
включая системы вентиляции и отопления,
освещения, несъемного такелажного оборудо-
вания, сидений и др.;
дополнительного оборудования, обеспе-
чивающего работоспособность и безопасность
вертолета в особых условиях эксплуатации, на-
пример, невстроенных в конструкцию агрега-
тов противообледенительных систем, средств
спасения и покидания, аварийного оборудова-
ния, стеклоочистителей, огнетушителей и т.п.
К массе несъемного целевого оборудова-
ния /поц, добавляемого к исходной массе пус-
того вертолета для формирования стандартной
массы пустого вертолета, относятся массы:
оборудования контроля борта, включая
приборы и сигнализацию, систему электрон-
ной индикации борта, автоматику и самопис-
цы регистрации контроля борта;
пилотажно-навигационного оборудова-
ния, включая приборы и сигнализацию стан-
дартной комплектации, систему электронной
индикации пилотажно-навигационного обору-
дования, курсовые системы и другие пилотаж-
но-навигационные системы, наружное свето-
338
Глава 3.4. РАСЧЕТ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА
техническое оборудование, сигнальные ракеты,
стеклоочистители, противообледенительные
системы;
связного оборудования, включая команд-
ные и связные радиостанции, системы опозно-
вания, переговорные устройства;
оборудования кабин, включая кондицио-
неры, систему наддува кабин, отопление и
вентиляцию кабин, виброгасители, отделку и
теплозвукоизоляцию кабин, пассажирское, та-
келажно-швартовочное, поисково-спасатель-
ное и иное оборудование кабин;
вооружения;
бронирования;
прочего целевого оборудования;
коммутационного оборудования стандарт-
ной комплектации;
жгутов и проводки стандартной комплек-
тации;
крепления и этажерки стандартной комп-
лектации.
К массе дополнительного целевого оборудо-
вания относится масса оборудования, устанав-
ливаемого дополнительно к стандартному обо-
рудованию общего назначения:
целевого приборного и электронного, не
вошедшего в базовую массу пустого вертолета
(например, системы автоматического управле-
ния, радиолокаторов и т.д.);
целевого кабин (например, контейнеров
для грузов);
целевого дополнительного (вооружения,
бронирования, дополнительных источников
гидро- и пневмоэнергии).
К массе экипажа и снаряжения относятся
массы:
экипажа (летчик, штурман, бортрадист
с одеждой, парашютами и другим личным
снаряжением);
служебной нагрузки, включающей массу
съемных и сбрасываемых частей оборудова-
ния, конструкции и силовой установки, расхо-
дуемых технических жидкостей и веществ,
съемного балласта и т.п.;
масла во внешних маслосистемах двигате-
лей и трансмиссии, включая масло в баках, ра-
диаторах, трубопроводах;
невырабатываемого и несливаемых остат-
ков топлива.
К массе топлива тТ относится топливо,
которое может быть выработано из основных,
дополнительных и сбрасываемых топливных
баков (включая АНЗ). К массе целевой (полез-
ной) нагрузки относится масса всех видов гру-
зов, для перевозки которых предназначен вер-
толет.
Масса пустого вертолета вместе с массой
экипажа со снаряжением образует массу сна-
ряженного вертолета.
3.4.2. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ
ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА
Взлетная масса вертолета скла-
дывается из массы пустого вертолета /яПуст >
массы экипажа и снаряжения т^, массы це-
левой нагрузки отод и массы топлива /ит:
m0=«nycT + OT3K+W4H + OTT. (3.4.1)
Значения ипуст и пу в большой степени
зависят от взлетной массы вертолета, его пара-
метров и ЛТХ. Для уменьшения этого влияния
разделим обе части уравнения (3.4.1) на :
l = mnycT + mT +	т Ц~~ • (3.4.2)
Уравнение относительных масс (3.4.2) по-
зволяет определить взлетную массу вертолета в
первом приближении, принимая в качестве
исходных по техническому заданию массы це-
левой нагрузки и экипажа. Решая уравнение
(3.4.2) относительно от0, получим
(fflo)1*/--	(3.4.3)
1 ^пуст “
Значения йцуст и тт могут быть опреде-
лены по статистическим данным на основе
анализа прототипов.
Относительная масса пустого вертолета
характеризует степень весового совершенства
вертолета и связана с его весовой отдачей т
соотношением
^1=—^-;	(3.4.4)
дг0
^пуст = 1 “ W .
Поскольку весовая отдача современных
вертолетов в зависимости от их назначения и
грузоподъемности т = 0,42...0,52 для транс-
портных и in = 0,32...0,38 для противоло-
РАСЧЕТ МАСС ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ И СИСТЕМ
339
дочных вертолетов (рис. 3.4.2), можно принять
соответственно /япуст = 0,48...0,б для транс-
портных и /йпуст = 0,62...0,68 для противоло-
дочных вертолетов [41].
Примерное изменение относительной
массы /«пуст пустого транспортного вертолета
в зависимости от его взлетной массы пока-
зано на рис. 3.4.3.
Относительная масса топлива пц в пер-
вом приближении может быть определена в
зависимости от заданной дальности по фор-
муле:
/йт=<7т£ + 0,332ч,	(3.4.5)
Для вертолетов с взлетной массой тй < 10 т
можно принять
= (0,25 ...0,3) IO'3 и 2Ч = (5,9 ...6,3)1(Г2;
для вертолетов средней грузоподъемности
(10 т < ли0 <25 т)
?т = (0,22... 0,24)10‘3 и 2Ч= (5,7 ...5,8)10"2,
для тяжелых вертолетов ( wiq > 25 т)
?т = (0,19—0,21) 10’3 и 2Ч= (5,5 ...5,6)10'2.
Меньшие значения <?т и 2Ч соответству-
ют вертолетам большей грузоподъемности.
где <?т — относительный километровый
расход топлива (отнесенный к взлетной массе
вертолета), 1/км; Q4 — относительный ча-
совой расход топлива, 1/ч; L — дальность по-
лета, км.
Рис. 3.4.2. Весовая отдача >" противолодочных
и транспортных веролетов в зависимости от года
первого взлета
Рис. 3.4.3. Изменение относительной массы
пустого вертолета от его взлетной массы hiq
3.4.3 РАСЧЕТ МАСС ОСНОВНЫХ
АГРЕГАТОВ И СИСТЕМ ВЕРТОЛЕТА
Для уточнения предварительно опреде-
ленной взлетной массы вертолета на всех
последующих стадиях его проектирования и
изготовления необходимо определять массу
пустого вертолета, так как она составляет
50...60% взлетной массы вертолета и определя-
ет степень его весового совершенства. В зави-
симости от этапа проектирования для опреде-
ления массы агрегатов и систем вертолета
используют различные методы расчета, отли-
чающиеся различной точности, объемом ис-
ходной информации, необходимой для прове-
дения расчетов, временем счета.
Основные методы расчета масс агрегатов и
систем вертолета на различных этапах проекти-
рования можно разделить на три группы:
1)	основанные только на использовании
статистических данных (эмпирические);
2)	полуэмпирические, или смешанные,
основанные на учете основных характерных
размеров агрегатов и главных, определяющих
сечения деталей, нагрузок. Эти методы широко
используют статистические данные, так как ве-
совые коэффициенты, входящие в формулы
расчетов, определяются на их основе;
3)	основанные на подетальном расчете
масс агрегатов и систем. Такой расчет возможен
только после выпуска рабочих чертежей, про-
шедших всестороннюю проверку как с точки
зрения технологичности выполнения, так и
прочности деталей.
На этапах предварительного проектиро-
вания, когда объем информации о проекти-
руемом вертолете еще мал и многие основные
340
Глава 3.4. РАСЧЕТ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА
параметры только выбираются, целесообразно
использование простых эмпирических фор-
мул.
При последующей более детальной прора-
ботке проекта, с уточнением основных пара-
метров и ЛТХ вертолета целесообразно при-
менение полуэмпирических формул весового
расчета, отражающих теоретически обосно-
ванные взаимосвязи между параметрами и
массой агрегатов, основные условия и ограни-
чения, действующие при реальном проекти-
ровании.
Окончательная точная масса агрегатов и
систем, а вместе с тем и масса пустого вертоле-
та определяются на этапе рабочего проектиро-
вания путем подетального расчета масс.
На всех стадиях проектирования в со-
ответствии с принятой классификацией масса
пустого вертолета
«пуст = «ПЛ “I* «су + «об •	(3.4.6)
В свою очередь масса планера
«пл = «ф + «кр + «оп+«щ + «уп. (3-4.7)
Масса силовой установки
«су = «дв +«тр + «в + «тс + тмс + «со + «сп •
(3.4.8)
Масса оборудования
И0б = «он+«оц-	(3-4.9)
Несущие и рулевые винты. К массе несу-
щих винтов относят массу лопастей и втулок
винтов с креплением лопастей и демпферами.
Масса несущих винтов (кг) на ранних стадиях
проектирования в первом приближении может
быть определена по эмпирическим зависимо-
стям, предложенным В.Б.Баршевским:
mw = 6,2Л2’6с при D = 5,8...22 м;
«нв = 2Д3о при D = 18...35 м, (3.4.10)
где D — диаметр несущего винта, м; а —
коэффициент заполнения несущего винта.
Для более точного определения массы не-
сущего винта на последующих стадиях проек-
тирования необходимо рассчитывать массу ло-
пастей и втулки несущего винта отдельно.
В этом случае целесообразно использовать по-
луэмпирические формулы А.В.Некрасова [41].
Сумарная масса лопастей при этом опреде-
ляется по формуле
]Гдал = клсЯ3, (3.4.11)
где кл =с“р0л/2Л7у0; с“ — производная
коэффициента подъемной силы по углу атаки
профиля лопасти; р0 — плотность воздуха на
высоте Н = 0 по MCA; у о — массовая харак-
теристика лопасти; Yq = c“p0Zi0i7J?4/2/riII;
60,7 — хорда лопасти на относительном ра-
диусе г = 0,7; 1ГШ — момент инерции ло-
пасти относительно оси горизонтального шар-
нира; 7? — радиус винта;
Входящие в формулу (3.4.11) весовые
коэффициенты кл зависят от радиуса А
несущего винта и для ряда построенных
вертолетов имеют значения, приведенные на
рис. 3.4.4. Заштрихованная область соответс-
твует лучшим в весовом отношении конструк-
циям лопастей, находящимся в эксплуатации.
Конструктивно-технические и прочност-
ные ограничения вызывают необходимость
введения минимально возможного значения ве-
сового коэффициента (кл)т;п. Тогда к форму-
ле (3.4.11) следует ввести дополнение
кл-(кл)тт> (3.4.12)
Для современных лопастей несущего вин-
та при максимально допустимых значениях
массовой характеристики (Уо)тах = 7,О вели-
чина (Кд)^ = 5,5. При сравнительном анализе
конструкции лопастей различных типов следу-
ет учитывать ряд дополнительных факторов
(удлинение лопасти, тип конструкции, мате-
риал и т.п.). Формулы, определяющие массу
конструкции лопастей, в этом случае более
сложные. Масса лопастей
£шл = к*оЯ2-7/(х)°’7,	(3.4.13)
где X = X/Xcp ; А, — удлинение лопасти;
X=R/b; А,ср = 18.
Весовые коэффициенты лучших в весовом
отношении лопастей независимо от диаметра
несущего винта кл= 12,65...13,8.
Масса втулки тт несущего винта опре-
деляется в зависимости от центробежной си-
лы лопасти, числа лопастей и достигнутого
уровня проектирования. Эти факторы нашли
РАСЧЕТ МАСС ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ И СИСТЕМ
341
Рис.3.4.4. Изменение весовых коэффициентов кл и массовых характеристик у0 лопастей
в зависимости от радиуса несущего винта R
свое отражение в формуле, предложенной
М.А.Лейкандом
^ВТ = Ш 3	(3.4.14)
где — центробежная сила лопасти
кт — весовой коэффициент втулки, опреде-
ляемый по статистическим данным; Zn —
число лопастей несущего винта; kz — коэф-
фициент, учитывающий дополнительное уве-
личение массы втулки с увеличением числа
лопастей;
кг = 1 при гл <4;
кг = 1+^(^-4) при гл>4.	(3.4.15)
Можно принять коэффициент	- 0,05,
хотя в некоторых случаях он может быть и
меньше. Весовые коэффициенты кет для раз-
личных втулок отечественных и зарубежных
вертолетов приведены на рис. 3.4.5. Заштрихо-
ванная область соответствует лучшим в весо-
вом отношении конструкциям втулок с шар-
нирным креплением лопастей, находящимся в
массовой эксплуатации.
Массы лопастей и втулок рулевых винтов
одновинтовых вертолетов подчинены примерно
тем же законам, что и массы этих элементов не-
сущих винтов. Но поскольку рулевые винты ра-
ботают в значительно более тяжелых условиях
чем несущие, максимальное значение массовой
характеристики лопастей рулевых винтов (ин-
декс “р.в”) обычно (Уо)тах-3- Этому значе-
нию (Yo)max соответствует (клрв) min 13.
Анализ лопастей и втулок рулевых винтов
вертолетов, находящихся в эксплуатации, по-
342
Глава 3.4. РАСЧЕТ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА
Квт
1.0
0,5
О - серийная
Ми-Ь
S-61N
Ми-1 К)
Ми-2
107-11
S-65
У-44(задний
бинт) S-58
V ри .	I одновинтовая
А - серийная втулка \ схема
с абтоматичес- йерП1олета
кин складывани-
ем лопастей /
Ми-8
©
CTS-65
Ми-6©
S-65
Н1Н(ХСН-62)
°fc6A
UH-1B©
___ V-44 .______.
(передний бинт)
СН-47А
LH-47B
Т - титановая
С - стальная
СТ- стальная с применением
титана
□ - серийная ) Продольная схема
©-проекты J вертолета
40	60
80	103, даН
Рис. 3.4.5. Характер изменения весовых коэффициентов втулок несущих винтов квт
в широком диапазоне значений центробежной силы лопастей Ал
называет, что лучшие образцы конструкций
лопастей и втулок рулевых винтов имеют те
же весовые коэффициенты, что и несущие
винты. Это означает, что формулы (3.4.13)
и (3.4.14) действительны в широком диапазо-
не изменения параметров, включающих как
рулевые, так и несущие винты.
Управление вертолетом. В систему управ-
ления входят: автомат перекоса, ручка управ-
ления, педали и рычаг шаг-газа в кабине лет-
чика, проводка управления от ручки управле-
ния, педалей и рычага шаг-газа до бустеров,
бустерная система управления несущим и ру-
левым винтами.
В первом приближении массу системы
управления можно определить в зависимости
от взлетной массы и диаметра несущего вин-
та по формуле, предложенной Г.К.Жуст-
риным [23],
тупр = с1упр^0 + с2упр^нв + с3упр> (3.4.16)
где в соответствии со среднестатическими
данными с1упр= 0,0107, С2упр = 2 Для одно-
винтового вертолета; с1упр = 0,025; с2упр=3,3
для двухвинтового вертолета продольной
схемы; с3упр = 8 для одинарного управления;
с3улр = 20 Для двойного управления.
Для уточнения массы системы управления
вертолетом следует рассматривать массу двух
ее составных частей: Мб.упр бустерной систе-
мы управления и щрупр проводки управления
от ручек или педалей до бустеров [41]:
^упр = ^б.упр ^р.упр •	(3.4.17)
Бустерная система управления, в которую
входят автомат перекоса, основные бустеры с
их креплением, система управления от этих
бустеров до автомата перекоса и основная гид-
росистема, расчитывается на нагрузки от лопа-
стей винта, и поэтому можно считать, что ее
масса пропорциональна сумме шарнирных мо-
ментов лопастей:
^б.упр = Л'б.упр^л^1	(3.4.18)
где z„ — число лопастей; b — хорда ло-
пасти; «б.упр — весовой коэффициент бустер-
ного управления.
Весовой анализ ряда современных вер-
толетов показывает, что достигнутый весовой
уровень бустерного управления можно оце-
нить значениями к6упр = 16...19 кг/м3. В
дальнейшем, с учетом улучшения харак-
теристик бустеров, значение весового ко-
РАСЧЕТ МАСС ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ И СИСТЕМ
343
эффициента может быть снижено до
к6.упр= 13-14 кг/м3.
Масса ручной проводки управления состав-
ляет примерно 20...30% массы всей системы
управления, зависит практически только от
общей ее длины и может быть определена для
вертолетов одновинтовой схемы пропорциона-
льно радиусу лопасти R’.
^р.упр ~ ^р.упр-^'	(3.4.19)
Для вертолетов, не имеющих вспомогате-
льных систем управления для открытия грузо-
вых створок, трапов, капотов и выпуска шас-
си, весовой коэффициент можно принять
Кр.упр = 7...10,5 кг/м3. Для вертолетов, имею-
щих вспомогательные системы управления,
Кр.упр = 18-25 кг/м3.
Для двухвинтовых вертолетов длина
проводки значительно возрастает. Полагая,
что она пропорциональна расстоянию L меж-
ду винтами,
тр.упр = кр.упр^-	(3.4.20)
При этом значение крупр для вертолета
продольной схемы будет несколько меньше,
чем для вертолета поперечной схемы, так
как общая длина проводки управления у
вертолетов продольной схемы меньше по
сравнению с длиной проводки вертолета
поперечной схемы. Для вертолетов продольной
схемы можно принять крупр = 30...31 кг/м3,
а для вертолетов поперечной схемы
кр.упр = 35...36 кг/м3.
Трансмиссия вертолета. В массу трансмис-
сии /«гр входят массы всех редукторов, валов,
муфт, опор валов, тормоза несущего винта,
а также масла, находящегося в смазочной сис-
теме редукторов.
В первом приближении массу трансмис-
сии можно определить в зависимости от
вращающего момента на валу AfKp по фор-
муле
фициент использования мощности; ZB — чис-
ло несущих винтов.
Для более точного определения агрегатов
трансмиссии можно вычислить массы отдель-
ных агрегатов трансмиссии, воспользовавшись
формулами А.В.Некрасова [41].
Масса главных редукторов (с креплением и
маслом)
^гл.р = Кгл.р^в(вкр-^кр) >	(3.4.23)
где кгл р — весовые коэффициенты; акр —
коэффициент неравномерности распределения
вращающих моментов между несущими вин-
тами; /7^= 1,15 для продольной схемы;
акр = 1,0 для других схем.
Весовые коэффициенты для большого
числа построенных главных редукторов ме-
няются в довольно широких пределах;
кгл.р ~ 0,34...0,525. В расчетах, отражающих
средний достигнутый уровень, можно принять
кгл.р= 0,465. Вращающий момент на валу
несущего винта можно определить по формуле
(3.4.22).
Масса промежуточных редукторов
тпр.р =кпр.р£пр.р (йкр-^экв) > (3.4.24)
где Znp.p — число промежуточных редук-
торов; Мэкв — эквивалентный вращающий
момент; к — весовой коэффициент; для
современных вертолетов можно принять
Кпр.р = 0,7...0,9.
Эквивалентный вращающий момент на
промежуточном редукторе —
одновинтового вертолета
^экв=974Урв/«в;	(3.4.25)
двухвинтового вертолета
Щтр = 0,48Мкр°’83,	(3.4.21)
где
- 515ЖрДнВ .
кр
(3.4.22)
— максимальная мощность двигателей,
пропускаемая трансмиссией, кВт; — коэф-
^в.в^вал^ва
где Np3 — максимальная мощность, пе-
редаваемая на рулевой винт, кВт; «в — час-
тота вращения хвостового вала трансмиссии;
X — суммарная максимальная мощность
344
Глава 3.4. РАСЧЕТ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА
двигателей, передаваемая трансмиссией; £вал —
число синхронизующих валов; лвв — частота
вращения ведомого вала промежуточного ре-
дуктора; а — коэффициент, зависящий от
схемы трансмиссии; а = 1, если редуктор пе-
редает мощность всех двигателей, а = 2, если
он передает мощность 1/2 двигателей.
Масса хвостового редуктора (с маслом)
,пхв.р = кхв.р-^кр 1 >	(3.4.27)
где Мкр определяется по формуле (3.4.22),
а весовой коэффициент кхв р = 0,65...0,8.
Масса трансмиссионных валов
твал = квалД)ал (-^кр) разр ’  (3.4.28)
где - длина вала, м; (Мкр)разр -
разрушающий вращающий момент; квал —
весовой коэффициент.
Разрушающий вращающий момент для транс-
миссионных валов одновинтовых вертолетов
можно принимать (Мкр)разр = (2,2...2,6)Мкр,
на режиме висения на статическом потолке, а
для двухвинтовых вертолетов
=	,3.4.2,
где f — коэффициент безопасности;
f = 1,5; лгэ — эксплуатационная перегрузка;
пэ = 1,8...2,2, если все двигатели расположе-
ны в одном месте, и д^= 0,8...1,2, если двига-
тели разделены на две группы и разнесены к
винтам.
Весовые коэффициенты трансмисси-
онных валов могут быть приняты
квая = 0,06...0,085. Большие значения квал от-
носятся к вертолетам меньших весовых катего-
рий, так как по технологическим соображе-
ниям соотношение размеров труб трансмис-
сионных валов отличается от оптимального
(в сторону их утяжеления).
Двигательная установка. Масса двигатель-
ной установки складывается из массы двигате-
ля тю, масс систем двигательной установки
гпСду и топливной системы т^.:
mw = mJa + maK/+mv..	(3.4.30)
Массу двигательной установки на стадии
предварительного проектирования можно
определить из выражения
ида=1,835у£^л,	(3.4.31)
где у — удельная масса двигателя, кг/кВт;
ХА'щл — взлетная мощность двигателей, кВт.
Значения удельной массы у различных
турбовальных реактивных двигателей в за-
висимости от их взлетной мощности /VD3jl
приведены на рис. 3.4.6. Можно также воспо-
льзоваться формулами [5], полученными на
основе обработки статистических данных:
у = 2,02/^56 при Увзп < 3000 кВт;
7 = ^/30,34 при > 3000 кВт.
Более точное значение массы двигатель-
ной установки можно получить при раздель-
ном расчете масс. Если проектирование ведет-
ся под заданный двигатель, то масса двигателя
бывает уже известна. Если двигатель выбира-
ется исходя из потребной энерговооруженно-
сти, то масса двигателя определяется в зави-
симости от его максимальной мощности:
^дв = кдв (-^тах) пр> (3.4.32)
где (Л^тах)пр — приведенная максималь-
ная мощность двигателя — взлетная мощность
двигателя на высоте H = Q MCA.
Значение весового коэффициента для со-
вершенных современных двигателей можно
принять к№ = 1...1.2, что примерно соответс-
твует удельной массе двигателей средней и бо-
льшой мощности у = 0,09...0,1.
Масса систем двигательных установок
также может быть выражена через приведен-
ную суммарную мощность установленных на
вертолете двигателей в виде
тсду = ксду^-^пр- (3.4.33)
Значение весового коэффициента систем
двигательной установки может быть принято
ксду = 0,04...0,05.
Масса топливной системы определяется
в зависимости от полного запаса топлива на
борту:
^тс = ^тс(^г)пол’ (3.4.34)
РАСЧЕТ МАСС ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ И СИСТЕМ
345
Рис. 3.4.6. Зависимость удельной массы у двигателей
от взлетной мощности Авзл
Для топливной системы с протестиро-
ванными баками весовой коэффициент
Кус = 0,07...0,09. Для систем без протести-
рованных баков этот коэффициент снижает-
ся до KjC = 0,Об...0,07, а применение гермоот-
секов, масса которых обычно относится к
массе планера, может привести к снижению
весовых коэффициентов топливной системы
до значений к^. = 0,035.„0,04.
Таким образом, масса двигательной уста-
новки вместе с системами
даду 7 ду (2* ^тах) пр + ктс (/ит) пол > (3.4.35)
где удельная масса двигательной уста-
новки
v =к ।	"'ДД
1ДУ Лсду+, « 0,3’
max) пр
Планер вертолета. В массу планера верто-
лета, как уже отмечалось, входит масса
фюзеляжа, крыла, оперения, капотов и шасси.
Все эти элементы в той или иной мере зависят
от взлетной массы вертолета. Поэтому в пер-
вом приближении массу планера вертолета
можно определить по формуле, предложен-
ной В.Б.Баршевским, для определения массы
корпуса:
ткор = ккор/и(Ь	(3.4.36)
где /скор = 0,28 для транспортных вертоле-
тов одновинтовой схемы; ккор = 0,38 для вер-
толетов-амфибий; ккор = 0,23 для вертолетов-
кранов.
При этом следует учесть, что в массу кор-
пуса входит масса фюзеляжа, шасси, оперения,
рулевого винта, а также управления и оборудо-
вания.
Для более точного определения массы
планера следует рассчитать массу отдельных
его элементов:
^пл ” ^ф 4-4" ^кр + ^оп’ (3.4.37)
Массу фюзеляжа можно определить в за-
висимости от взлетной массы вертолета Wq,
площади наружной поверхности фюзеляжа 5ф,
линейных размеров фюзеляжа £ф:
346
Глава 3.4. РАСЧЕТ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА
(3.4-38)
В качестве линейного размера фюзеляжа ,
определяющего действующие на фюзеляж
изгибающие моменты, для вертолетов одно-
винтовой и продольной схем принимается
расстояние между винтами, а для вертолетов
поперечной схемы — расстояние от линии,
соединяющей оси несущих винтов до точки
приложения сил на оперении. Рекомендуется
принимать показатель степени а = 0,16 для
одновинтовой и поперечной схем и
а = 0,19 для вертолетов продольной схемы.
Площадь наружной поверхности фюзеля-
жа транспортного вертолета одновинтовой
схемы с достаточной степенью точности может
быть определена по формуле, предложенной
В.П.Петручиком,
5ф=4,34Яф(Яф+Вф)+1,1Л(0,5Л-^ф)+
+1,25Лрв(Л-0,54-1,4Яф) +
+1,32йрв2 + О,13^зл0’55 , (3.4.39)
где Яф — высота фюзеляжа; -Вф — ши-
рина фюзеляжа; R — радиус несущего винта;
ЛрВ — радиус рулевого винта; LK — длина
грузовой кабины.
Для верголета-крана
бф = 0,088Й2 +1,32Ярв2 + 7,88Д+
+0,13^зл°’55+^+^|^],	(3.4.40)
Для современных транспортных вертоле-
тов можно принимать весовой коэффициент
Кф = 1,3...1,6.
Масса фюзеляжа, вычисляемая по форму-
ле (3.4.38), для вертолетов с двигателями, не
вынесенными в отдельные гондолы, включает
массу капотов силовой установки /«кап-
Поскольку у вертолетов поперечной схемы
силовая установка полностью отделена от
фюзеляжа, массу капотов следует определять
отдельно, пользуясь соотношением
^п=2км(2Ядв/2)2/3.	(3.4.41)
Весовой коэффициент рекомендуется при-
нимать к^ = 0,9.
Масса крыла вертолета или винтокрыла
одновинтовой схемы зависит от аэродинами-
ческих сил, действующих на крыло, и его раз-
меров: хорды, размаха, относительной толщи-
ны профиля. Эти факторы учитываются
наряду с массой элементов крыла, не воспри-
нимающих внешние нагрузки, следующей
формулой
т^-^^/2^+дЛ, (3.4.42)
нср
где Хдр — удлинение крыла; 5кр — пло-
щадь крыла; VpaC,j — расчетная скорость по-
лета, км/ч; Сдр — относительная высота про-
филя крыла; 0^ = 0^/^;	— хорда
крыла; Сдр — высота профиля; —масса
1 м2 элементов крыла, не участвующих в общем
изгибе и кручении крыла; = 14...16 кг/м2.
Значение весового коэффициента можно
принять ккр =0,12-10-6.
Масса крыла вертолета поперечной схемы
в отличие от одновинтового вертолета опреде-
ляется требованиями по жесткости крыла с це-
лью недопущения автоколебаний несущих
винтов на упругом основании (крыле) типа
“земной резонанс”.
В зависимости от параметров вертолета
масса крыла определяется требованиями жест-
кости либо на изгиб, либо на кручение.
При 2^р/Х > /Z)o масса крыла опре-
деляется жесткостью на изгиб:
<р4р тг
X A12 fl I
скр°кр И- +
\ "‘СЧ J
(3.4.43)
при Lgp/i <(LKp I/)0 — жесткостью на
кручение:
т" - KxpA:p;2?wr	,u.
иКр-----5-—-	(3.4.44)
скр°кр
где £кр — размах крыла, равный рассто-
янию между несущими винтами, если они
установлены на концах крыла; / — радиус
инерции гондолы; скр — относительная вы-
сота профиля крыла; 5кр — площадь крыла;
тг — масса гондолы, включающая массу
РАСЧЕТ МАСС ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ И СИСТЕМ
347
лопастей и втулки несущего винта, главного и
промежуточного редукторов, двигательной
установки, систем управления, капотов,
крепления редукторов, электрооборудования;
ОТСЧ — масса всех агрегатов, элементов верто-
лета и перевозимого груза в средней части
вертолета (фюзеляжа);

1+р-^г
L тся.
Ккрскр
(3.4.45)
В расчете могут быть приняты сле-
дующие значения весовых коэффициентов
Л^р = 0,0091 и к"р= 0,191.
Масса оперения в общем случае может
быть определена в зависимости от удельной
массы 1 м2 оперения </оп:
^оп ~ *7оп^оп’	(3.4.46)
где 50п — площадь оперения вертоле-
та, м2.
Поскольку удельная масса вертолетного
оперения по статистическим данным имеет до-
вольно большой разброс (= 5,6... 12,4 кг/м2),
а площадь оперения на начальных этапах про-
ектирования еще не определена, на практике
можно использовать эмпирическую зависи-
мость массы оперения от взлетной массы вер-
толета [43]:
%п=Копот0.	(3.4.47)
где коп = 0,00136 для стабилизатора одно-
винтового вертолета; коп = 0,0076 для опере-
ния двухвинтовых вертолетов продольной и
соосной схем; коп = 0,0125 для оперения само-
летного типа на двухвинтовых вертолетах
поперечной схемы.
Масса шасси вертолета также чаще всего
определяется в зависимости от взлетной массы
вертолета:
7Иш=/Сш7И0,	(3.4.48)
где кш — среднестатический весовой
коэффициент; кш = 0,025...0,028 для одно-
винтовых вертолетов; кш = 0,031...0,035 для
двухвинтовых вертолетов продольной схемы;
кш = 0,01...0,015 для вертолетов с полозко-
выми шасси.
При определении массы шасси необхо-
димо учитывать схемы вертолета и шасси, так
как от них зависят приведенная к стойке шас-
си масса вертолета и сила, действующая на
нее. Кроме того, следует принимать во внима-
ние особенность конструкции шасси: возмож-
ность уборки, наличие тормозов, тип пневма-
тика и т.п. Так, масса вертолетного убираемо-
го шасси в среднем на 15...20% больше, чем
неубираемого.
Масса хвостовой опоры одновинтового
вертолета обычно не превосходит 0,1% взлет-
ной массы вертолета.
Оборудование вертолета. Массу всего обо-
рудования целесообразно определять в виде
суммы масс электрооборудования и осталь-
ного оборудования (общего назначения и це-
левого несъемного оборудования):
«об=тэл.об + «о.о6.	(3.4.49)
Масса электрооборудования
^ал.об = ^пров-^пр "1^зл.об^л1	(3.4.50)
где £пр — длина электропроводов, м;
Рл — площадь лопастей несущего винта, м2.
Для одновинтового вертолета длину элек-
тропроводов можно принять равной радиусу
несущего винта (£пр -R), а для двухвинтовых
вертолетов — расстоянию между винтами.
Весовые коэффициенты кпров = 22 ••• 24 кг/м
для средних одновинтовых вертолетов;
кПров = 35 ... 40 кг/м для двухвинтовых вер-
толетов; кпров = 10... 12 кг/м для легких вер-
толетов; кэл,об = 5 ... 6 кг/м2 для средних вер-
толетов всех схем; /СэЛ.об = 12 ... 16 кг/м2 для
легких вертолетов.
Масса остального оборудования
то.Об=ко6то°’6. (3.4.51)
Весовой коэффициент Kog изменяется в
диапазоне (коб)тш=1>6 Д° (коб)max =2,65.
Величина (коб)тт определяется составом
оборудования общего назначения вертолета,
а (коб)тах включает также и несъемное целе-
вое оборудование.
348
Глава 3.4. РАСЧЕТ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА
3.4,4. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ
ВЕРТОЛЕТА
Расчет взлетной массы вертолета во втором
и в последующих приближениях, как
показывает анализ весовых формул, можно
вести только лишь после того, как проведен
выбор параметров вертолета, рассчитана по-
требная энерговооруженность, выбран двига-
тель и определены его удельные характеристи-
ки. Важное место в этом расчете занимает
определение потребного запаса топлива. При
расчете массы топлива для полета на заданную
дальность транспортного вертолета необходи-
мо знать высоту полета, крейсерскую скорость
и примерный типовой профиль полета (модель
производственной операции), позволяющий
определить время каждого этапа полета и ре-
жимы работы двигателей.
Потребный запас топлива
п
mI = l,12^NlcelTi;	(3.4.52)
/=1
Ит = 1,127УвзпСевзл?п
1=1
где — суммарная взлетная мощность
двигателей, кВт; севзл — удельный расход
топлива на взлетном режиме, кг/(кВтч);
ТП — время полета, ч; п — число элементов
производственной операции (этапов полета);
Ni — степень дросселирования двигателей
при выполнении I -го этапа полета;
се1 — дроссельная характери-
стика расхода топлива; Tt - относительное
время выполнения i -го этапа полета.
Коэффициент 1,12 учитывает запуск и
опробование двигателей, руления, 5%-ный
навигационный запас топлива и др.
Типовой профиль полета транспортного
вертолета, представленный на рис. 3.4.7,
включает:
взлет и контрольное висение;
набор высоты горизонтального полета;
полет по маршруту;
снижение, зависание и посадку.
Общее время полета определяется как сум-
ма времен отдельных этапов полета:
Тп=7]+7,2 + 7,3+7,4,	(3.4.53)
где 7] — время взлета и посадки;
71 =0,015 ...0,025 ч; 7^ = Ягп/(у?набЗб00) -
время набора высоты горизантального поле-
та, ч; Т3 = £/vKp — время горизонтального
полета, ч; 74 = 77rn/(v3,CH3600) — время сни-
жения до высоты зависания, ч; Нт — высота
горизонтального полета, м; L — дальность го-
ризонтального полета (с учетом траектории
набора высоты и снижения), км; vKp — крей-
серская скорость полета, км/ч; Уунаб — ско-
роподъемность вертолета, м/с; VyCH — верти-
кальная скорость снижения вертолета, м/с.
При отсутствии удельных расходных
характеристик двигателей можно восполь-
зоваться следующими эмпирическими зави-
симостями:
севзл = 1,Об7/7Удв0,167 при Л1ДВ < 3000 кВт;
( 3.4.54)
севзл =О,545/7\7дв0’081 при ТУдв > 3000 кВт;
и предложенной А.В.Некрасовым
севзл = ^се/^взл ' >	(3.4.55)
Рис. 3.4.7. Типовой профиль полета транспортного
вертолета в координатах скорость v время Т
где ксе = 0,620...0,686.
Большие значения ксе относятся к дви-
гателям меньшей мощности, а меньшие —
к двигателям большей мощности.
Изменение удельного расхода топлива в за-
висимости от степени дросселирования двига-
теля приближенно можно определить, пользу-
ясь соотношением
с^фсв3л-°Л6(1-.У)]/?7, (3.4.56)
КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА
349
где ^ = ^rп/^взл; Агп - потребная
мощность для горизонтального полета на
крейсерской скорости.
При этом следует иметь в виду, что расчет
потребной мощности для горизонтального по-
лета необходимо вести для средней взлетной
массы вертолета, которую приближенно можно
определить в виде
/и0ср = /«0“0>5/ит1	(3.4.57)
учитывая таким образом изменение полет-
ной массы вертолета за счет выгорания топ-
лива.
Взлетная масса второго приближения
складывается из масс /иПуст пустого верто-
лета, лчт топлива, дацн целевой нагрузки,
гиэк экипажа и снаряжения:
(m0)u = 1,1тпуст + тт + тэк + лгцн. (3.4.58)
Коэффициент 1,1 при ЩПуст учитывает
запас на перетяжеление конструкции. Про-
цесс определения взлетной массы является
итерационным и на каждом шаге итерации
необходимо определять относительное изме-
нение взлетной массы от предыдущего шага и
сравнивать его с заданной точностью расчета,
т.е. проводить проверку условия
Мм
где е — заданная точность вычисления
взлетной массы.
Величина е различная для разных этапов
проектирования вертолетов. Она определяет-
ся, прежде всего, степенью проработки про-
екта вертолета, точностью исходных данных,
уровнем аэродинамических, прочностных и
весовых расчетов, проводимых на каждом эта-
пе проектирования: на стадии разработки тех-
нического предложения или технического за-
дания е = 8...1О %, при разработке эскизного
проекта е = 3...4 %, в процессе рабочего про-
ектирования е = 1...2 %.
При расчете взлетной массы вертолета
всегда следует иметь в виду, что, как правило,
реальная масса пустого вертолета превышает
ее расчетное значение. Существует много
объективных причин этого явления (недоста-
точная проработка конструкции и последу-
ющая ее доводка в процессе статических,
динамических и летных испытаний, дополни-
тельные требования заказчика, и т.п.) и зада-
ча конструктора заключается в том, чтобы
правильно учесть это обстоятельство и не до-
пустить превышения закладываемого в рас-
четах запаса на перетяжеление конструкции,
в среднем на 10%.
Для этой цели на всех стадиях проектиро-
вания, как правило, разрабатываются лимиты
масс для каждого агрегата вертолета, которые
постоянно корректируются и уточняются по
мере конструктивной проработки проекта вер-
толета. Только тщательный анализ работы
конструкции, внедрение новых конструктив-
ных решений, материалов и технологий позво-
ляет успешно решать задачу постоянного весо-
вого совершенства вертолетов.
Глава 3.5
КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА
Компоновка вертолета является заключи-
тельным этапом разработки проекта и пред-
ставляет собой пространственную увязку всех
частей вертолета.
Процесс компоновки складывается из од-
новременно протекающих и взаимосвязанных
аэродинамической, объемно-весовой и конст-
руктивно-силовой компоновок.
Под аэродинамической компоновкой обычно
понимают выбор схемы вертолета, взаимное
расположение несущих и рулевых винтов, вы-
бор параметров и размещение оперения, опре-
деление внешних форм планера (фюзеляжа,
крыла, оперения), размещение воздухозабор-
ников и систем выхлопа силовой установки.
В задачу объемно-весовой компоновки вхо-
дит взаимное расположение отдельных частей
и агрегатов вертолета, размещение грузов,
пассажиров, экипажа и оборудования верто-
лета и определение положения центра масс
(ц.м) вертолета для различных полетных ус-
ловий.
Конструктивно-силовая компоновка обес-
печивает увязку силовых схем частей вер-
толета, определяя схему передачи нагрузок
от основных агрегатов вертолета на силовые
элементы фюзеляжа, решает вопросы орга-
низации разъемов, доступа к отдельным агре-
гатам и оборудованию хранения вертолета
и т.д.
Компоновка вертолета зависит от многих
факторов (назначения вертолета, его схем,
350
Глава 3.5. КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА
типа и числа двигателей), связанных между
собой и поэтому, как правило, процесс компо-
новки имеет итеракгивный характер. Для каж-
дого варианта компоновки проводится расчет
центровки вертолета, поскольку одной из це-
лей компоновки является получение задан-
ного диапазона центровок. Основные требо-
вания, которые необходимо выполнять в
процессе компоновки, определяются тем кру-
гом задач, которые решаются при проведении
отдельных видов компоновки.
3.5.1.	АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ
КОМПОНОВКА
Задачи аэродинамической компоновки.
Проведение аэродинамической компоновки
вертолета направлено в первую очередь на
выполнение основных аэродинамических тре-
бований: достижение наивысшего аэродина-
мического качества вертолета, получение мак-
симальной тяги несущего винта при мини-
мальных затратах мощности, обеспечение не-
обходимой устойчивости и управляемости,
создание наиболее благоприятных условий
для работы силовой установки, исключение
возможности возникновения критических,
опасных для жизни летчиков и пассажиров,
режимов полета (срывные режимы, режимы
“вихревого кольца”, флаттер, “земной резо-
нанс” и т.п.). Выполнение этих требований
обеспечивается:
1)	взаимным расположением несущих и
рулевых винтов;
2)	выбором формы и размеров крыла и
размещения его на фюзеляже;
3)	выбором размеров и месторасположе-
ния стабилизатора;
4)	выбором схемы и расположения шасси;
5)	выбором внешних форм фюзеляжа и
увязкой отдельных частей вертолета;
б)	установкой обтекателей, зализов и Дру-
гих средств, улучшающих аэродинамическое
обтекание;
7)	выбором формы воздухозаборников,
воздуховодов и систем выхлопа силовых
установок.
Все эти задачи находят свое отражение
при разработке компоновочного чертежа, со-
стоящего из продольного бокового разреза
вертолета, ряда поперечных сечений, отдель-
ных видов и в некоторых случаях (сложные
по схеме вертолеты) разреза в плановой про-
екции. Если двигатели находятся в отдельных
гондолах вне фюзеляжа, то, как правило, де-
лается компоновочный чертеж гондолы.
Взаимное расположение несущих и рулевых
винтов. Компоновка вертолета в значительной
степени определяется взаимным расположе-
нием винтов, зависящим от схемы вертолета.
Для одновинтового вертолета важным
фактором, в этой связи, является выбор распо-
ложения рулевого винта. Максимальная тяга
РВ на режиме висения с учетом обеспечения
путевого управления вертолета при неблагоп-
риятном направлении ветра должна быть не
менее
7рВ = 1,25 Мкр/£хв >
где Мкр — реактивный вращающий мо-
мент НВ; Д,в — расстояние между осями
несущего и рулевого винтов, м; обычно
Г d Д л с
L =—+0,5.
Чтобы исключить крен фюзеляжа при вер-
тикальном взлете и висении, ось вращения РВ
рекомендуется располагать в плоскости, про-
ходящей через центр втулки НВ, перпендику-
лярно к его оси (рис. 3.5.1).
На рис. 3.5.2 показан крен фюзеляжа вер-
толета в случае, когда втулка РВ не лежит в
плоскости вращения НВ. При этом условно
принято, что центр масс вертолета (ц.м) лежит
на оси НВ, а втулка НВ не имеет разноса гори-
зонтальных шарниров.
Вынос РВ вверх способствует улучшению
поперечной устойчивости вертолета в горизон-
тальном полете, что является немаловажным
обстоятельством для эксплуатации, и умень-
шает опасность задевания лопастями РВ за
землю при посадке или маневрировании вер-
толета на предельно малых высотах. Кроме
того, такое расположение РВ уменьшает вред-
ное влияние скошенной вихревой пелены НВ
на аэродинамические нагрузки лопастей РВ на
режимах горизонтального полета вертолета.
Однако вынос оси РВ в плоскость враще-
ния НВ приводит к необходимости значитель-
ного удлинения концевой балки или киля, что
приводит к утяжелению конструкции, увели-
чению вредного сопротивления, ухудшению
центровки и др. Поэтому на практике ось РВ
располагается ниже втулки НВ. Это вызывает
крен вертолета при взлете и висении на 2...3”
в направлении, противоположном направле-
нию действия силы тяги РВ.
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
351
Рис. 3.5.1. Системы координат и нагрузки, действующие на вертолет
При взлете вертолета, имеющего, напри-
мер, левое направление вращения НВ (по ча-
совой стрелке на виде сверху), в момент отры-
ва от земли вначале отделяется левое колесо, а
при вертикальной посадке вначале касается
земли правое колесо.
На вертолетах Ми-10 и Ми-24 кабины пи-
лотов повернуты вокруг продольной оси вер-
толета относительно центральной части фю-
зеляжа влево (на виде сзади) на 1,5...2,5°.
Благодаря этому балансировочные углы крена,
измеряемые по кабине, оказываются близки-
ми к нулю, а вертикальный взлет и посадка
вертолета выполняются на оба колеса одно-
временно.
Иногда при установке РВ его ось откло-
няют от горизонтального положения (на вер-
толетах СН-53Е “Супер Стадион” и UH-60A
“БлэкХоук”), чтобы вертикальный компонент
тяги РВ создавал пикирующий или кабрирую-
щий момент для улучшения продольной
балансировки вертолета. Ось НВ также рас-
полагают не строго перпендикулярно к
строительной горизонтали фюзеляжа вертоле-
та, а на.клоняют вперед от нормали на угол
£гф=3...5° (см. рис. 3.5.1). Это необходимо
для того, чтобы на крейсерском режиме поле-
та ось фюзеляжа была направлена вдоль траек-
тории полета и фюзеляж за счет этого имел бы
наименьшее лобовое сопротивление.
Рис. 3.5.2. Силы и моменты, действующие
па вертолет
Такой наклон оси НВ приводит также к
уменьшению изгибных напряжений на валу НВ
на режимах максимальной продолжительности.
Превышение концов лопастей над хвосто-
вой балкой или передней частью фюзеляжа
должно быть таким, чтобы исключалась любая
возможность удара лопасти по элементам
конструкции на всех режимах полета, в том
числе и при маневрах (ввод в пикирование и
вывод из горки). Безопасные зазоры междуло-
352
Глава 3.5. КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА
Рис. 3.5.3. Вертолет “Чинук”
пастями НВ и элементами конструкции
планера при этом должны быть не менее 3".
У двухвинтовых вертолетов немаловаж-
ное значение имеет взаимное расположение
несущих винтов. На вертолетах соосной схемы
расстояние между плоскостями верхнего и
нижнего винта должно быть не меньше 0,12),
чтобы избежать столкновения (“схлестыва-
ния”) лопастей винтов при резком порыве
ветра на режиме висения или при маневриро-
вании в случае резкого крена или тангажа вер-
толета.
Увеличение расстояния между винтами
более 0,12> нежелательно, так как это приводит
к утяжелению несущей системы и увеличению
лобового сопротивления вертолета. Для умень-
шения опасности “схлестывания” лопастей
Рис. 3.5.4. Мощности, потребляемые передним
и задним несущими винтами вертолета продоль-
ной схемы в горизонтальном полете иа высоте
//=3000 м, н потребные изменения развалов
винта Д<р для уравнивания этих мощностей
несущих винтов в систему управления сооснь^
вертолетов рекомендуется встраивать спецц_
альные демпферы, парирующие резкие движе-
ния ручки. На практике роль таких демпферов
выполняют гидроусилители, устанавливаемые
в настоящее время практически в системах уп-
равления всех вертолетов.
Несущие винты двухвинтовых вертолетов
продольной схемы такж устанавливаются с пре-
вышением заднего винта над передним на
(0,08...0,1) 2>(рис. 3.5.3). Это необходимо делать
для уменьшения влияния переднего винта на
потребную мощность заднего несущего винта
на режимах горизонтального полета. В этом
случае вихревая пелена, сходящая с диска пере-
днего несущего винта, проходит ниже плоско-
сти заднего несущего винта.
Для уравнивания потребных мощностей пе-
реднего и заднего несущих винтов на наиболее
продолжительных режимах полета подбирают
оптимальный развал осей винтов. На рис. 3.5.4
приведены потребные мощности JVncip пере-
днего (штриховая линия) и заднего (штрих-
пунктирная линия) винтов, и средняя потреб-
ная мощность (сплошная линия) для вертоле-
та продольной схемы при разных скоростях го-
ризонтального полета на высоте Н = 3000 м [41],
а также необходимые углы развала винтов Д<р
для уравнивания их мощности. На оптималь-
ной скорости горизонтального полета, близ-
кой к крейсерской скорости, оптимальный
угол развала составляет 6°. Так как для умень-
шения лобового сопротивления фюзеляжа на
крейсерских скоростях полета также реко-
мендуется наклонять ось несущих винтов впе-
ред на З...4о, общий наклон оси переднего
винта составляет 9...10°, а оси заднего винта
на 3...4". Направление вращения несущих
винтов может быть любое, но взаимно проти-
воположное.
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
353
Несущие винты двухвинтового вертолета
поперечной схемы работают в одинаковых ус-
ловиях и поэтому располагаются на одном
уровне. Оба винта наклоняются вперед на не-
большой угол (3...40) с целью уменьшения ло-
бового сопротивления фюзеляжа на крейсерс-
ких режимах полета.
При проектировании двухвинтовых вер-
толетов продольной и поперечной схем важ-
ное значение имеет расстояние между осями
несущих винтов, так как его уменьшение по-
зволяет сократить размеры фюзеляжа или
крыла и увеличить весовую отдачу. Этого
можно достичь за счет перекрытия несущих
винтов.
Величина перекрытия a = a/R несущих
винтов ограничивается возможностью схлес-
тывания лопастей при их встречном движении
в плоскости вращения винтов даже при нали-
чии синхронизации вращения. При этом сле-
дует принимать во внимание упругие колеба-
ния лопастей относительно вертикальных
шарниров, деформацию кручения синхрони-
зирующих валов, зазоры в зубчатых передачах
трансмиссии, возможные различия во враща-
ющих моментах винтов, характер их измене-
ния по времени, деформации кручения консо-
лей крыла вертолетов поперечной схемы.
Для вертолетов продольной схемы, имею-
щих превышение плоскости вращения задне-
го винта над плоскостью вращения переднего
винта, схлестывание возможно при взятии
ручки на себя, когда угол конусности пере-
днего винта увеличивается, а заднего —
уменьшается.
Предельно возможное перекрытие несу-
щих винтов зависит от числа лопастей. Уста-
новлено [41], что при выборе параметров
двухвинтовых вертолетов с обычным поряд-
ком расположения шарниров втулки и час-
тотой вращения синхронизирующего вала
«вад <3000 мин"1 предельное перекрытие
винтов должно быть а <0,63 при £л=3,
й = 0,4 при гл=4 и д = 0,17 при £я=5.
При > 6 перекрытие винтов не допуска-
ется. Для обеспечения безопасности полетов с
такими значениями перекрытия необходимо
осуществить комплекс мероприятий, обеспе-
чивающих необходимые запасы по схлестыва-
нию: соответствующий вынос вертикальных
шарниров, повышенную жесткость систем
трансмиссии, синхронизирующих вращение
винтов, ограничение диапазона и скорости
перекладом ручки при управлении дифферен-
циальным общим шагом винтов.
Выбор параметров и размещение крыльев.
Крыло вертолета предназначено для разгруз-
ки НВ на больших скоростях полета и увели-
чения таким образом максимальной горизон-
тальной скорости за счет отдаления срыва
потока с НВ. Кроме того, крыло используется
для подвески различного оборудования, раз-
мещения в нем топливных баков и стоек уби-
рающегося шасси. Установка крыла, как пра-
вило, несколько улучшает балансировку и
устойчивость вертолета на горизонтальных ре-
жимах полета.
Вместе с тем, крыло увеличивает (до 7%)
массу конструкции вертолета, снижая таким
образом весовую отдачу, и приводит к допол-
нительным потерям тяги на его обдувку, осо-
бенно ощутимую на вертикальных режимах.
Поэтому вопрос о целесообразности установ-
ки крыла должен решаться исходя из назна-
чения вертолета и характера выполняемых им
задач.
Крыло, имеющее обычно толстый сим-
метричный профиль и трапециевидную форму
(в плане), начинает нести, т.е. создавать замет-
ную подъемную силу, на скоростях полета
свыше 100 км/ч. При скорости полета около
200 км/ч крыло уже разгружает НВ на 10...15%,
а при скорости 300 км/ч — на 20...25%.
Угол заклинения крыла (угол установки
относительно СГФ) подбирается исходя из ус-
ловия обеспечения эффективной работы кры-
ла на больших скоростях полета, когда угол
тангажа вертолета достигает отрицательных
значений. Его значение может быть определе-
но в виде суммы:
(Ркр =акр — Ф + ДИнВ’
где акр — данный угол атаки крыла на
максимальной скорости полета; й — угол тан-
гажа, определяемый продольной балансиров-
кой вертолета; Дацв — скос потока, обуслов-
ленный полем индуктивных скоростей НВ.
Поскольку угол тангажа в значительной
степени зависит от центровки вертолета, при
задней центровке угол заклинения крыла
меньше, чем при передней, а смещение цент-
ра масс назад приводит к увеличению подъем-
ной силы крыла за счет увеличения акр.
Скос потока от поля индуктивных ско-
ростей НВ различный на правой и левой
консолях крыла ввиду неравномерности это-
го поля по азимуту НВ. Максимальный скос
потока возникает на азимуте 90°. Поэтому
угол атаки на левой консоли крыла (для ле-
12 - 9874
354
Глава 3.5. КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА
вого направления вращения НВ), а следова-
тельно, подъемная сила на ней будут меньше,
чем на правой. Однако это обстоятельство
улучшает поперечную балансировку вертоле-
та, так как возникающий момент крена
противодействует кренящему моменту от по-
перечной силы НВ и позволяет уменьшить
необходимое для балансировки отклонение
ручки управления влево при увеличении ско-
рости полета.
Для увеличения такого положительного
влияния крыла на поперечную балансировку
вертолета угол заклинения правой консоли
увеличивают на 1,5...2° по сравнению с левой.
Для улучшения продольной балансировки
вертолета крыло обычно размещают в цент-
ральной части фюзеляжа, совмещая 1/4 сред-
ней аэродинамической хорды (САХ) крыла с
центром масс вертолета или располагая крыло
несколько позади него. В первом случае подъ-
емная сила, возникающая на крыле, не оказы-
вает заметного влияния на продольную балан-
сировку вертолета, а во втором — создает
пикирующий момент, улучшающий продоль-
ную статическую устойчивость планера вер-
толета по углу атаки, но в то же время нес-
колько ее ухудшающую по скорости полета
вертолета.
Крыло оказывает существенное влияние
на поперечную статическую устойчивость пла-
нера при полете вертолета со скольжением.
Установка крыла несколько повышает попе-
речную устойчивость фюзеляжа, что начинает
затруднять пилотирование вертолета. В неко-
торых случаях для уменьшения поперечной
устойчивости планера крыло устанавливается
с отрицательным углом поперечного крена
(см. рис. 3.5.1), как это сделано, например, на
вертолете Ми-24.
Для уменьшения вредного аэродинами-
ческого взаимного влияния между крылом и
фюзеляжем места стыков закрывают зализами,
обеспечивающими плавное сопряжение по-
верхностей.
Выбор параметров и размещение хвостово-
го оперения. Хвостовое оперение вертолета
предназначено для обеспечения в горизон-
тальном полете продольной балансировки,
продольной и путевой устойчивости вертолета.
Оно состоит из стабилизатора и киля.
Стабилизатор, имеющий достаточно тол-
стый симметричный аэродинамический про-
филь и трапециевидную форму (в плане),
улучшает характеристики продольной балан-
сировки и устойчивости вертолета. Приме-
няются стабилизаторы двух типов: неуправ-
ляемые (вертолеты Ми-8, Ми-26, Ка-26) и уп-
равляемые (вертолеты Ми-2, Ми-б),
Управляемый стабилизатор большинства
отечественных одновинтовых вертолетов ки-
нематически связан с управлением общим
шагом НВ таким образом, что при увеличе-
нии общего шага 9 НВ угол установки стаби-
лизатора ест также увеличивается (рис. 3.5.5).
Продольный момент, создаваемый стабилиза-
тором, возрастает при этом в сторону пикиро-
вания, противодействуя приращению кабри-
рующего момента НВ при увеличении общего
шага в поступательном полете.
Размеры, а следовательно, площади гори-
зонтального и вертикального оперений в зна-
чительной мере зависят от места их распо-
ложения. Стабилизатор на одновинтовьгх вер-
толетах, как правило, устанавливается на кон-
це хвостовой балки в одном из трех поло-
жений показанных на рис. 3.5.6. В
положении I на режимах висения и горизон-
тального полета с малой скоростью стабили-
затор полностью находится в зоне обдувки
воздушным потоком, создаваемым НВ. При
этом на стабилизаторе, как и на крыле, воз-
никает значительный индуктивный скос по-
тока от НВ, вызывающий потери тяги НВ
вследствие обдувки стабилизатора на режиме
висения и уменьшающий эффективность ста-
билизатора на малых скоростях горизонталь-
ного полета.
В горизонтальном полете помимо индук-
тивного скоса потока от НВ на стабилизаторе
возникает скос потока от фюзеляжа и крыла.
В результате значительного в целом суммарно-
го скоса потока угол атаки стабилизатора «ст,
Рис. 3.5.5. Кинематическая связь угла
установки стабилизатора ест (отно-
сительно плоскости несущего винта) с
общим шагом 0 несущего виита
(вертолета Ми-6)
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
355
как правило, оказывается отрицательным, даже
если угол установки стабилизатора положи-
тельный, фст > 0°. Вследствие этого стабилиза-
тор создает отрицательную подъемную силу и,
соответственно, кабрирующий момент относи-
тельно центра масс вертолета. С увеличением
горизонтальной скорости полета скос потока
от НВ уменьшается, вследствие чего снижается
кабрирующий момент, что является одной из
причин появления “ложки” — характеристики
профильной балансировки вертолетов одно-
винтовой схемы.
Установка стабилизатора в положение I
сказывается особо неблагоприятно при висе-
нии вертолета с ветром сзади: ветер отклоняет
индуктивный поток НВ вперед и стабили-
затор, имеющий отрицательный угол уста-
новки, создает пикирующий момент, требую-
щий для балансировки дополнительного
отклонения ручки на себя. Поэтому в положе-
нии I площадь стабилизатора ограничивается
из условия обеспечения требуемого запаса уп-
равления при висении вертолета с предельно
передней центровкой и ветром сзади, а также
вследствие дополнительных потерь силы тяги
НВ на обдувку стабилизатора при висении.
При установке стабилизатора в положение
II на режиме висения он оказывается вне воз-
душного потока от НВ, и ветер сзади не оказы-
вает на него серьезного влияния. Однако как
только вертолет начинает двигаться вперед,
воздушный поток от НВ, отклоняясь назад,
тотчас попадает на стабилизатор. Возникаю-
щий при этом индуктивный скос потока от НВ
приводит к возникновению, как и в положе-
нии I, мощного кабрирующего момента, для
парирования которого требуется значительное
отклонение ручки от себя.
Для уменьшения влияния индуктивного
скоса потока от НВ на характеристики стаби-
лизатора на некоторых вертолетах (UH-60A
“Блэк Хоук”, АН-64А “Апач") стабилизатор,
установленный в положение II, делается уп-
равляемым по скорости полета. На режиме ви-
сения и на малых скоростях полета угол его ус-
тановки фст = 30...40°. Индуктивный скос по-
тока от НВ не вызывает при этом большого
кабрирующего момента. По мере роста скорости
полета угол установки стабилизатора автомати-
чески уменьшается до значений, необходимых
для обеспечения продольной балансировки
вертолета. На режиме авторотации при этом ста-
билизатор имеет отрицательный угол установки.
Наименьшее влияние индуктивный скос
потока от НВ оказывает на стабилизатор,
Рис. 3.5.6. Схема возможного располо-
жения стабилизатора на вертолете
одновинтовой схемы
установленный в положение III. Но такой ва-
риант установки стабилизатора требует, во-пер-
вых, дополнительного увеличения массы хвос-
тового оперения, а во-вторых, на режиме гори-
зонтального полета стабилизатор оказывается
прямо в следе возмущенного потока от НВ,
создающим на стабилизаторе высокий уровень
переменных нагрузок.
Площадь стабилизатора 5СТ выбирается
главным образом из требований к продольной
устойчивости вертолета, определяемых прием-
лемыми значениями производных продольно-
го момента вертолета по углу атаки и по угло-
вой скорости тангажа. Поэтому величина 5СТ
в значительной степени зависит от места рас-
положения стабилизатора, определяющего его
удаление от центра масс вертолета. На одно-
винтовых вертолетах с длинной хвостовой
балкой площадь стабилизатора значительно
меньше, чем на соосных, и составляет обычно
(0,5...1)% площади, ометаемой НВ. На неко-
торых зарубежных вертолетах (S-76, UH-60A,
АН-64А и др.) она достигает значений 1,5...2%.
Компоновка соосного вертолета не позволяет
осуществить достаточный вынос стабилиза-
тора, поэтому для обеспечения хорошей
продольной устойчивости его площадь
увеличивают.
Пиль для одновинтового вертолета необя-
зателен. Более того, на взлетно-посадочных
режимах он даже ухудшает летные данные
ветолета. Но необходимость установки конце-
вой балки на одновинтовом вертолете приво-
дит к целесообразности ее выполнения в виде
киля, частично разгружающего РВ на больших
скоростях горизонтального полета и улучша-
ющего путевую устойчивость вертолета.
Для соосного вертолета вертикальное опе-
рение в виде килей является единственным
средством обеспечения путевой устойчивости.
Поскольку ввиду компактности вертолетов со-
осной схемы расстояние от килей до центра
масс вертолета сравнительно мало, приходится
ставить мощное двухкилевое вертикальное
оперение с рулями поворота.
12*
356
Глава 3.5. КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА
Киль, устанавливаемый на одновинтовом
вертолете вместо применяемой ранее конце-
вой балки, имеет толстый несимметричный
профиль, трапециевидную форму, расположен
под углом 30...60’ к продольной оси хвосто-
вой балки и повернут на угол 5...7° относитель-
но вертикальной плоскости симметрии плане-
ра вертолета в сторону вращения НВ (влево
при левом направлении вращения). При этом
на режиме горизонтального полета киль созда-
ет боковую аэродинамическую силу, направ-
ленную в сторону силы тяги РВ.
На соосном вертолете кили являются
единственным средством обеспечения его
путевой устойчивости, а устанавливаемые на
них рули поворота способствуют улучшению
путевой управляемости вертолета в горизон-
тальном полете. Вертолет соосной схемы име-
ет, как правило, мощное вертикальное опере-
ние, которое включает два вертикальных
киля-шайбы с рулями поворота, а на некото-
рых типах вертолетов — дополнительные вер-
хний и нижний кили, установленные на хво-
стовой балке. Такое вертикальное оперение
обеспечивает достаточную путевую устойчи-
вость при небольших габаритных размерах
вертолета и в значительной мере улучшает
путевую управляемость вертолета в горизон-
тальном полете и авторотации НВ.
Для повышения эффективности верти-
кального оперения при полете с большими уг-
лами скольжения, когда возможен срыв пото-
ка на обоих килях одновременно, кили-шайбы
соосного вертолета разворачиваются относи-
тельно вертикальной плоскости симметрии
внутрь на 15° (рис. 3.5.7).
Площадь вертикального оперения на со-
временных вертолетах одновинтовой схемы
составляет (0,6...1,5)% ометаемой площади НВ.
На вертолетах, у которых вместо обычного ру-
левого винта установлен многолопастный винт
в канале — “фенестрон” (SA-341 Gx, “Газель”,
SA-365N “Дофэн”), площадь вертикального
оперения увеличена до 2,5...3,5% ометаемой
площади НВ. На вертолетах соосной схемы
площадь вертикального оперения составляет
2,5...3,0% площади, ометаемой НВ.
Выбор внешних форм фюзеляжа. Форма
фюзеляжа определяется схемой, компоновкой,
назначением и условиями эксплуатации верто-
лета. Компоновка большинства современных
отечественных вертолетов выполнена с разме-
щением двигателей над центральной частью
фюзеляжа перед редуктором НВ.
В сочетании с неубирающимся шасси и
длинной хвостовой балкой фюзеляж одновин-
тового вертолета оказывается весьма неудобо-
обтекаемым, что проявляется главным образом
в увеличении лобового сопротивления и не-
благоприятных моментных характеристиках.
Фюзеляж вертолета соосной схемы отличается
меньшим удлинением, большей симметрией и
компактностью. Аэродинамические характе-
ристики фюзеляжа, определяемые коэффи-
циентами Сд.ф и , в зависимости от угла
атаки фюзеляжа представлены на рис. 3.5.8.
Коэффициент лобового сопротивления ми-
нимален в диапазоне угла атаки фюзеляжа
Рис. 3.5.7. Аэродинамические характерис-
тики хвостового опрения (индекс “хв.оп”)
соосных вертолетов [24]
Рнс. 3.5.8. Зависимости коэффициентов
подъемной силы и лобового сопротивления
от угла атаки Иф фюзеляжа:
1 — втулка; 2 — шасси; 3 — прочие несущие
элементы; 4 - фюзеляж
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
357
0° < 0Сф < 10° и возрастает при дальнейшем его
увеличении. Это возрастание для разных форм
фюзеляжа различное. На рис. 3.5.9 приведено
изменение отношения	коэффи-
циентов сопротивления фюзеляжа при угле
атаки о.ф и при о.ф = 0° для наиболее рас-
пространенных форм фюзеляжа. Для наиболее
традиционной формы фюзеляжа отечествен-
ных вертолетов (тип 1) на отрицательных уг-
лах атаки значение Ка возрастает интенсив-
нее, чем на положительных, когда хвостовая
балка оказывается аэродинамически затенен-
ной фюзеляжем.
Коэффициент подъемной силы фюзеляжа
почти линейно увеличивается по углу атаки в
диапазоне -30°<аф<30°, пока сохраняется
плавное обтекание фюзеляжа, соответствую-
щее его продольным обводам. Хотя в эксплуа-
тационном диапазоне углов атаки подъемная
сила фюзеляжа отрицательная, ее значение по
сравнению с тягой НВ мало, и поэтому основ-
ную роль в аэродинамике вертолета играет ло-
бовое сопротивление фюзеляжа.
Лобовое сопротивление фюзеляжа склады-
вается из сопротивлений самого фюзеляжа,
элементов конструкции, устанавливаемых на
нем: шасси, хвостовых опор, втулок винтов,
хвостового редуктора, антенны, подвесных
баков.
Для уменьшения лобового сопротивления
фюзеляжа и соответствующего улучшения лет-
ных данных вертолетов применяют убираю-
щиеся шасси и хвостовую опору, капотируют
втулки винтов, элементы шасси и хвостовой
редуктор, используют встроенные в обводы
антенны, устраняют неровности на поверхно-
сти фюзеляжа (стыки обшивки, головки зак-
лепок, замки, рукоятки и т.д.), аэродинами-
чески облагораживают входные и выходные
устройства двигателей.
Уменьшению лобового сопротивления фю-
зеляжа заметно способствуют его герметизация
и размещение топливных баков внутри фюзе-
ляжа. Форма поперечного сечения фюзеляжа
оказывает заметное влияние на величину СХф
при различных углах атаки. На рис. 3.5.10 по-
казаны зависимости Ка от угла атаки аф
фюзеляжа для различных поперечных сечений.
В зоне рабочих углов атаки при крейсерских
скоростях полета фюзеляж квадратного сече-
ния имеет сопротивление в 4 раза больше, чем
фюзеляж круглого сечения.
На сопротивление фюзеляжа заметное
влияние оказывает длина цилиндрического
участка центральной части. Минимальное со-
противление при а(|, = 0° будет иметь фюзе-
ляж каплевидной формы, когда наибольшее
поперечное сечение располагается на 0,435£ф
от носа фюзеляжа. При установке цилиндри-
ческой вставки, длина которой равна трем ди-
аметрам поперечного сечения, сопротивление
увеличивается на 7,5% по сравнению с сопро-
тивлением фюзеляжа того же удлинения, но
без цилиндрической вставки.
Форма хвостовой части фюзеляжа очень
сильно влияет на его сопротивление. Чтобы
Рис. 3.5.9. Типичные зависимости, характе-
ризующие изменение коэффициента Кп
по углу атаки Иф для четырех наиболее
характерных форм фюзеляжей вертолетов
Рис. 3.5.10. Влияние формы поперечного
сечения типового фюзеляжа на величину
коэффициента Ка
358
Глава 3.5. КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА
избежать отрыва потока в хвостовой части фю-
зеляжа, необходимо обеспечить плавное ее су-
жение, а поперечное сечение должно иметь
эллиптическую форму или большие радиусы
округления. Как видно из рис. 3.5.11 при удли-
нении хвостовой части ^>2 донное сопро-
тивление ДСд-хв исчезает, поскольку обтека-
ние становится практически безотрывным.
Оптимальное удлинение хвостовой части, при
котором ее сопротивление минимально, со-
ставляет 2...2,5.
Большое влияние на аэродинамические
характеристики фюзеляжа оказывает над-
стройка над его центральной частью, включа-
ющая главный редуктор, вентилятор, блок
гидроусилителей, расходные топливные баки,
генераторы и т.д. Надстройка, как правило,
закрыта капотами, захватывающими в некото-
рых случаях (вертолет Ми-26) и автомат пере-
коса.
При горизонтальном полете в определен-
ном диапазоне скоростей в задней части над-
стройки возникает срыв потока с появлением
вихрей типа “дорожки Кармана”, вызываю-
щих пульсацию воздушного потока в области
РВ и хвостового оперения и повышенный
уровень поперечных вибраций на вертолете.
Для устранения этого явления в верхней час-
ти фюзеляжа вблизи перехода в хвостовую
балку устанавливают аэродинамические греб-
ни (вертолет Ми-26), препятствующие пе-
ретеканию пограничного слоя с боковых
поверхностей надстройки и способствующие
Рис. 3.5,11. Влияние формы хвостовой
части фюзеляжа иа величину донного
сопротивления ДСХХП
непрерывному плавному истечению воздуха
из задней застойной зоны. Иногда для этой
цели в задней части надстойки устанавливают
специальный козырек (вертолет Сикорского
S-61).
3.5.2.	ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА
Основной задачей объемно-весовой ком-
поновки является взаимное расположение аг-
регатов и оборудования вертолета, разме-
щение экипажа, пассажиров и грузов и
обеспечение заданной центровки для различ-
ных вариантов загрузки вертолета. При вы-
полнении объемно-весовой компоновки при-
ходится удовлетворять большое количество
разнообразных требований, главными из ко-
торых являются требования по обеспечению
надежной и безопасной работы агрегатов и
оборудования, удобству их обслуживания, а
также требования в отношении размещения
экипажа, пассажиров, грузов и спецоборудо-
вания, К последним требованиям в частности
относятся:
хороший обзор из кабины пилотов;
удобство размещения экипажа и пасса-
жиров;
удобство покидания вертолета при авариях;
возможность быстрой загрузки и выгрузки
грузов и надежность их крепления;
удобный доступ к специальному оборудо-
ванию и удобство пользования им, а также лег-
кость его монтажа и демонтажа.
Размещение экипажа. Правильное размеще-
ние экипажа, обеспечивающее удобство его ра-
боты и хороший обзор из кабины, является од-
ной из важнейших задач объемно-весовой
компоновки. Размещение членов экипажа и рас-
положение приборных досок, пультов, рукояток
и рычагов управления должны удовлетворять
требованиям Авиационных правил АП-29 и,
как правило, регламентируются соответствую-
щими стандартами.
Рычаги управления как отдельными агре-
гатами и системами, так и вертолетом в це-
лом, размещаемые в кабине на рабочем месте
летчика, должны быть досягаемыми для него
и видимыми с его рабочего места. Наиболее
часто используемые рычаги управления, а так-
же предназначенные для наиболее сложных
этапов полета и в аварийных ситуациях, дол-
жны размещаться в наилучших по досягаемо-
сти и обзору зонах. Рычаги управления,
используемые в менее напряженных этапах
ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА.
359
полета, могут быть установлены в местах,
досягаемых для летчика, но обозреваемых при
некотором отклонении от основного рабочего
положения или с поворотом головы.
Ручка управления, педали и рычаг шаг-газ,
практически непрерывно и одновременно ис-
пользуемые в полете, должны быть расположе-
ны относительно кресла летчика с соблюдени-
ем физиологических требований, т.е. так, чтобы
пользование ими было наименее утомительно.
Расположение, окраска и форма рычагов,
кнопок, используемых в аварийной обстанов-
ке, должны обеспечивать их быстрое опозна-
вание и безошибочные действия ими. При
этом следует исключить возможность их не-
произвольного включения и выключения в
полете путем установки блокировочных уст-
ройств (защелки, колпачки и т.п.).
Приборы, устанавливаемые на приборной
доске и используемые летчиком для пилотиро-
вания, навигации и контроля работы силовой
установки и систем вертолета, должны быть
хорошо видны с рабочего места летчика, когда
его взгляд направлен вперед по направлению
полета при небольших отклонениях летчика от
его основного положения в кресле.
Пилотажно-навигационные приборы, со-
ставляющие основную группу приборов, выда-
ющих информацию о положении вертолета в
пространстве и направлении его движения,
должны занимать центральное место на при-
борной доске и быть постоянно в поле зрения
летчика.
Приборы контроля работы силовой уста-
новки должны быть сведены на приборной дос-
ке в компактную группу и им должна быть
обеспечена нормальная видимость и удобство
их контроля с рабочего места летчика.
Важной задачей при компоновке кабины
экипажа является обеспечение хорошего об-
зора. Необходимые зоны обзора пилота вер-
толета определяются тремя факторами:
1)	необходимостью обзора концов враща-
ющихся лопастей несущего винта;
2)	достаточным обзором взлетно-посадоч-
ной площадки при посадке с положительным
углом тангажа;
3)	потребностью обзора поперечных раз-
меров вертолета (колеса одной из опор шасси
или конца крыла).
С учетом этих факторов формируются
зоны обзора из кабины летчика вертолета.
Для средних вертолетов с взлетной массой
10... 12 т углы обзора вверх ав , вниз ан и на-
зад В, имеют обычно следующие значения;
ав = 20...22°; ан=55...60°; рз=35...37°.
Для обеспечения аварийного покидания
вертолета в кабине экипажа должны быть пре-
дусмотрены аварийные выходы, в число кото-
рых входят входные двери и эксплуатацион-
ные люки, если их размеры и расположение
отвечают приведенным в Авиационных пра-
вилах АЛ-29 требованиям. Аварийные выхо-
ды в кабине экипажа должны располагаться
по одному с каждой стороны фюзеляжа или
вместо этого должен быть предусмотрен один
верхний люк и один аварийный выход на
любой стороне фюзеляжа. Размеры и распо-
ложение таких выходов должны обеспечивать
быстрое покидание вертолета экипажем.
Размещение пассажиров н грузов. Компо-
новка пассажирских и грузовых кабин верто-
летов должна обеспечивать размещение задан-
ного числа пассажиров и объема (габаритов)
груза при минимальной массе пустого верто-
лета. При этом должна быть предусмотрена
возможность переоборудования пассажирских
кабин путем изменения компоновки помеще-
ний, типа кресел и шага их установки. Для
транспортных вертолетов необходимо учиты-
вать также многообразие вариантов их ис-
пользования (транспортировка разногабарит-
ных грузов, в том числе и на внешней
подвеске, перевозка людей и др.).
Пассажирская кабина вертолета, как
правило, должна состоять из следующих ос-
новных помещений:
пассажирского салона;
гардероба;
вестибюля или свободной от кресел пло-
щади около входных (основных) дверей в мно-
гоместных вертолетах;
туалета (в многоместных вертолетах). На
вертолетах с продолжительностью полета
менее 1 ч и числом пассажиров менее 15 туа-
лет может не устанавливаться.
Пассажирский салон, как правило, дол-
жен быть отделен от подсобных, багажно-гру-
зовых помещений и кабин экипажа перегород-
ками. Пассажирские салоны в зависимости от
удельного объема пространства, приходящего-
ся на одного пассажира, типов кресел, рассто-
яния между ними и условиями обслуживания
могут быть трех классов: I) высшего, с увели-
ченными шириной сидений и расстоянием
между рядами (шагом сидений); II) туристско-
го; III) экономического. В классах II и III ус-
танавливаются соответственно более узкие си-
дения и делается меньший шаг между их
рядами.
На вертолетах, как правило, выполняют
пассажирские салоны третьего класса, имеющие
360
Глава 3.5. КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА
удельные объемы пространства, приходящие-
ся на одного пассажира, 0,9...1 м3, включая
гардероб и служебные помещения. В пасса-
жирских кабинах должны быть созданы необ-
ходимые жизненные условия для пассажиров
в соответствии с физиологическими и сани-
тарными требованиями: обеспечены необхо-
димая чистота воздуха, бытовые удобства,
средства для оказания помощи в случае ава-
рии, вынужденной посадки на сушу и воду.
Конструкция основных дверей пассажир-
ских кабин и их расположение должны обес-
печивать удобный вход и выход пассажиров и
удобный подход к пассажирскому трапу. Ава-
рийный выходы для пассажиров должен быть
прямоугольной формы с радиусом закругле-
ния углов не больше 0,1 м и минимальными
размерами (табл. 3.5.1). Выходы типа I и II
располагаются на уровне пола пассажирской
кабины, причем выходы типа I следует разме-
щать как можно дальше от мест, которые мо-
гут быть пожароопасными при аварии. Выхо-
ды типа III могут располагаться не на уровне
пола. Превышение над полом выхода типа IV
должно быть не более 0,75.
Аварийные выходы должны быть доступ-
ны для пассажиров. Их число в зависимости
от количества пассажирских мест на вертоле-
те принимается в соответствии с данными
табл. 3.5.2.
Для вертолетов, имеющих 70 пассажирс-
ких мест и более, должны быть предусмотре-
ны дополнительные аварийные выходы. При
выборе расположения аварийных выходов
типа I, II и III должны учитываться следую-
щие факторы:
размещение пассажиров в фюзеляже и лег-
кость достижение ими соответствующего выхода;
вероятность повреждения различных час-
тей фюзеляжа при аварийной посадке;
исключение условий покидания пассажи-
рами вертолета через опасные зоны (зоны вин-
тов, горячих частей двигателя, разбрызгивания
топлива).
Каждая входная дверь может классифици-
роваться при этом как аварийный выход, если
ее размеры соответствуют или превышают тре-
бования к аварийным выходам типа I.
Каждый основной и аварийный выходы
должны удовлетворять следующим требованиям:
иметь подвижную дверь или съемный
люк, обеспечивающий свободный выход пас-
сажиров;
открываться как изнутри, так и снаружи с
помощью не более двух ручек;
иметь средства для запирания снаружи и
изнутри, а также предохранительное устрой-
ство, исключающее открытие выхода в полете
в результате случайных действий.
Пассажирские салоны должны иметь сле-
дующее основное оборудование:
кресла;
багажные полки для размещения ручной
клади;
щитки индивидуального пользования с
кнопками включения и выключения освеще-
ния и обдувки;
громкоговорящие устройства для инфор-
мации пассажиров;
световые табло “не курить” и “пристег-
нуть привязные ремни”, включаемые членами
экипажа.
Пассажирские кресла должны обеспечи-
вать достаточную опору тела, быть удобными
и достаточно мягкими, чтобы пассажир не
чувствовал утомления в конце полета. При
аварийной посадке вертолета должен быть ис-
ключен удар головы, рук и ног пассажира об
окружающие предметы и конструкции (спин-
ки кресел, подлокотники, борта и др.). Число
пассажирских кресел в ряду зависит от фор-
мы и размеров поперечного сечения фюзеля-
жа и должно быть не более шести при нали-
чии одного главного прохода. В случае
3.5.1. Рекомендуемые размеры аварийных
выходов, м
3.5.2. Число аварийных выходов в зависимости
от числа пассажиров
Тип выхода	Ширина	Высота
I	0,61	1,22
II	0,51	1,12
III	0,51	0,91
ГУ	0,485	0,66
Число пассажирских мест	Число аварийных выходов на каждой стороне фюзеляжа типов			
	I	II	III	IV
1...19	-	-	1	-
20 ...39	-	1	-	1
40...69	1	-	-	1
ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА
361
3.5.3. Ширина главного прохода в пассажирской кабине
Число пассажирских мест	Высота от пола, м	
	меньше 0,63	0,63 и более
Меньше 20	0,30	0,51
20 и больше	0,38	0,51
размещения в ряду более шести кресел в ка-
бине вертолета должно быть два прохода.
Ширина главного прохода в пассажирской
кабине между креслами должна быть не мень-
ше указанной в табл. 3.5.3.
Необходимая ширина фюзеляжа вертолета
при этом может быть определена по формуле
Дф = Ва+ <? (л + 2)+В\ + 2с+Id,
где а — число кресел в одном ряду; В —
ширина сидения кресла; в — ширина подло-
котников, в = 40. ..50 мм; В\ — ширина про-
хода; с — зазор между креслом и стенкой
салона; с = 60 мм; d — толщина стенки
кабины.
Длина пассажирской кабины определяет-
ся в зависимости от числа рядов кресел по
формуле
где /[ — расстояние от передней стенки
кабины до спинки кресла первого ряда;
/1 = 1200 мм; /2 — расстояние между рядами
сидений (шаг); /2=780мм; /3 — расстояние
от спинки кресла последнего ряда до задней
стенки кабины; /3=50мм; wnac — число пас-
сажиров; кс- число кресел в одном ряду.
Багажно-грузовые помещения должны
обезпечивать размещение багажа пассажиров
исходя из максимального числа пассажирских
мест, предусмотренных на вертолете, а также
почты и грузов в соответствии с максималь-
ной грузоподъемностью вертолета.
Расположение и размеры загрузочных лю-
ков должны быть достаточно удобны для
подъезда средств механизации погрузочно-
разгрузочных работ и возможности удобного и
быстрого выполнения этой работы.
Грузовая кабина транспортных вертоле-
тов должна быть оборудована механизмами,
приспособлениями и другими средствами по-
грузки и выгрузки перевозимых грузов во вне-
аэродромных условиях. При этом пол кабины
должен быть защищен от повреждений при пе-
ремещениях груза.
Для обеспечения удобства загрузки и вы-
грузки грузовые кабины транспортных вертоле-
тов имеют, как правило, грузовые люки в виде
двух задних створок, как на вертолетах Ми-4,
Ми-б, Ми-8, или комбинации грузового трапа и
двух боковых створок в задней части фюзеляжа,
Рис. 3.5.12. Типоразмеры грузовой кабины вертолетов
( Дэ — эквивалентный диаметр; Дэ = 4ЛГф/тгДф ; 1Иф — мидель фюзеляжа;
Дф — диаметр фюзеляжа)
362
Глава 3.5. КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА
как на вертолете Ми-26. На рис. 3.5.12 показаны
поперечные и продольные сечения грузовых
кабин вертолетов различных типов.
Размещение двигателей. Местоположение
двигателей на вертолете зависит от многих
факторов, главными из которых являются: тип
и их число, назначение вертолета и его схем,
размерность и весовая категория.
В одновинтовой или соосной схемах вер-
толетов по отношению к главному редуктору
двигатель (или двигатели) может располагаться
под ним, перед ним, сбоку и сзади.
Первые серийные вертолеты(Я-5, Ми-1,
Ка-15 и Ка-18) имели компоновку, при
которой двигатель размещался под редукто-
ром. Такое его расположение обеспечило
очень компактную схему размещения ос-
новных агрегатов вертолета, но не позволи-
ло использовать самое удобное для размеще-
ния грузов пространство под редуктором.
Поэтому на последующих транспортных вер-
толетах (Ми-4, S-55, S-58) двигатель распо-
ложен уже впереди, перед грузовым помеще-
нием.
Применение на вертолетах турбовинтовых
двигателей привело к созданию компоновки,
ставшей классической и используемой на
многих транспортных и многоцелевых вер-
толетах: два двигателя рядом непосредственно
перед редуктором. Такое расположение дви-
гателей позволяет обеспечить хорошую цент-
ровку вертолета, минимальную массу силовой
установки и полностью освободить прост-
ранство внутри фюзеляжа для размещения
грузов, пассажиров или специального обору-
дования.
Недостатки такой компоновки — малая
противопожарная безопасность и недоста-
точная боевая живучесть вертолета. Хотя
двигатели, расположенные рядом, разделены
противопожарной перегородкой, при воз-
никновении пожара в одном из отсеков по-
жар может переброситься в соседний отсек.
Кроме того, при применении вертолетов в бо-
евых условиях попадание снаряда в силовую
установку может вывести из строя оба двига-
теля.
Следующий шаг совершенствования компо-
новки — размещение двигателей по бокам фюзе-
ляжа: спереди, сзади или сбоку от главного редук-
тора. Большинство вертолетов США военного
назначения, созданных в конце 60-70-х годов
(СН-53А, СН-53Е, UH-60A, АН-64А и тд.), име-
ют подобное расположение двигателей.
Для таких компоновок силовых установок
характерно наличие дополнительных редукто-
ров и поперечных валов, которые в зависимо-
сти от места расположения двигателей прямо
или со скосом входят в главный редуктор.
Хотя дополнительные элементы увеличивают
массу силовой установки, вынесенные таким
образом двигатели увеличивают комфортные
условия внутри кабины благодаря уменьше-
нию уровня шума, повышают противопожар-
ную безопасность и боевую живучесть верто-
лета.
У легких небольших вертолетов гражданс-
кого применения, когда необходимо обеспе-
чить минимальную массу конструкции, а тре-
бование боевой живучести отсутствует, двига-
тели часто располагают рядом сзади редуктора
(S-76, Белл-222, А-109 и др.) или сзади редук-
тора с наклонным расположением вала и дви-
гателя (Хьюз ОН-6А, Хьюз 500).
Центровка вертолета. Важнейшей задачей
объемно-весовой компоновки вертолета явля-
ется его центровка, т.е. определение центра
масс вертолета и проведение его в заданный
диапазон положений относительно оси несу-
щего ванта. Процесс центровки неразрывно
связан с компоновкой вертолета и постоянно
ее сопровождает. При этом наряду с удовле-
творением рассмотренных выше требований,
предъявляемых к компоновке, достигается же-
лаемое положение центра масс вертолета,
причем его перемещение вследствие выгора-
ния топлива или изменения полезной нагруз-
ки находится в допустимых пределах. Пре-
дельно допустимые значения передней и
задней (относительно оси несущего винта)
центровок определяют диапазон допусти-
мых продольных центровок, а вертикальное
расстояние центра масс вертолета от центра
втулки НВ — вертикальную центровку верто-
лета.
Диапазон допустимых продольных центро-
вок одновинтового вертолета зависит от мно-
гих факторов и определяется прежде всего
предельными отклонениями автомата пере-
коса в продольном направлении и потребны-
ми запасами продольного управления из ус-
ловий балансировки вертолета на экстремаль-
ных режимах полета. Диапазон предельных
отклонений автомата перекоса обычно состав-
ляет ±5...±8°. Он ограничен конструктивны-
ми соображениями, так как чем больше углы
отклонения автомата перекоса, тем больше
габаритные размеры и масса его деталей, эле-
ментов забустерной части системы управления
и гидроусилителей, а также необходимостью
исключения возможности удара вращающихся
лопастей НВ по фюзеляжу и хвостовой балке
ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА
363
на экстремальных режимах полета и при ма-
неврировании в воздухе.
Запасы продольного отклонения автомата
перекоса вперед и назад зависят от конструк-
ции системы вертолета и соответствующих ба-
лансировочных характеристик. При этом наи-
меньший запас продольного управления от
себя (вперед) определяется на максимальной
скорости горизонтального полета при предель-
но задней центровке, минимально допустимой
частоте вращения НВ и наибольшей полетной
массе вертолета, а также при наборе высоты с
максимальной мощностью двигателей и боль-
шой скорости. Наименьший запас продольно-
го управления на себя (назад) определяется ре-
жимом висения вне влияния близости земли с
ветром сзади при предельно передней цент-
ровке вертолета.
Значения минимальных запасов продольно-
го управление зависят от условий полета (высоты
полета и температуры наружного воздуха) и эф-
фективности управлений вертолетом.
Как известно, эффективность управления,
определяемая приращением управляющего
момента при отклонении рычага управления
на 1°, зависит от типа и конструкции НВ, вер-
тикальной центровки вертолета, частоты вра-
щения и тяги НВ. Так, вертолет, имеющий
шарнирный НВ с разносом горизонтальных
шарниров (ГШ) 5...6% имеет эффективность
управления в 2,5—3 раза выше эффективности
вертолета с НВ на кардане. При увеличении
разноса ГШ эффективность вертолета возрас-
тает и у вертолета с бесшарнирным НВ дости-
гает высоких значений, пропорциональных
эквивалентному разносу ГШ. Такое же поло-
жительное влияние на эффективность управ-
ления оказывают число и масса лопастей, а
также более низкое расположение центра масс
вертолета, т.е. вертикальная центровка.
Чем выше эффективность управления
вертолета, тем меньшими запасами управле-
ния он должен обладать; при одинаковом диа-
пазоне предельных отклонений автомата пере-
коса вертолет, имеющий более высокую
эффективность управления, обладает большим
диапазоном допустимых центровок.
Хотя на всех отечественных одновинтовых
вертолетах, с целью исключения возможности
удара концов вращающихся лопастей НВ по
хвостовой балке, предельное отклонение ав-
томата перекоса назад меньше, чем вперед,
допустимая предельно передняя центровка
всегда больше, чем задняя. Это объясняется
тем, что возникающие в горизонтальном по-
лете моменты на НВ и стабилизаторе вызыва-
ют кабрирование вертолета и легче балансиру-
ются при передней центровке.
В процессе эксплуатации вертолета уста-
новленный диапазон продольных допустимых
центровок должен неизменно соблюдаться. В
случае неправильной загрузки вертолета его
центровка выйдет за пределы допустимой и за-
пасов продольного управления на упомянутых
режимах полета окажется недостаточно, и вер-
толет потеряет управляемость.
Центровка вертолета проводится следую-
щим образом:
Составляется весовая сводка вертолета с
разбивкой всех агрегатов по группам. Опреде-
ляются координаты центра масс каждого
агрегата или группы агрегатов в зависимости
от наличия информации и требуемой точности.
За начало координат принимается центр втул-
ки НВ. Одна ось ОУ совпадает с осью НВ,
другая ось ОХ располагается перпендикуляр-
но к ней в плоскости НВ. Координаты грузов
берутся с боковой проекции компоновочного
чертежа вертолета, представляющего собой
продольный разрез вертолета по оси симмет-
рии. Определяются статические моменты мас-
сы основных агрегатов относительно начала
координат и составляется центровочная ведо-
мость (табл. 3.5.4),
Частное от деления сумм статических мо-
ментов на сумму масс дает координаты поло-
жения центра масс:
^(mgx) i ^(mgy) i
ц-м=2>гИ
где 2ГЦ М и Уцм — определяют соответ-
ственно продольную и вертикальную центровку.
Центровку вертолета удобно выразить че-
рез угол <рц м , образованный осью НВ с цент-
ром масс вертолета:
Фц.м ~ -^ц.мАц.м-
Центровка обычно проводится для нес-
кольких вариантов загрузки:
1)	с максимальной взлетной массой верто-
лета — с полной целевой нагрузкой и соответ-
ствующим запасом топлива; с полной заправ-
кой основных топливных баков и соответству-
ющей целевой нагрузкой;
2)	с нормальной взлетной массой верто-
лета — с полной заправкой основных топлив-
ных баков и уменьшенной целевой нагрузкой;
с полной целевой загрузкой и соответственно
уменьшенным запасом топлива;
364
Глава 3.5. КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА
3.5.4. Центровочная ведомость вертолета
Наименование агрегата	Масса агрегата , кг	Положение ц.мпо оси х , м	Статичес- кий момент	Положение ц.м по оси У , м	Статичес- кий момент
1.	Несущий винт: лопасти втулка II.	Система управления: бустерного ручного III.	Трансмиссия: главный редуктор промежуточный редуктор хвостовой редуктор трансмиссионный вал IV.	Рулевой винт: Лопасти Втулка V.	Двигательная установка VI.	Топливная система VII.	Фюзеляж: носовая часть (15%) средняя часть (50%) хвостовая часть (20%) крепление редуктора (4%) капоты (11%) VIII.	Шасси: главное (82%) переднее (16%) хвостовая (опора) IX.	Электрооборудование: X.	Оборудование: приборы в кабине (25%) радиооборудование (27%) гвдрооборудование (20%) пневмооборудование (6%) дополнительное оборудование (22%)					
3)	с полной целевой нагрузкой без топлива
(предельный посадочный случай);
4)	с полной заправкой основных, подвес-
ных и дополнительных баков без целевой на-
грузки (перегоночный вариант);
5)	пустого вертолета без нагрузки и топлива.
Последний вариант центровки проводится
с целью устранения заваливания вертолета на-
зад при его стоянке за счет правильного разме-
щения шасси.
Очень важно при компоновке вертолета
топливо и полезную нагрузку размещать вбли-
зи центра масс вертолета с тем, чтобы выгора-
ние топлива и изменение полезной нагрузки
не оказывало существенного влияния на цен-
тровку вертолета.
Сбрасываемые грузы, а также полезную
нагрузку, перевозимую на внешней подвеске,
надо располагать и крепить обязательно
вблизи центра масс вертолета.
Полученная центровка редко может сразу
совпасть с требуемой. Исправлять центровку
можно перемещением грузов, оборудования,
отдельных агрегатов или смещением оси НВ
относительно центра масс вертолета. Однако
смещение оси НВ обычно влечет за собой пе-
ремещение двигателя, изменение трансмиссии
и, как правило, приводит к перекомпоновке
вертолета. Поэтому процесс центровки верто-
лета является итерационным, и в ходе даль-
нейшей проработки проекта вертолета и его
постройки центровка постоянно уточняется.
В результате расчета различных вариантов
загрузки вертолета строится центровочный гра-
фик вертолета, по которому можно определить
центровку вертолета при любой его загрузке.
На основе этих расчетов также составля-
ются схемы разметки расположения грузов
внутри грузовой кабины и расположения кре-
сел в пассажирской кабине.
НЕСУЩИЙ ВИНТ
365
Глава 3.6
ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
3.6.1.	НЕСУЩИЙ ВИНТ
Лопасть несущего винта вертолета. Назна-
чение лопастей — создание подъемной силы.
Основными геометрическими параметрами ло-
пастей являются:
R — радиус лопасти (рис. 3.6.1,а);
/о — радиус, с которого начинается
рабочее сечение лопасти;
г — текущий радиус сечения лопасти;
г = 0,7R — радиус характерного сечения
лопасти;
ст — коэффициент заполнения несущего
винта — отношение площади всех лопастей к
Рис. 3.6.1. Форма лопасти (в плайе):
а — прямоугольная; б — трапециевидная;
в — смешанная; г — с законцовкой
площади ометаемой винтом поверхности
о = ^л/?л//?;
k — число лопастей;
рп — площадь поверхности одной ло-
пасти;
F — площадь ометаемой винтом поверх-
ности;
форма лопасти в плане — прямоугольная,
трапециевидная и смешанная (рис. 3.6.1,а—в);
для улучшения аэродинамических характерис-
тик на конце лопасти могут быть установлены
законцовки (рис. 3.6.1,г);
крутка лопасти Дер — разность углов
установки в комлевом и концевом сечениях
(рис. 3.6.2).
Крутка дает более равномерное распреде-
ление аэродинамических сил вдоль лопасти и
уменьшает индуктивные потери несущего вин-
та, вызываемые неравномерностью индуктив-
ного потока по радиусу лопасти. Крутка уве-
личивает углы атаки сечений лопасти, рас-
положенных близко к оси винта, в которых
окружная скорость мала, что повышает их эф-
фективность.
Крутку с точки зрения аэродинамики
(увеличения КПД) желательно увеличивать, ио
при этом в конструкции лопасти растут пере-
менные напряжения, что снижает ее ресурс.
Поэтому у большинства лопастей крутка
Дф = 6...12°.
Основные силы, действующие на лопасть в
полете (рис. 3.6.3):
аэродинамические силы — подъемная сила У
в вертикальной плоскости и сила лобового со-
противления Хв горизонтальной плоскости;
собственный вес G = mg",
силы инерции от колебаний лопасти
относительно шарниров I и Рк (кориолисо-
ва сила);
Рис. 3.6.2. Крутка лопасти
Рис. 3.6.3. Основные силы, действующие па
лопасть в полете
366
Глава 3.6 ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
центробежная сила N;
момент от демпфера вертикального шар-
нира Мд;
шарнирный момент Мш, действующий
относительно оси осевого шарнира.
По конструктивно-силовым схемам раз-
личаяют лопасти с металлическим лонжеро-
ном и лопасти из композиционного материала.
Лопасти с металлическим лонжероном
подразделяются на лопасти каркасной кон-
струкции с трубчатым лонжероном и лопасти
с прессованным лонжероном из легких спла-
вов.
Лонжерон, изготовленный из стальной
трубы, имеет переменную по длине толщину
стенки и форму поперечного сечения. Ма-
териал трубы — высоколегированная сталь
типа 40ХН2МА, хорошо работающая при ди-
намических нагрузках. Наружную и внутрен-
нюю поверхности трубы полируют и подвер-
гают механическому упрочнению наклепом,
что увеличивает динамическую прочность
лонжерона в 1,5—2 раза. Такие лопасти ис-
пользуются, в частности, на вертолетах Ми-6
и Ми-26.
Часть отсека лопасти каркасной конст-
рукции представлена на рис. 3.6.4. Отсек со-
стоит из носовой и хвостовой частей, закреп-
ленных на лонжероне. В носовой части отсека
размещены пакеты электрической противооб-
леденительной системы и грузики, обеспечи-
вающие необходимую по флаттерным харак-
теристикам поперечную центровку лопасти.
Хвостовая часть отсека имеет переднюю стен-
ку корытообразного сечения, к которой при-
клеены обшивка, торцовые нервюры и сото-
вый наполнитель. Для придания жесткости
задней кромке в нее вклеен текстолитовый
стрингер. Сотовый блок склеен из листов
алюминиевой фольги и придает жесткость
хвостовой части отсека. Лопасть крепится ко
втулке при помощи специального наконеч-
ника 1 рис. 3.6.5.
На конце лопасти имеется обтекатель, под
которым расположены лампа контурного огня
и набор стальных балансировочных пластин,
закрепленных на шпильках, установленных в
стальной бобышке на конце лонжерона. Плас-
тины позволяют выравнить статические мо-
менты массы лопасти относительно оси вра-
щения в каждом комплекте лопастей. На не-
скольких концевых отсеках лопасти установле-
ны металлические пластины-триммеры. Отгиб
этих пластин влият на аэродинамические ха-
рактеристики лопасти (соконусность враще-
ния) и помогает регулировать шарнирные мо-
менты.
Упругие изгибные деформации лопасти в
плоскости вращения такие, что задняя кром-
ка лопасти, находящаяся на наибольшем уда-
лении от оси жесткости, испытывает значи-
тельные сжимающие силы, особенно на
режимах раскрутки НВ. Для разгрузки от пе-
ременных нагрузок заднюю часть лопасти вы-
полняют разрезной, обычно состоящей из от-
дельных, не связанных между собой отсеков с
резиновыми вкладышами между ними, кото-
рые предотвращают перетекание воздуха с
нижней поверхности лопасти на верхнюю.
При изгибных деформациях лонжерона
лопасти хвостовые отсеки практически не на-
гружаются.
Рис. 3.6.4. Часть отсека лопасти несущего
винта вертолета Ми-6:
1 — башмак; 2 — цапфа; 3 — лонжерон;
4 — хомут; 5 — болт; б — пенопластовый
блок; 7 —крестовина; £ —лента;
9 — сотовый наполнитель
Рис. 3.6.5. Узел крепления лопасти с
трубчатым металлическим лонжероном
к втулке несущего винта:
1 — наконечник; 2 — комлевая труба;
3 — гайка; 4 — герметизирующий кожух;
5 — разрезной конус из бронзы; б — бан-
даж; 7 — штифт; 8 — пружинное кольцо
НЕСУЩИЙ ВИНТ
367
Смешанная конструкция лопасти приме-
нена на вертолете Ми-26 (рис. 3.6.6): сталь-
ной лонжерон, стеклопластиковый каркас.
Лонжерон и проушины комлевого стыка
изготовлены как единое целое. В носовую
часть лопасти входят: стальной трубчатый
лонжерон 1, пенопластовый наполнитель 2,
стеклопластиковая обшивка 5, канал система
обнаружения повреждения лонжерона 5, па-
кет 6 электрической противообледенительной
системы, противоабразивная оковка 7 и нагре-
Рис. 3.6.6. Носовая часть лопасти
смешанной конструкции
вательная накладка 8. Лонжерон воспринима-
ет все нагрузки от носовой части и хвостовых
отсеков. Они передаются на лонжерон с по-
мощью специальных компенсаторов 4, изго-
товленных из стеклопластика, которые как
продольные нервюры носовой части лопасти
связывают обшивку лопасти с лонжероном.
Сотовый наполнитель изготовлен из специ-
альной бумаги типа “номекс”, обладающей
высоким сопротивлением усталости и корро-
зийной стойкостью.
Лопасть с прессованным лонжероном при-
меняют на вертолетах Ми-2, Ми-8, Ка-25 и др.
Прессованный лонжерон из алюминиевого
сплава представляет собой пустотелую балку с
внутренним контуром постоянного сечения
(рис. 3.6.7). Наружную и внутреннюю поверх-
ности лонжерона подвергают нагартовыванию
вибрационным методом с помощью стальных
шариков. Для повышения жесткости на верх-
ней и нижней полках лонжерона имеются внут-
ренние ребра. Первые от носка ребра служат
направляющими для противофлаттерных гру-
зов. Винтовой упор, расположенный под кон-
цевым обтекателем, удерживает эти грузы от
Рис. 3.6.7. Лопасть несущего винта с прессованным лонжероном:
а — общий вид; б — комлевая часть; в — сечение; г — концевая часть; 1 — штепсельный разъем;
2 — наконечник лопасти; 3 — зарядный вентиль системы сигнализации о повреждении лонжерона;
4 — заглушки; 5— сигнализатор повреждения лонжерона; б — болты крепления наконечника
к лонжерону; 7 — лонжерон; 8 — часть отсека лопасти; 9 — лампа контурного огня; 10 — защитная
накладка; 11 — пластины балансировочного груза; 12 — заглушка полости лонжерона; 13 — резино-
вый вкладыш; 14 — прижим; 15 — винтовой упор; 16 — противовес; 17 — сотовый наполнитель
368
Глава 3.6 ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
продольных перемещений под действием цент-
робежной силы.
Лопасть крепится к втулке с помощью
стального наконечника. Сечение щек нако-
нечника увеличивается к заделке для более
плавного включения их в работу. Под конце-
вым обтекателем имеются балансировочные
пластины, а на концевых хвостовых отсеках —
триммеры.
Лопасти из композиционных материалов
по сравнению с лопастями, имеющими метал-
лический лонжерон, отличаются:
возможностью создавать и точно выдержи-
вать при изготовлении форму профиля;
большими ресурсом и надежностью;
большой удельной прочностью;
нечувствительностью к концентраторам
напряжений;
медленным и ограниченным распростране-
нием усталостных трещин;
высокой коррозионной стойкостью;
внутренним демпфированием, полезным
для поглощения энергии колебаний;
высокой технологичностью и меньшей
трудоемкостью изготовления.
Такие лопасти установлены на вертолетах
Ка-25К, Ка-26, Ка-50 и др.
Основной силовой элемент — лонжерон,
изготовленный из стеклопластика методом
выкладки (рис. 3.6.8). В комлевой части лон-
жерона находится стальной узел 1 крепления
лопасти ко втулке. Для балансировки лопасти
статического момента массы лонжерон имеет
торцовую и комлевую балансировочные каме-
ры. Носовая часть лонжерона защищена от аб-
разивного износа светоозоностойким резино-
вым покрытием и металлической оковкой.
Материал наполнителя хвостовой части —
соты или самовспенивающийся пенопласт.
Для динамической балансировки имеются
триммеры.
Лонжероны лопастей могут выполнять ме-
тодом намотки стеклоткани, пропитанной свя-
зующим, на специальных станках, и методом
выкладки.
Система сигнализации повреждения лон-
жерона. Для своевременного обнаружения ус-
талостных трещин в лонжеронах лопасти снаб-
жены сигнализаторами повреждения лонже-
рона. У цельнометаллических лопастей такая
система состоит из заглушек на концах лон-
жерона, обеспечивающих герметичность его
внутренней полости, и сигнализатора повреж-
дения лонжерона. Сигнализатор включает
Рнс. 3.6.8. Лопасть несущего винта со стеклопластиковым лонжероном:
1 — узел крепления лопасти; 2 — лонжерон; 3 — резиновое покрытие; 4 — хвостовая секция;
5 — бобышка; 6 — болт крепления узла лопасти; 7 — крышка лонжерона; 8 — комлевые
балансировочные грузы; 9 — хвостовой стрингер; 10 — резиновый вкладыш;
11 — сотовый наполнитель; 12 — обшивка; 13 — оковка
НЕСУЩИЙ ВИНТ
369
красный сигнальный колпачок, соединенный с
сильфоном, наполненным гелием, и зарядный
вентиль. Снаружи сигнализатор закрыт про-
зрачным плексигласовым колпачком.
Внутренняя полость лонжерона заполне-
на воздухом под давлением. Воздух сжимает
сильфон и втягивает внутрь корпуса красный
колпачок. При появлении трещины в лонже-
роне давление в нем падает и выравнивается с
атмосферным. Под действием внутреннего
давления сильфон разжимается и выталкивает
красный колпачок, который сигнализирует о
повреждении лонжерона.
Система сигнализации повреждения лон-
жерона лопасти со стеклопластиковым карка-
сом имеет некоторые особенности. Наружная
поверхность трубы лонжерона облицована
стеклолентой, поэтому при возникновении
трещины в лонжероне воздух из его внутрен-
ней полости не может стравливаться. В связи
с этим при изготовлении лопасти вдоль трубы
лонжерона укладывают двойные фторопласто-
вые шнуры, которые обматывают “сырой”
стеклолентой и полимеризуют в пресс-форме.
Затем шнуры вытягивают, при этом образуют-
ся каналы, в которые и стравливается воздух
в случае повреждения лонжерона.
Противообледенительные системы лопас-
тей, Для защиты от обледенения лопасти
снабжены электрической или спиртовой про-
тивообледенительной системой.
При электрической противообледенитель-
ной системе в носовой части лопасти по всей
длине установлены электронагревательные
элементы — тонкие ленты или сетки из кор-
розионно-стойкой стали, проложенные меж-
ду слоями стеклоткани и приклеенные к ним.
Нагревательный элемент заканчивается ши-
нами с проводами, которые впаяны в элек-
трический соединитель, установленный в ло-
пасти. Напряжение передается от бортовой
сети к нагревательным элементам лопасти при
вращении винта при помощи токосъемника,
расположенного на втулке НВ. При включе-
нии противообледенительной системы секции
нагревательных элементов включаются пооче-
редно в определенной последовательности в
соответствии с программным механизмом.
Для подачи сигнала об обледенении на
вертолете установлен сигнализатор обледене-
ния — цилиндр, на поверхности которого с за-
зором расположены два концетрических коль-
ца, включенных в электрическую сеть. При
попадании в зазор между кольцами льда цепь
замыкается, и сигнал подается в кабину летчи-
ка и на включение противообледенителей.
Спиртовая система чаще всего устанавли-
вается на лопасти со стеклопластиковым лон-
жероном. Она состоит из распределительной
камеры, расположенной в комлевой части, и
двух трубок, подводящих спирт к носку лопа-
сти. Спирт поступает на поверхность лопасти
через отверстия в трубках.
Прочность лопастей несущих винтов. На
лопасть несущего винта в полете действуют
переменные аэродинамические силы, вызыва-
ющие ее колебания и появление в сечениях
лонжерона переменных напряжений, которые
влияют на сопротивление усталости лопасти.
От аэродинамических и инерционных сил
в сечении лонжерона возникают аэродинами-
ческая сила и момент. Поперечные составляю-
щие равнодействующей силы малы и ими
можно пренебречь. Осевая составляющая
практически равна центробежной силе, она
вызывает большие нормальные напряжения в
лонжероне. Эта сила является статической на-
грузкой при расчете сопротивления усталости.
С учетом этого при проектировании выбирают
площадь поперечного сечения лонжерона.
Суммарный момент, действующий на ло-
пасть, состоит из изгибающих моментов в
плоскости взмаха и плоскости вращения и
вращающего момента. Вращающий момент
вызывает в сечениях лонжерона касательные
напряжения, которые не оказывают значи-
тельного влияния на ресурс, передается от
комлевой части лопасти на систему управле-
ния и определяет ее прочность.
Переменные изгибающие моменты вызыва-
ют в сечении лонжерона переменные нормаль-
ные напряжения, определяющие ресурс лопасти.
Важное значение имеет соотношение
частот действующей нагрузки (гармоник аэро-
динамической силы) и собственных частот ко-
лебаний лопасти. Для наглядного представле-
ния этого соотношения строят резонансные
диаграммы — зависимости собственных час-
тот колебаний лопасти от частот вращения не-
сущего винта. Если эти частоты совпадают в
области рабочих частот вращения несущего
винта, то наблюдается резонанс, что вызывает
рост амплитуды переменных напряжений. Та-
кие диаграммы строят для плоскости как
взмаха, так и вращения.
Наибольшие по полуразмаху переменные
напряжения возникают обычно в нижней час-
ти сечения напротив задней стенки лонжеро-
на. При большой скорости полета наиболее
нагруженное сечение обычно располагается
ближе к середине лопасти, а при малой — к ее
концу. При определении ресурса рассматри-
370
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
вают ряд сечений по радиусу и определяют
суммарную (по всем режимам полета) повреж-
даемость для каждого из них.
Для винтов с бесшарнирным креплением
лопасти характерно значительное увеличение
полуразмахов переменных напряжений в ком-
левой части. При этом также изменяются зна-
чения собственных частот. У вертолетов соос-
ной схемы напряженное состояние верхнего и
нижнего винтов различное. Обычно больше
нагружен нижний винт.
При неправильной поперечной центровке
лопасти на ней могут возникнуть автоколеба-
ния — флаттер. Для предотвращения этого яв-
ления в носовую часть лопасти с относитель-
ным радиусом (0,5...0,6) помещают грузики.
3.6.2.	СИСТЕМА ПРИВОДА ВИНТА
Система привода винта вертолета — транс-
миссия — передает мощность от двигателей по-
требителям: несущему и рулевому винтам,
энергетическим системам (гидравлической,
электрической и др.).
Состав трансмиссии определяется типом
вертолета и может включать: главный и проме-
жуточный редукторы, редуктор рулевого вин-
та, соединительные и синхронизирующие
валы с муфтами, опоры валов, вентиляторы
системы охлаждения, муфты свободного хода,
тормоз несущего винта.
К системе привода винта предъявляют
следующие требования:
при отказе какого-либо двигателя много-
двигательного вертолета остальные работаю-
щие двигатели должны обеспечивать привод
каждого винта, работа которого необходима
для полета и управления;
рулевой винт, необходимый для управле-
ния на режиме авторотации однодвигательно-
го одновинтового вертолета, должен приво-
диться в движение несущим винтом после его
отсоединения от двигателя;
каждая система привода винта должна
иметь муфту свободного хода для автоматичес-
кого рассоединения с несущим и вспомогатель-
ными винтами в случае отказа двигателя;
если в системе привода винта использует-
ся устройство по ограничению вращающего
момента, то его размещение должно быть
таким, чтобы обеспечивалось длительное
управление вертолетом во время работы этого
устройства;
если требуется установка соответствующе-
го положения винтов с целью исключения их
схлестывания, то конструкция каждой систе-
мы привода должна обеспечивать постоянное
надежное соотношение фаз при любом рабо-
чем режиме;
если имеются средства для торможения
винта, то управление этой системой должно
быть независимым от двигателя;
вспомогательные агрегаты должны, как
правило, иметь “слабое звено” для защиты уз-
лов системы привода от воздействия чрезмер-
ного вращающего момента.
Конструктивно-кинаматнческие схемы при-
вода виита вертолетов. Привод одновинтового
вертолета включает (рис. 3.6.9): главный ре-
дуктор 2, тормоз несущего винта 3; вал руле-
вого винта 4, промежуточный вал 6, промежу-
точный редуктор 5, хвостовой редуктор 7, вал
Рис. 3.6.9 Трансмиссия одновинтового вертолета Ми-8
СИСТЕМА ПРИВОДА ВИНТА
371
привода вентилятора 1 масло-воздушного ра-
диатора, Мощность от двигателя поступает на
главный редуктор 2 и затем через него распре-
деляется на привод несущего, рулевого винтов,
а также привод агрегатов, обеспечивающих ра-
боту различных систем вертолета.
Привод винтов вертолета продольной схе-
мы (рис. 3.6.10) состоит из главных редукторов
1,7 переднего и заднего несущих винтов, про-
межуточного редуктора 3, двух угловых редук-
торов двигателей, секции синхронизирующего
вала, соединяющей двигатели с объединитель-
ным редуктором.
Привод винтов вертолета поперечной схе-
мы (рис. 3.6.11) состоит их двух главных редук-
торов 2 правого и левого несущих винтов, к
которым через вал 1 подводится мощность от
расположенного рядом с ним двигателей 3,
синхронизирующего вала 4 и промежуточного
редуктора 5. Промежуточный редуктор необ-
ходим при наличии V-образности крыла вер-
толета поперечной схемы.
Рис. 3,6.10. Трансмиссия вертолета продольной
схемы “Чинук”:
1,7 — главные редукторы; 2 — вал привода несущих
винтов; 3 — промежуточный (или объединительный)
редуктор; 4 — секции синхронизирующего вала;
5 — угловые редукторы (редукторы двигателей);
6— двигатели
Рис. 3.6.11. Трансмиссия вертолета поперечной схемы В-12
372
Глава 3.6 ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
Рис. 3.6.12. Трансмиссия соосного вертолета Ка-25:
1 — двигатель; 2 — главный редуктор несущих винтов; 3 — валы соосных
несущих винтов; 4 — вал привода вентилятора
Привод винта вертолета соосной схемы
(рис. 3.6.12) состоит из главного редуктора 2,
на выходе из которого два соосных вала 3 вра-
щают в противоположных направлениях верх-
ний и нижний винт соосного несущего винта.
Главный редуктор. Частота вращения несу-
щего винта значительно меньше частоты вра-
щения выходного вала двигателя. Передача
мощности от двигателя к несущему винту с
требуемой степенью редукции частоты враще-
ния вала двигателя осуществляется с помощью
главного редуктора. По кинематическим схе-
мам механизмы главного редуктора можно
разделить на три группы:
с простыми зубчатыми передачами;
с планетарными передачами, имеющими
одинарные и двойные сателлиты;
со смешанными передачами, механизмы
которых имеют простую и планетарную пере-
дачи.
Масса главного редуктора зависит от его
конструктивно-кинематической схемы, пере-
даваемой мощности и передаточного отноше-
ния частот вращения. Приближенно ее можно
определить соотношением:
^тр = кгр(-^кр)нв 1
где (Мкр)нв — вращающий момент на
валу несущего винта; для большинства постро-
енных вертолетов весовой коэффициент
Kjp =0,054.. .0,083.
На рис 3.6,13 представлена кинематичес-
кая схема главного редуктора ВР-26 вертолета
Ми-26. Передаваемая им мощность от двух
газотурбинных двигателей составляет 16,2 МВт.
В редукторе на входе имеются две пары кони-
ческих шестерен 1 и 2, через которые мощ-
ность от двигателей сначала передается на че-
тыре цилиндрические шестерни 3. Далее от
восьми цилиндрических зубчатых колес 6 она
передается при помощи шестнадцати зубчатых
колес 7 и 8, равномерно распределенных по
их периметру, на два зубчатые колеса 4 и 5,
соединенных с валом несущего винта.
Главный редуктор имеет модульную кон-
струкцию в которую входят: шаровая опора
двигателей, пластинчатые компенсационные
муфты, муфты свободного хода, передние и
задние конические редукторы, привод руле-
вого винта, верхний редуктор (две последние
ступени редукции основной кинематической
цепи), маслоотстойник и маслоагрегат, выпол-
ненные в виде самостоятельных узлов в собс-
твенных корпусах. Каждый модуль отдельно
изготовляется и испытывается, что значитель-
но упрощает процесс изготовления и доводки
такого редуктора.
Особенность конструкции редуктора ВР-26
обусловлена большим передаточным числом в
его последней ступени, для реализации кото-
рой впервые в мировой практике была при-
менена обычная эвольвентная зубчатая пере-
дача с передаточным числом, превышающим
принятое (/ = 8,76).
Верхний редуктор 3 состоит из корпуса, в
котором на двух подшипниковых опорах
установлен вал 4 несущего винта (рис 3.6.14),
На валу при помощи двух ступиц закреплены
два косозубых зубчатых колеса, с каждым
из которых в зацеплении находятся по восемь
ведущих колес. Ведущие колеса верхнего и
нижнего рядов имеют зубья с противополож-
ным направлением наклона. Вследствие этого
осевые силы, возникающие на ведущих коле-
сах, имеют противоположные направления.
Они воспринимаются трубчатыми стяжками.
Это аналог шевронной зубчатой передачи, у
СИСТЕМА ПРИВОДА ВИНТА
373
Рис. 3.6.13. Кинематическая схема главного редуктора ВР-26
одновинтового вертолета Ми-26
которой каждая половина ведущего колеса
смонтирована в своих подшипниках.
Одной из особенностей главного редук-
тора ВР-26 является равномерное распреде-
ление мощности по потокам за счет шлице-
вых валов (рессор) 2 с малой крутильной
жесткостью.
Зубчатые колеса редуктора изготовляют из
сплава 12Х2Н4А-Ш, подвергают цементации,
закалке и на последнем этапе шлифуют.
Корпусные детали изготовляют из алюминие-
вого сплава АК4-1 и магниевого сплава МЛ-5,
Для изготовления ступиц зубчатых колес вер-
хнего редуктора используется титановый
сплав ВТЗ-1.
Масляная система редуктора. Назначение
системы состоит в подводе масла ко всем тру-
щимся деталям редуктора — зубчатым коле-
сам, подшипниковым опорам, шлицевым со-
единениям для уменьшения трения и
Рис. 3.6.14. Редуктор ВР-26:
1 — муфты; 2 — валы (рессоры); 3 — верхний редук-
тор; 4 — вал несущего винта; 5— маслоотстойник
374
Глава 3.6 ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
обеспечения эффективного охлаждения дета-
лей редуктора (рис. 3.6.15).
Количество масла, которое должно быть
подано в зацепление редуктора, может быть
определено по формуле
(^2-Л) Ср ’
где А — передаваемая зацеплением мощ-
ность, кВт; т| — КПД передачи с учетом бар-
ботажных потерь; Z] — температура масла,
подаваемого в зацепление, °C; ^ = 90...95 °C;
ti — температура масла на сливе; ср — удель-
ная теплоемкость масла, Дж/(кг • °C).
Подача масла во все точки, требующие
смазки и охлаждения, обеспечивается шесте-
ренными насосами с заданной подачей и раз-
ветвленной системой каналов. Истечение мас-
ла происходит через форсунки, градуирован-
ные по расходу и строго ориентированные в
Рис. 3.6.15. Масляная система
главного редуктора ВР-26:
1 — поддон редуктора; 2 — датчик сигнализатора ми-
нимального давления; 3 — датчик указателя давления
масла; 4 — масляиый насос; 5 — форсунка; б — суф-
лер; 7— масломерная линейка; 8 — магнитная проб-
ка; 9 — датчик указателя температуры масла;
10 — сливной кран; 11 — фильтр-сигиализатор;
12 — редукционный клапан; 13 — датчик сигнали-
затора максимальной температуры масла
пространстве. Охлаждение масла осуществля-
ется его принудительной прокачкой через воз-
душно-маслянные радиаторы.
Вал несущего винта. Длина вала определя-
ется по условиям компоновки, аэродинамики
и эксплуатации. По условиям компоновки вы-
бирают минимально допустимую высоту раз-
мещения втулки несущего винта над фюзе-
ляжем с учетом прогиба лопасти. Аэродина-
мические условия определяют превышение
заднего несущего винта над передним у верто-
лета продольной схемы. Эксплуатационные
условия определяют безопасную высоту плос-
кости несущего винта при нахождении обслу-
живающего персонала в зоне винта.
Расстояние между соосными винтами вы-
бирается из условия обеспечения необхо-
димого запаса по сближению, при котором
исключается соударение лопастей верхнего и
нижнего винтов на всех режимах полета и при
выполнении необходимых маневров.
Силы и моменты вызывают во вращаю-
щемся вале переменные напряжения изгиба,
изменяющиеся с частотой вращения винта.
В кинематической силовой схеме вала не-
сущего винта вертолета YAH-84 (рис. 3.6.16)
осуществляется разделение функций консоль-
ного вала на два автономных элемента.
Внутренний вал 1, представляющий собой
рессору, предназначен для передачи вращаю-
щего момента от редуктора на втулку несуще-
Рис. 3.6.16. Силоаая схема несущего аинта
вертолета YAH-84:
1 — вал, передающий вращающий момент на втулку
несущего винта; 2 — подшипниковые опоры несуще-
го винта; 3 — фланцевый стык, передающий враща-
ющий момент от вала на втулку несущего винта;
4 — неподвижная консоль, передающая тягу И попе-
речные силы несущего винта на силовые элементы
фюзеляжа; 5 — рама крепления консольной опоры
несущего винта; 6 — линяя каркаса фюзеляжа
СИСТЕМА ПРИВОДА ВИНТА
375
го винта. Тяга и поперечные силы от несуще-
го винта воспринимаются неподвижным отно-
сительно фюзеляжа внешним консольным ва-
лом.
Если вал передает только вращающий
момент ЛГкр, то его диаметр можно опреде-
лить по формуле:
где — коэффициент, учитывающий
частоту вращения вала; Ст; — предел вынос-
ливости материала вала; с= d^/d — отноше-
ние внутреннего диаметра полого вала к
внешнему.
Если вал испытывает воздействие враща-
ющего и изгибающего Мизг моментов,
то его диаметр из условия прочности находит-
ся по формуле:
ответственно закручивания и поворота сечения
и прогиб вала.
Для проверки жесткости вала по углу зак-
ручивания можно воспользоваться формулой
‘'Цй 
где ~ коэффициент, учитывающий
равномерность всех величин; N — пере-
даваемая мощность; л — частота вращения
вала; [<р] — допускаемый угол закручивания.
Промежуточный редуктор и редуктор руле-
вого винта. Промежуточный редуктор предназ-
начен для изменения направления передачи вра-
щения привода рулевого винта в соответствии с
изгибом хвостовой балки (рис. 3.6.17). Это изме-
нение достигается с помощью конической зуб-
чатой пары с редукцией близкой к единице.
Редуктор рулевого винта (рис. 3.6.18) пред-
назначен для изменения направления вращения
привода рулевого винта на 90° и уменьшения уг-
ловой скорости. Оно осуществляется посред-
i-^изг +(а-^кр)
0,1[ст]
где [а] — допускаемое напряжение
материала вала при растяжении; а — коэф-
фициент, учитывающий равномерность вра-
щающего момента.
Работоспособность вала определяется из
условия не только прочности ст < [ст], но и же-
сткости:
Фтах < [ф]> Фтах<М и Утах<1У]> гДе
Фтах> Фтах и Утах максимальные углы со-
Рис. 3.6.17. Промежуточный редуктор:
1 — корпус; 2, 7 — зубчатая пара; 3,6— стаканы под-
шипников; 4, 5 — соответственно входной и выход-
ной вал с карданом
Рис. 3.6.18. Редуктор рулевого виита:
7 — корпус; 2, 7 — зубчатая пара; 3 — подшипник;
4 — входной вал с карданом; 5 — консольная опора
вала рулевого винта; 6 — фланец; 8 — механизм
управления общим шагом рулевого винта
376
Глава 3.6 ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
ством двух конических шестерен с соответствую-
щим передаточным числом. В хвостовом редук-
торе также размещается механизм управления
общим шагом рулевого винта.
Силовая схема картера редуктора рулевого
винта выбирается из условий его нагружения с
учетом конструкции вала привода рулевого
винта. В большинстве случаев вал рулевого
винта выполнен в виде рессоры, т.е. вала, пе-
редающего только вращающий момент. При
этом поперечные нагрузки и тяга рулевого вин-
та с его втулки передаются через подшипнико-
вые узлы непосредственно на картер редукто-
ра. На легких вертолетах целесообразно ис-
пользовать другую силовую схему вала и редук-
тора рулевого винта, при которой вал воспри-
нимает все нагрузки от рулевого винта: силу
тяги, вращающий момент и поперечные силы.
Смазывание шестерен у промежуточного
и рулевого редукторов, передающих неболь-
шие мощности, барбатажное, т.е. одно зубча-
тое колесо частично погружено в масло и при
вращении смазывает другое в момент контак-
та зубьев. Кроме того, в картере создается мас-
ляный туман, и конденсация масла на зубьях
и подшипниках также их смазывает. При не-
большой передаваемой мощности охлаждение
этих редукторов может осуществляться обдув-
кой оребренной поверхности картера.
Подшипники элементов трансмиссии. В аг-
регатах трансмиссии применяют подшипники
качения различных типов. Тип подшипника и
его разновидность определяются значением и
характером нагрузки, действующей на под-
шипник, технологическими и эксплуатацион-
ными требованиями. Габаритные размеры
подшипников качения во всех странах стан-
дартизированы.
Подшипники качения рассчитывают на
долговечность (ресурс) по динамической и
статической грузоподъемности. Методы рас-
чета стандартизированы и соответствуют ре-
комендациям ИСО (Международной орга-
низации по стандартизации). Связь между
расчетным ресурсом L и эквивалентной дина-
мической нагрузкой Р устанавливается эмпи-
рическими зависимостями:
в млн. оборотов
L=(C/P)a,
или в часах
LA = 106i/60«,
где С — динамическая грузоподъемность
подшипника; Р — эквивалентная динамичес-
кая нагрузка (определяется по формулам, в ко-
торых комбинированная нагрузка приводится
к радиальной или осевой, эквивалентной по
своему разрушающему действию); а — пока-
затель степени; а = 3 для шарикоподшип-
ников и а = 3,3 для роликоподшипников,
п — частота вращения в мин-1.
По статической нагрузке подбирают или
проверяют подшипники качения, грузоподъ-
емность в кгс (Н) указывается в каталогах для
каждого типоразмера подшипника.
Уплотнения подшипниковых узлов. Вход-
ные и выходные валы агрегатов вертолетных
трансмиссий снабжены уплотнениями подшип-
никовых узлов. Поскольку окружные скорости
уплотняемых валов изменяются от 100 м/с
и более (на входных валах) до 2...3 м/с (на ва-
лах несущих винтов), можно применять все
известные типы контактных и бесконтактных
уплотнений: манжетные, торцовые герметиза-
торы и уплотнения упругими металлическими
кольцами.
Манжетные уплотнения применяют при
окружной скорости вала 10...15 м/с. В зави-
симости от условий эксплуатации и сорта
смазочного материала такие уплотнения из-
готовляются из резины и армированных и
неармированных полимеров.
Торцовые герметизаторы устанавливают
при окружных скоростях до 25...30 м/с. Уп-
лотнение осуществляется шайбой, которая
прижимается торцовыми поверхностями к уп-
лотняемой поверхности по корпусу или валу.
Уплотнение упругими металлическими коль-
цами применяют при относительно больших
окружных скоростях (до 80...100 м/с). Уплот-
нение состоит из одного или нескольких пру-
жинных разрезных колец, изготовленных из
чугуна или бронзы специальных марок.
В вертолетных трансмиссиях предусмат-
ривают установку статических и динамических
уплотнений. Статические бесконтактные уп-
лотнения (щелевые, лабиринтные) уменьшают
зазор между уплотняемыми деталями и тем са-
мым препятствуют большим утечкам. Динами-
ческие бесконтактные уплотнения (спираль-
ные, импеллерные) отбрасывают жидкость от
зазора, на что затрачивается определенная
энергия.
Тормоз несущего виита. Колодочные или
дисковые тормоза несущего винта предназ-
начены для сокращения времени остановки
несущего винта и агрегатов трансмиссии после
выключения двигателей, а также для стопоре-
ния трансмиссии на стоянке вертолета для
предотвращения раскручивания несущей сис-
СИСТЕМА ПРИВОДА ВИНТА
377
темы от ветра. Тормоз несущего винта устанав-
ливают на быстроходном валу хвостовой
трансмиссии для того, чтобы момент тор-
можения был наименьшим. На вертолетах од-
новинтовой схемы тормоз обычно установлен
на валу привода рулевого винта, а на верто-
летах соосной схемы — на валу привода венти-
лятора.
Начало торможения несущего винта про-
изводится за 30...45 с до достижения 25...45 %
номинальной частоты его вращения. В каче-
стве фрикционного материала для накладок
тормозов широко применяют пластмассы с
наполнителем (асбестом, барием, латунной
проволокой и др.). В качестве связующего ис-
пользуют фенолформальдегидные смолы. Для
тормозов, у которых температура поверхности
трения достигает 100 °C, применяют фрик-
ционный материал ретинакс, в который вве-
ден барий, стабилизирующий коэффициент
трения.
Валы трансмнсснн. Валы трансмиссии ус-
ловно разделяют на три группы: главные (для
передачи мощности от двигателя к редуктору
несущего винта), рессоры с малой крутильной
жесткостью (для передачи мощности к руле-
вому винту, синхронизирующие и др.), при-
вода вспомогательных агрегатов (для привода
вентиляторов, агрегатов электрической, мас-
ляной, гидравлической систем и др.).
В общем случае валы трансмиссии испы-
тывают следующие виды нагрузок: основную —
крутильную (постоянную и переменную), из-
гибную (постоянную и переменную), продоль-
ное сжатие (растяжение), вибронагрузку и
температурную.
Постоянная часть напряжений кручения
определяется передаваемым вращающим мо-
ментом Мкр, переменная — крутильными
колебаниями, возникающими от работы дви-
гателей, редукторов, несущих и рулевых вин-
тов вертолета. Изгибные напряжения в валах
трансмиссии возникают вследствие работы
муфт с перекосом.
Вибронагрузки приводят к снижению ре-
сурса элементов валов трансмиссии, в част-
ности, к разрушению подшипников проме-
жуточных опор, износу шлицевых соединений
и др. Негативное воздействие вибрационные
нагрузки оказывают на упругие муфты, амор-
тизаторы и упругие демпферы в промежуточ-
ных опорах.
Валы изготовляют полыми тонкостенны-
ми из высокопрочных легированных сталей,
алюминиевых сплавов и композиционных ма-
териалов.
Сечения трансмиссионных валов выбира-
ют по потере устойчивости, которая может
произойти при разрушающем вращающем мо-
менте (Л/кр^азр. Для вертолетов одновинто-
вой схемы
м
(^кр)разр =716,2	₽	«э/,
'"вал-*-
где JVpB — максимальная мощность,
передаваемая на рулевой винт, Вт; совал — ча-
стота вращения вала, мин*1; z — число ва-
лов; / — коэффициент безопасности; / = 1,5 ;
п3 — эксплуатационная перегрузка по враща-
ющему моменту.
Критическая угловая скорость вала. При
вращении вала постоянного поперечного сече-
ния, установленного на двух опорах, его упру-
гая линия имеет формы, представленные на
рис. 3.6.19. Каждой форме соответствует свое
значение критической угловой скорости икр.
Наименьшее значение критической угловой
скорости получается при первой форме упру-
форма
форма
форма
форма
Рис. 3.6.19. Характер изменения прогиба вала:
а — формы упругой линии вала; б — резо-
нансные частоты вращающегося вала
378
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
гой линии вала. Значения икр находятся по
формуле:
акр = ^С/т,
где т — погонная масса вала; С = kEj/1^ —
жесткость вала; к — коэффициент, учитываю-
щий условия закрепления вала в опорах; Е —
нормальный модуль упругости материала вала;
J — момент инерции поперечного сечения
вала; I — расстояние между опорами вала.
Если рабочая угловая скорость вала
сОраб <шКр, то вал принято называть жестким
(докритическим). Диаметр такого вала и рас-
стояние между его опорами выбирают исходя
из необходимости получения запаса по Шкр.
При Ираб > вал считается гибким (закри-
тическим). Для гашения колебаний вала при
переходе через применяют упругодефор-
мируюгциеся опоры.
Муфты. Муфты предназначены для ком-
пенсации угловых и линейных смещений валов,
для их соединения, включения и выключения
(свободного хода) сцепления в трансмиссии.
Конструкция компенсирующих муфт и их
параметры определяются передаваемым враща-
ющим моментом Мкр, угловой скоростью со
и допускаемым углом перекоса а.
В вертолетостроении применяют следую-
щие типы компенсирующих муфт:
зубчатые;
карданные (шарнирные со шлицевыми со-
единениями);
с металлическими упругими элементами;
с неметаллическими упругими элемен-
тами;
Зубчатые муфты (рис. 3.6.20) допускают
угол перекоса 30' и могут передавать вращаю-
щий момент до 7000 Н-м при п= 3000 мин'1.
Размеры этих муфт зависят от наибольшего
длительно действующего вращающего момента:
^кр.расч - к[к2-Мкр >
где — коэффициент безопасности;
^1=1,8; к2 — коэффициент условия работы
муфты; Л'2=113-
При работе муфты контактирующие зубья
за каждый оборот проскальзывают друг отно-
Рис. 3.6.20. Конструктивно-силовая схема зубчатой муфты:
а — зубчатая муфта; б — секция трансмиссионного вала вертолета Ми-6 с зубчатой муфтой
СИСТЕМА ПРИВОДА ВИНТА
379
сительно друга в осевом направлении, поэтому
основным критерием работоспособности зуб-
чатых муфт является износостойкость зубьев.
Карданная муфта включает два основных
элемента (рис. 3.6.21): шарнир Гука и шлице-
вую муфту. Она может передавать вращающий
момент до 3 106Н-м с угловым смещением
до 45°. Вращение ведомого вала одинарной
карданной муфты, если он не соосен с веду-
щим, происходит неравномерно при равно-
мерном вращении ведущего вала. Соотноше-
ние (мгновенное) между угловыми скоростями
ведомого со и ведущего <о0 валов (мгновен-
ное передаточное отношение) определяется
выражением:
a cosy
Шр 1-sin2y cos ос ’
где у — угол между осями валов; а —
угол поворота ведущего вала от некоторого ис-
ходного положения.
Коэффициент неравномерности вращения
ведомого вала
^=^WZ^min=tg7Siny.
COq
При небольших углах у величина JT = y2.
Синхронность вращения ведомого вала
карданной муфты можно обеспечить установ-
кой двух последовательно соединенных карда-
нов с промежуточным валом. Оси ведущего и
ведомого валов должны составлять одинако-
вые углы с осью промежуточного вала, а вилки
карданов на обоих концах промежуточного
вала должны лежать в одной плоскости.
В карданных механизмах с упругими ме-
таллическими дисками (рис. 3.6.22) использу-
ются пластинчатые муфты, имеющие соизме-
римую с соединяемыми валами радиальную и
крутильную жесткость. Они могут быть ис-
пользованы для передачи больших вращаю-
щих моментов при высоких частотах враще-
Рис. 3.6.21. Универсальный шарнир:
а — простой; б — сдвоенный; в — секции вала с шарнирами Гука;
1 — крестовина шарнира; 2 — рессора
380
Глава З.б. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
2 3	15
Рис. 3.6.22. Муфта с упругими металлическими
пластинами:
1, 2 — полумуфты; 3 — набор стальных дисков;
4 — рессора; 5 — шлицевое соединение; Л — вынос
пальца полумуфты относительно оси вала; Ь — ши-
рина пластины
Рис. 3.6.23. Муфта с резиновыми упругими
ния валов. Эти муфты допускают угол переко-
са валов не более 30'. Методика расчета муфт
с упругими металлическими элементами дана
в [30].
Муфты с упругими резиновыми элементами
(рис. 3.6.23) при умеренных частотах вращения
допускают угол перекоса валов до 20 ...30'.
Для быстроходных валов допускаемый угол
их перекоса 10... 15'. Методика расчета муфт
с упругими неметаллическими элементами
дана в [30].
В соединении валов трансмиссии при-
меняют преимущественно эвольвентные зуб-
чатые (шлицевые) соединения 2 (рис. 3.6.24).
Шлицевые соединения выходят из строя в
основном из-за смятия и износа (контактной
коррозии) рабочих поверхностей зубьев.
Муфта свободного хода или обгонная муф-
та — это передаточный механизм, ведущие и
ведомые звенья которого могут автоматичес-
ки соединяться и разъединяться в зависимос-
ти от направления и относительной скорости
их движения. В вертолетостроении наиболь-
шее распространение получили роликовые
обгонные муфты.
Полный цикл движения звеньев муфты
свободного хода включает четыре фазы: сво-
бодный ход, заклинивание, заклиненное со-
стояние, расклинивание.
Основными конструктивными элемента-
ми роликовой муфты свободного хода явля-
ются (рис. 3.6.25): звездочка 3, обойма 2, зак-
линивающие ролики 1 и прижимное устрой-
ство 4.
Прижимное устройство обеспечивает кон-
такт заклинивающих роликов с обоймой и
звездочкой. Угол между касательными, прове-
денными через точку соприкосновения роли-
элемекгами:
1,2 — полумуфты; 3 — приклеенные блоки
резины к лопаткам полумуфты; 4 — рессора
Рис. 3.6.24. Узлы вала рулевого винта с компенсаторами:
1 — шарнир Гука; 2 — шлицевое подвижное соединение;
3 — опорный подшипник вала
СИСТЕМА ПРИВОДА ВИНТА
381
Рис. 3.6.25. Схема муфты свободного хода
с плоской рабочей поверхностью звездочки.
Рис. 3.6.26. Расчетная схема фрикционной муфты
(Р — сила сжатия элементов муфты)
ка с обоймой и звездочкой — угол заклинива-
ния а. Процессу заклинивания роликов пред-
шествует момент, соответствующий оконча-
нию периода свободного хода, когда угловые
скорости обоймы св! и звездочки а>2 равны:
И!=со2- Расчетные формулы для определения
сил, действующих на ролик в период закли-
нивания, даны в [1].
Период расклинивания характеризуется
уменьшением передаваемого муфтой вращаю-
щего момента от значения, соответствующего
заклиненному состоянию, до нуля. По мере
уменьшения вращающего момента основные
звенья освобождаются от деформаций. Под
действием сил упругости происходит пере-
мещение ролика в более широкую часть кли-
нового пространства. Одновременно с этим
ведущее и ведомое звенья поворачиваются
друг относительно друга. Под периодом сво-
бодного хода муфты понимается время движе-
ния механизма, в течение которого ведомое
звено движется с большей скоростью, чем ве-
дущее.
Обоймы и звездочки муфты свободного
хода изготовляют из цементуемых легирован-
ных сталей. Для изготовления роликов реко-
мендуют применять стали ШХ15, У8А, У10.
Обоймы и звездочки изготовляют из стали
12Х2Н4А.
Фрикционные муфты предназначены для
плавного сцепления элементов трансмиссии за
счет создания сил трения между элементами
муфты. В момент включения муфты имеет ме-
сто скольжение. При установившемся враще-
нии скольжение в муфте отсутствует.
Расчет фрикционных муфт производится
по номинальному вращающему моменту с до-
пускаемой перегрузкой.
Наибольшее распространение получили
многодисковые фрикционные муфты. При
правильно выбранных размерах дисков муфты
их число пар поверхностей трения, равное
сумме наружных и внутренних дисков вместе
с крайними фланцами минус единица, опре-
деляется соотношением (рис. 3.6.26)
где р — коэффициент запаса сцепления;
(Р = 1,25...1,5); Л/кр — вращающий момент,
R и г — соответственно наружный и внут-
ренний радиусы поверхности трения дисков;
г//? = 0,5...0,7;	= 0,5(7?+г) — средний ра-
диус поверхности трения дисков; f — коэф-
фициент трения; /=0,3 для прессованного
материала на основе асбест — сталь; /=0,4
для пары порошковый материал — закаленная
сталь; [р]	— допускаемое давление;
[р] = 2...3-102 кПа для прессованного материа-
ла на основе асбест — сталь; [/>] = 3...4'102 кПа
для пары порошковый материал — закален-
ная сталь, число
Система охлаждения главного редуктора
трансмиссии. Она состоит из воздухозаборни-
ка, вентилятора с приводом, масляно-воздуш-
ного радиатора, капота, регулирующих ство-
рок (жалюзи), выходного воздушного канала
и системы управления створками.
Отбор мощности для привода вентилятора
масляного радиатора может осуществляться от
вала рулевого винта (рис. 3.6.27,6). Потребное
количество воздуха, которое должна обеспечи-
382
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
вать вентиляторная установка, определяется
как сумма расходов для охлаждения соответ-
ствующих агрегатов: масловоздущного радиа-
тора, стартер-генератора, выхлопных патруб-
ков двигателей и т.п.
Площадь поверхности охлаждения масля-
но-воздушного радиатора
Рис. 3.6.27. Установка масляных радиаторов:
а — привод вентилятора от главного редуктора:
1 — воздухозаборник; 2 — кожух вентилятора;
3 — корпус радиатора; 4 — главный редуктор;
5 — стержень опорной рамы; б — привод вентиля-
тора от вала рулевого винта: 7 — вал рулевого винта;
2 — клиноременная передача; 3 — вентилятор;
4 — радиатор; в —привод вентилятора от вала руле-
вого винта: 7 — вал рулевого винта; 2 — вентилятор;
3 — корпус радиатора
где QM — количество отводимой теп-
лоты: /м, /в — температура соответвтвенно
масла и воздуха; к — коэффициент тепло-
передачи от масла к охлажденному воздуху;
£=[1/ан+1/а.в+5/Х]- ; ав, ан — коэффи-
циент теплоотдачи соответственно от внеш-
ней поверхности радиатора и от масла внут-
ренней поверхности радиатора охлаждаемому
воздуху; А, — теплопроводность материала
сот радиатора; 3 — толщина сот радиатора.
Необходимое количество масла для отвода
теплоты от главного редуктора
«м=2м/СмДЛ
где см — удельная теплоемкость масла;
см = 2 Дж/(кг-°С); Д/ — перепад температур
на входе в редуктор и выходе из него.
3.6.3.	СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
ВЕРТОЛЕТОМ
Поскольку вертолет как тело в простран-
стве имеет шесть степеней свободы, для управ-
ления им нужно менять силы и моменты отно-
сительно трех взаимно-перпендикулярных
осей (рис. 3.6.28). В результате совмещения
некоторых управлений (продольного переме-
щения и тангажа, поперечного перемещение и
крена) на вертолете имеются четыре независи-
мых управления: продольное, поперечное,
вертикальное и путевое.
Рис. 3.6.28. Силы н моменты, действующие
на вертолет
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ
383
Продольное и поперечное управление из-
меняет положение вертолета относительно осей
X и К При перемещении ручки управления в
продольном направлении изменяется цикли-
ческий шаг лопастей несущего винта и проис-
ходит наклон равнодействующей сил на несу-
щем винте в продольной плоскости, что приво-
дит к одновременному возникновению момен-
та относительно поперечной оси Z и силы,
направленной вдоль оси X(рис. 3.6.29,а).
Поперечное управление осуществляется
отклонением ручки вбок. Соответствующее
изменение циклического шага отклоняет рав-
нодействующую сил на несущем винте в по-
перечной плоскости, что в свою очередь
приводит к возникновению момента относи-
тельно оси Xи силы, направленной вдоль оси z
(рис. 3.6.29,6).
Вертикальное управление необходимо для
перемещения вертолета вдоль оси У. Оно осу-
ществляется одновременным изменением угла
установки всех лопастей несущего винта (из-
менением общего шага несущего винта на вер-
толете одновинтовой схемы или изменением
на одинаковую величину общих шагов несу-
щих винтов в многовинтовых вертолетах) с
помощью рычага общего шага. При уве-
личении общего шага возрастает сила тяги не-
сущего винта и мощность, потребляемая им.
Поэтому на вертолетах, как правило, управле-
ние общим шагом связано с управлением си-
ловой установкой (рис. 3.6.29,в).
Путевое управление служит для поворота
вертолета относительно оси Y в горизонталь-
ной плоскости. Его принцип зависит от схе-
мы вертолета. На вертолете одновинтовой схе-
мы при отклонении педалей изменяется сила
тяги хвостового винта, при этом изменяется
момент, действующий на вертолет относитель-
но вертикальной оси Y. Кроме путевого уп-
равления, хвостовой винт уравновешивает ре-
активный вращающий момент несущего винта
(рис. 3.6.29,г).
На вертолете соосной схемы при отклоне-
нии педалей происходит дифференциальное
изменение общих шагов верхнего и нижнего
несущих винтов. Появляющаяся разность вра-
щающих моментов на нижнем и верхнем вин-
тах заставляет вертолет поворачиваться отно-
сительно оси У (рис. 3.6.29,6).
К системе управления вертолета предъяв-
ляют требования:
обеспечения управляемости и маневрен-
ности вертолета на всех режимах полета;
легкого и плавного действия всех органов
управления в соответствии с их функциями;
Вращавший момент
Верхнего бинта
д)
Рнс. 3.6.29. Схемы управлений вертолетом:
а — продольного; б — поперечного; в — общим
шагом; г — путевого вертолета одновинтовой
схемы; д — путевого вертолета соосной схемы
384
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
Рнс. 3.6.30. Типовая схема системы управления одновинтового вертолета:
1 — ручка управления циклическим шагом; 2 — рычаг управления общим шагом; 3 — педаль; 4 — рычаги раз-
дельного управления двигателями; 5 — рукоятка управления остановом двигателей; 6 — ручка управления
тормозом несущего винта; 7— рукоятки управления пожарными кранами; 8 — гидроусилители; 9 — диффе-
ренциальный механизм раздельного управления двигателями; 10 — тросовая проводка тормоза несущего винта;
И — автомат перекоса; 12 — тросовая проводка управления стабилизатором; 13 — тросовая проводка управ-
ления хвостовым винтом; 14 — электромеханическая муфта; 15 — пружинный механизм; 16 — вращающийся
барабан с закрепленным на нем тросом; 17 — шток, перемещающийся поступательно; 18 — шлиц-шарнир;
19 — тяга; 20 — ось, относительно которой отклоняется стабилизатор; 21 — втулочно-роликовая цепь;
22 — вращающийся корпус звездочки; 23 — шток, перемещающийся поступательно; 24 — тяга; 25 — ось по-
ворота лопасти; А — узел установки загрузочных механизмов в системе управления; Б — винтовой механизм
управления углом установки стабилизатора; В — управление углом установки лопастей хвостового винта
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ
385
обеспечения необходимой жесткости про-
водки системы управления для предотвращения
флаттера лопастей несущего винта, оперения;
обеспечения независимости действия про-
дольного, поперечного, путевого управления
и общего шага. Так, отклонение ручки цик-
лического шага в продольном направлении на
одновинтовом вертолете не должно вызывать
крена или изменения общего шага, а управле-
ние общим шагом не должно действовать на
продольно-поперечное управление.
Система управления одновинтовым верто-
летом. На рис. 3.6.30 представлена типовая
схема системы управления, используемая на
отечественных одновинтовых вертолетах [12].
Элементы конструкции многовинтовых верто-
летов имеют в основном те же элементы. В
кабине пилотов находятся командные рычаги
управления вертолетом: ручка 1 управления
циклическим шагом, рычаг 2 управления
общим шагом с рукояткой коррекции газа, пе-
дали 3, рычаги 4 раздельного управления и
рукоятка 5 остановки двигателей, ручка 6 уп-
равления тормозом несущего винта, рукоятки 7
управления пожарными кранами.
В соответствии с исполняемыми функци-
ями система управления вертолета имеет не-
сколько независимых каналов управления:
циклическим шагом несущего винта;
общим шагом несущего винта и мощнос-
тью двигателей;
путевым;
стабилизатором;
раздельное двигателями;
тормозом несущего и хвостового винтов.
Управление циклическим шагом несущего
винта осуществляется циклическим изме-
нением угла установки лопастей посредством
автомата перекоса. Размещенный на главном
редукторе несущего винта автомат перекоса
передает движение с невращающихся элемен-
тов управления на вращающиеся лопасти.
Принципиальная схема автомата перекоса
показана на рис. 3.6.31. По направляющей 1,
жестко связанной с редуктором, верх и вниз
двигается ползун 2. На ползуне с помощью
универсального шарнира с осями 3 и 4 ус-
тановлено неподвижное кольцо 5. Это кольцо
связано подшипником 6 с вращающимся коль-
цом 7, которое шлиц-шарниром соединено с
валом несущего винта и через тяги 8 с повод-
ками 9 осевых шарниров лопастей.
При движении ползуна общего шага вверх
и вниз лопасти будут соответственно увеличи-
вать или уменьшать свой угол установки. Дви-
жение ползуна 2 осуществляется за счет пере-
мещения тяги 10. К невращающемуся кольцу 5
подсоединены тяги продольного 11 и попереч-
ного 12 управлений, перемещая которые мож-
но отклонять автомат перекоса относительно
осей 3 и 4.
Подсоединение тяг продольного и попе-
речного управлений от гидроусилителей (бус-
теров) к автомату перекоса выполняется с уче-
том угла опережения ДууПр ДЛЯ того, чтобы
плоскость наклона оси конуса несущего вин-
та при продольном или поперечном переме-
щении ручки управления циклическим шагом
совпадала с соответствующей продольной или
поперечной плоскостью вертолета,
Угол опережения определяется коэффи-
циентом компенсатора взмаха лопасти к, уг-
Кольцо автомата перекоса
РНс. 3.6.31. Принципиальная схема
автомата перекоса
13- 9874
386
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
лом поводка лопасти о и средним углом по-
ворота (отставания) Со лопасти относительно
вертикального шарнира.
Компенсатор взмаха — кинематическая
связь, обеспечивающая автоматическое умень-
шение угла установки лопасти при взмахе
вверх и увеличение его при опускании лопас-
ти. Коэффициент компенсатора взмаха опре-
деляет изменение угла Дер установки лопасти
при изменении угла взмаха лопасти на вели-
чину Д₽:
Д<р = -£ДР,
где fc=tgsr
Угол Со отставания лопасти относитель-
но вертикального шарнира определяется по
данным аэродинамического расчета. При из-
вестных величинах П|, Сд и £ угол опере-
жения
ДуУпр=Оц-Со-агсШ.
Для того чтобы при изменении общего
шага несущего винта свести к минимуму от-
клонение кольца автомата перекоса, тяги, иду-
щие к качалкам продольного и поперечного
управления (см. рис. 3.6.31), должны быть до-
статочно длинными и расположенными по
возможности перпендикулярно направлению
и перемещению ползуна. Для полного исклю-
Рнс. 3.6.32. Схема непосредственного подключения
гидроусилителей к автомату перекоса:
} — неподвижное кольцо автомата перекоса;
2 — подвижное кольцо автомата перекоса;
3 — гидроусилители
чения взаимосвязи каналов управления общим
шагом и циклическим отклонением лопастей
используется схема непосредственного подсо-
единения гидроусилителей к неподвижному
кольцу автомата перекоса (рис. 3.6.32). В ней
при управлении общим шагом несущего винта
одновременно работают все три гидроусилите-
ля. При циклическом отклонении лопастей в
поперечном управлении работают два из трех
гидроусилителей: один гидроусилитель откло-
няет автомат прекоса вверх, а другой — вниз.
В продольном управлении работает только
один гидроусилитель.
Управление общим шагом несущего винта
осуществляется перемещением ползуна 2 ав-
томата перекоса (см. рис. 3.6.31) вверх или
вниз, что соответственно либо увеличивает,
либо уменьшает угол установки одновременно
всех лопастей.
Изменение общего шага связано с управ-
лением мощностью двигателей вертолета. Эта
связь осуществляется либо в виде механичес-
кой кинематической связи, либо автоматичес-
ки через специальное устройство (стабилиза-
тор частоты вращения). В обоих случаях это
обеспечивает поддержание заданной частоты
вращения несущего винта при изменении об-
щего шага.
Путевое управление одновинтовым верто-
летом осуществляется изменением силы тяги
хвостового винта путем отклонения педалей
ножного управления. Механическая проводка
управления на большинстве вертолетов выпол-
нена таким образом, что при неподвижных пе-
далях она не нагружается шарнирным моментом
от хвостового винта. Это достигается установкой
непосредственно у втулки винта самотормозя-
щейся винтовой пары (Л, см. 3.6.30). При пере-
мещений педалей летчик преодолевает силы от
шарнирного момента хвостового винта и тре-
ния в винтовой паре. Ввиду их значительности
путевое управление без гидроусилителей воз-
можно только на легких вертолетах с полетной
массой до 2,5 ... 3 т, у которых сила на педалях
на крейсерском режиме полета вертолета не
превышает 30 ... 50 Н.
В управлении одновинтовым вертолетом
всякое изменение общего шага несущего вин-
та вызывает изменение реактивного момента,
поэтому возникает необходимость изменения
тяги хвостового винта. Летчик в полете, изме-
няя общий шаг несущего винта, вынужден не-
прерывно работать педалями для сохранения
заданного курса. Для предотвращения этого
вводится специальная кинематическая связь
между управлением общим шагом несущего
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ
387
винта и шагом хвостового винта, либо исполь-
зуется автоматическая коррекция шага хвосто-
вого винта с применением электромеханичес-
кого устройства.
Управление стабилизатором на одно-
винтовом вертолете обычно связывают с уп-
равлением общего шага несущего винта
(27, рис. 3.6.30) для улучшения балансировоч-
ных характеристик вертолета. Особое значе-
ние эта связь имеет для перехода вертолета на
режимы моторного планирования и авторота-
ции. На одновинтовых вертолетах также ис-
пользуется автоматическое управление стаби-
лизатором. На всех режимах полета автопилот
обеспечивает требуемую продольную балан-
сировку вертолета путем соответствующего из-
менения угла установки стабилизатора.
Раздельное управление двигателями при-
меняется на вертолетах, имеющих два и более
двигателей. Его используют в основном на
земле при раздельном опробовании двигате-
лей и в аварийных случаях, а также в полете в
учебных целях, например, имитируя отказ в
работе одного из двигателей.
Управление тормозом несущего и хвосто-
вого винтов используется для их остановки на
стоянке. Тормоз обычно располагается на вале
трансмиссии хвостового винта.
Система управления вертолетом соосной
схемы. На рис. 3.6.33 представлена типовая
схема системы управления, используемая на
отечественных вертолетах с соосными несу-
щими винтами [11]. Она имеет ряд особеннос-
тей и отличий от системы управления одно-
винтового вертолета.
Управление циклическим шагом верхнего и
нижнего соосных винтов осуществляется с ис-
пользованием двух автоматов перекоса, уста-
Рис. 3.6.33. Типовая схема системы управления вертолета с соосными несущими винтами:
1 — ручка управления циклическим шагом; 2 — рычаг управления общим шагом; 3 — педали; 4 — загрузоч-
ный механизм; 5 — гидроусилители; 6 — нижний автомат перекоса; 7 — тросовая проводка управления ру-
лями направления вертикального оперения; 8 — корпус; 9 — шлицевый стакан; 10 — резьбовой стакан;
II — верхний стакан; 12 — нижний стакан; 13—15 — шарикоподшипники; 16 — верхний переходник;
17 — нижний переходник; 18 — тяга управления дифференциальным шагом; 19 — рычаг управления общим
шагом; А — механизм общего и дифференциального шага
13*
388
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
новленных на колонке несущих винтов. Схема
колонки соосных несущих винтов представле-
на на рис. 3.6.34. По каналам продольного и
поперечного управления в соответствующем
направлении осуществляется наклон непод-
вижного кольца нижнего автомата перекоса. С
вращающегося кольца нижнего автомата пере-
коса движение через тяги 5, 6 и качалку 7 пе-
редается на рычаг поворота лопасти нижнего
винта. При этом происходит циклическое из-
менение угла установки лопастей нижнего вин-
та. Верхний автомат перекоса в отличие от
нижнего имеет оба вращающихся кольца. Одно
кольцо вращается в направлении нижнего вин-
та, другое — в направлении верхнего.
Рис, 3.6.34. Кинематическая схема колонки соосных
несущих винтов:
7 — втулка нижнего несущего винта; 2— втулка верх-
него несущего винта; 3 — нижний автомат перекоса;
4 — верхний автомат перекоса; 5, 6, 8, 9, 10, 12, 13 —
тяги; 7, 11 — качалки; ПР — продольное управление;
ПП — поперечное управление; ОШ — общий шаг;
ДШ— дифференциальный шаг; МОДШ — механизм
общего и дифференциального шага
Наклон колец верхнего автомата перекоса
происходит одновременно с наклоном колец
нижнего автомата посредством тяг 8. С верх-
него автомата перекоса движение через тяги 9,
10 и качалку 11 передается на рычаг поворота
лопасти верхнего винта. При этом происходит
циклическое изменение угла установки лопас-
тей верхнего винта.
Управление общим и дифференциальным
шагом верхнего и нижнего несущих винтов
осуществляется с помощью механизма об-
щего и дифференциального шага. Механизм
общего и дифференциального шага увели-
чивает общие шаги обоих винтов, перемещая
тяги 12 и 13 совместно вверх и, наоборот,
уменьшает общие шаги обоих винтов, пе-
ремещая эти тяги вниз. Тяги 12 и 13 про-
ходят внутри вращающихся валов несущих
винтов, причем тяга 13 расположена внутри
тяги 12.
Движение тяги 12 через качалку 7 и тягу 6
передается на рычаг поворота лопасти нижне-
го винта, а движение тяги 13 через качалку 11
и тягу 10 — на рычаг поворота лопасти верх-
него винта. Таким образом происходит верти-
кальное управление вертолетом.
Когда механизм общего и дифферен-
циального шага перемещает тяги 12 и 13 в раз-
ные стороны, соответственно в разные сто-
роны изменяются общие шаги нижнего и
верхнего винтов (общий шаг увеличивается на
одном и уменьшается на другом). Появляю-
щаяся при этом разность вращающих момен-
тов на несущих винтах разворачивает верто-
лет относительно вертикальной оси. .
Для дифференциального изменения ша-
гов верхнего и нижнего несущих винтов ис-
пользуют две винтовые пары с различным
направлением трапецеидальной резьбы (Л, см.
рис. 3.6.30).
Для обеспечения устойчивости и улучше-
ния путевой управляемости вертолета соосной
схемы на нем устанавливают вертикальное
оперение с рулями направления. Отклонение
рулей направления связано с дифференциаль-
ным изменением шагов соосных несущих
винтов.
Нагрузки, которые возникают на испол-
нительных органах управления вертолетом
(в основном на лопастях несущего винта) и
которые должны восприниматься исполни-
тельными механизмами системы управления,
помимо постоянных имеют значительные пе-
ременные составляющие. Их частота кратна
частоте вращения несущего винта. Перемен-
ные нагрузки на ручке управления непри-
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ
389
ятны, приводят к быстрому утомлению.
Поэтому даже на легких вертолетах, когда лет-
чик в состоянии преодолеть нагрузки, пере-
даваемые на ручку управления от несущего
винта, в проводку управления обязательно ус-
танавливают механизмы, на которые замыка-
ются переменные нагрузки от лопастей. Это
могут быть демпферы или механизм, в основе
которого лежит самотормозящаяся винтовая
пара.
На средних и тяжелых вертолетах, когда
нагрузки на исполнительных органах управ-
ления превышают физические возможности
человека, устанавливают гидроусилители с
необратимым управлением. В этом случае
все переменные и постоянные нагрузки от
лопастей несущего винта так же, как и
рулевого винта, воспринимаются от поводков
лопастей гидроусилителем и далее не пере-
даются.
Параметры гидроусилителя определяются
силами в элементах силовой части системы
управления на участке от несущего винта до
гидроусилителей, рассчитываемыми и изме-
ряемыми в полете на всех эксплуатационных
режимах. При этом сила Р на исполнитель-
ном штоке гидроусилителя при нулевой ско-
рости штока и минимальном рабочем давле-
нии в гидросистеме определяется из соотно-
шения
0,7Р>50,
где 50 — постоянная составляющая на-
грузки, действующая на шток гидроусилителя
от шарнирных моментов лопастей.
Значение 0,7Р выбирают по самому на-
груженному каналу управления с тем, чтобы
во всех каналах управления использовать од-
нотипные гидроусилители.
Перемещая ручку управления, пилот,
преодолевая только силы трения в цепи про-
водки до гидроусилителя и в золотнике само-
го гидроусилителя, перестает “чувствовать”
вертолет. Для того чтобы пилот ощущал силы
на ручке при управлении вертолетом вводят
пружины с регулировочными механизмами
(Я, см. рис. 3.6.30). Эти же механизмы исполь-
зуются для снятия с ручки управления и пе-
далей длительных нагрузок на установивших-
ся режимах полета.
Параметры элементов проводки управ-
ления в части от ручки управления, рычага
общего шага и педалей до гидроусилителя оп-
ределяются силами со стороны летчика, пре-
одолевающего трение в проводке управления
и силами пружин механизмов загрузки. При
этом эксплуатационные силы для расчетного
случая заклинения какого-либо звена системы
управления определяются следующими зна-
чениями: для цепей продольного и путевого
управления ± 900 Н, для цепи поперечного уп-
равления + 500Н, для управления общим ша-
гом + 600 Н.
На вертолетах используют жесткую (со-
стоящую из тяг и качалок) и тросовую про-
водку управления. Если расстояние от ры-
чагов управления в кабине до автомата
перекоса, а следовательно, до гидроусилите-
лей, которые обычно установлены вблизи ав-
томата перекоса, невелико, то механическую
проводку целесообразно выполнять жесткой.
В то же время проводку управления хвосто-
вым винтом и стабилизатором одновинтового
вертолета или рулем направления на вертоле-
те соосной схемы, расположенную после гид-
роусилителей и имеющую достаточно боль-
шую протяженность, целесообразно делать
тросовой. Удачно спроектированная тросовая
проводка с большими ходами проще и имеет
меньшую массу, чем жесткая. Кроме того,
при любых деформациях элементов конструк-
ции вертолета отсутствует их вредная взаимо-
связь с тросовой проводкой, так как обе ее
ветви одинаково деформируются вместе с
конструкцией вертолета, без каких-либо пере-
мещений относительно друг друга, и дефор-
мации элементов конструкции сказываются
лишь на степени натяжения тросов и изме-
нении трения в системе.
Общая рекомендация, полученная на ос-
нове опыта проектирования, заключается
в том, что жесткую проводку длиной более
15 м и с числом шарниров, превышающим
= 40 делать нецелесообразно. В такой про-
водке на ручке управления ощущается чрез-
мерная сила трения, превышающая 20...ЗОН,
возникают недопустимые люфты и упругие
деформации.
При проектировании проводки управле-
ния необходимо обеспечить минимальные
силы трения и люфты, а также достаточную
жесткость ее элементов. Жесткость проводки
управления определяют из условия обеспече-
ния прочности и отсутствия опасных резо-
нансных вибраций в системе управления. Все
тяги, работающие на сжатие, проверяют на
общую потерю устойчивости. Для повышения
допустимых критических напряжений целесо-
образно уменьшать длину свободного пролета
тяги, что обеспечивается за счет качалок и ро-
ликовых направляющих.
390
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
Диаметр тросовой проводки и ее ход под-
бирают исходя из требований статической
прочности при действии расчетнй силы
Р =1 5/ Р
1расч ггидр,
где РГНДр — максимальная располагаемая
сила, развиваемая силовым штоком гидроуси-
лителя; I — кинематический коэффициент пе-
редачи от гидроусилителя к тросовой проводке.
Для обеспечения устойчивости движения
вертолета, повышения эффективности и облег-
чения его управления в систему управления
вертолетом устанавливают автопилот. Полет с
автопилотом является, как правило, основным
видом полета вертолета. Отклонения органов
управления являются алгебраической суммой
отклонений, задаваемых летчиком и рулевыми
машинами автопилота, при этом стабилизиру-
ющие отклонения управления автопилота огра-
ничены диапазоном 15...25% полного хода и не
передаются на ручку и педали управления.
В то же время летчик всегда может вме-
шаться в управление для изменения режима
полета или при отказе автопилота, что имеет
важное значение для обеспечения безопаснос-
ти полетов.
Рулевые машинки автопилота объединены
с гидроусилителями в комбинированных элек-
трогидравлических агрегатах управления, ра-
ботающих одновременно как от сигналов авто-
пилота, так и от управляющих воздействий
летчика. Для того чтобы автопилот не париро-
вал действия летчика, а также для центрирова-
ния рулевых машинок в нейтральном положе-
нии по каналам тангажа и крена при измене-
нии летчиком режима полета вертолета с
включенным автопилотом, он оборудован спе-
циальным устройством — компенсационным
датчиком. Применение компенсационного
датчика повышает эффективность управления.
У вертолета с компенсационным датчиком
перемещение ручки создает в первый момент
в 1 + Хд раз большее отклонение автомата
перекоса, чем у вертолета без компенсацион-
ного датчика при том же перемещении ручки
управления. Коэффициент компенсационного
датчика К„ = 0,5...1,5. В канале курса автопи-
лота при нехватке ограниченного хода рулево-
го агрегата предусмотрен режим “перегонки”,
переводящий исполнительный шток соответ-
ствующего гидроусилителя и педали ножного
управления без вмешательства летчика с не-
большой стабилизированной скоростью в по-
ложение, необходимое для балансировки вер-
толета на заданном курсе.
3.6.4. КАРКАСНЫЕ АГРЕГАТЫ
Фюзеляж является корпусом вертолета и
служит для размещения экипажа, пассажиров,
грузов и оборудования; связывает между собой
несущий винт, крыло, оперение, силовую ус-
тановку и шасси (рис. 3.6.35). Геометрические
параметры и конфигурация фюзеляжа опреде-
ляются назначением вертолета и его аэродина-
мической схемой.
Свойство вертолета выполнять любые
перемещения в пространстве стало причиной
использования его в качестве вертолета-кра-
на, способного не только транспортировать
груз, но и обеспечить монтажные работы по
установке этого груза на заданном объекте,
Технология работы вертолета-крана опреде-
лила форму его фюзеляжа. Фюзеляж превра-
тился в силовую балку, предназначенную для
крепления кабины фюзеляжа и узлов внеш-
ней тросовой подвески или грузовых контей-
неров (рис. 3.6.36).
На вертолетах типа летающей лодки фюзе-
ляжу придается специальная форма его ниж-
ней части — лодки. Она должна отвечать тре-
бованиям гидродинамики — иметь минималь-
ную нагрузку при посадке вертолета на воду и
Рис. 3.6.35. Компоновочная схема одновинтового вер-
толета с механическим приводом несущего винта:
1 — кабина экипажа; 2 — главный редуктор; 3 — не-
сущий винт; 4 — обтекатель двигателя; 5 — двигатель;
б — вал рулевого винта; 7— рулевой винт; 8 — киль;
9 — хвостовая опора; 10 — стабилизатор; 11 — хвос-
товая балка; 12 — пассажирская (грузовая) кабина;
13 — посадочное устройство
КАРКАСНЫЕ АГРЕГАТЫ
391
Рис. 3.6.36. Фюзеляж вертолета-крана S-64A:
1 — кабина оператора; 2 — кабина летчиков; 3 —
силовая установка; 4 — несущий винт; 5 — силовая
балка фюзеляжа; 6 — вал рулевого винта; 7 — ру-
левой винт; 8— стойки основного шасси; 9 — внеш-
няя подвеска груза; 10 — носовая стойка шасси
Рис. 3.6.38.Вертолет Ми-26
минимальную потребную тягу несущего винта
при вертикальном взлете (рис. 3.6.37). Перед-
няя часть лодки должна иметь устройства
(скулы), исключающие образование брызг в
зоне обзора летчика и воздухозаборников дви-
гателей. Вертолет-амфибия должен обладать
требуемой устойчивостью, плавучестью и
иметь колесное шасси для посадки на землю.
Для перевозки грузов внутри фюзеляжа
созданы специальные транспортные вертолеты
(рис. 3.6.38). Конструкция фюзеляжей подоб-
ных вертолетов предусматривает погрузку и
разгрузку по грузовому трапу (рампе) через гру-
зовой люк внутрь грузовой кабины. Пол грузо-
вой кабины имеет силовую схему, обеспечива-
ющую восприятие нагрузки от колесных и гусе-
ничных машин, контейнеров и т.п., и их
фиксацию в заданном положении. Эти вертоле-
ты могут транспортировать габаритные грузы,
превышающие размеры грузовой кабины, на
внешней тросовой подвеске. На подобных вер-
толетах предусматривается возможность мон-
тажных операций на режиме висения.
Универсальные вертолеты — летающее
шасси Ка-26, Ка-126, Ка-226. Фюзеляж этих
вертолетов (рис. 3.6.39) представляет плат-
форму, к которой помимо кабины экипажа,
главного редуктора с соосным несущем вин-
том, двигателей и шасси могут крепиться
различные модули соответствующего назначе-
ния: пассажирская кабина, оборудование для
проведения агрохимических работ и другие ус-
тройства. Фюзеляж выполнен в виде платфор-
мы прямоугольной формы, к которой крепят-
ся все необходимые для полета вертолета
агрегаты и оборудование.
Конструкция фюзеляжа военных вертоле-
тов имеет свою специфику по обеспечению
живучести силовых элементов каркаса, выжи-
ваемости экипажа, покидания вертолета эки-
пажем при аварийной посадке. На нем ис-
пользуются безопасно повреждаемые панели
пола кабины, устройства, поглощающие энер-
гию удара вертолета.
Фюзеляж легких вертолетов (рис. 3.6.40)
представляет собой кабину, в которой разме-
щается летчик и пассажиры. Его силовой кар-
кас является платформой, к которой крепятся
кресла, элементы системы управления, глав-
ный редуктор с несущим винтом, силовая ус-
тановка, балка с рулевым винтом и полозковое
шасси.
Рис. 3.6.37. Фюзеляж вертолета-амфибии S-61:
1 — нижняя часть фюзеляжа в виде лодки; 2 — обтекатели-поплавки;
3 — основное шасси (убирается в поплавки); 4 — хвостовая стойка шасси
392
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
Рис. 3.6.39. Схема фюзеляжа универсального вертолета Ка-26
Рис. 3.6.40. Фюзеляж легкого вертолета Швейцер (Хьюз) 300С
Конструкция фюзеляжа пассажирского
вертолета во многом определяется уровнем са-
нитарно-технических требований внутри пас-
сажирской кабины, требованиями к устрой-
ству аварийных выходов для пассажиров, теп-
ло-, звукоизоляции и вентиляции.
В практике вертолетостроения использу-
ется накопленный в самолетостроении опыт
формирования конструктивно-силовых схем
каркасных агрегатов. Фюзеляжи вертолетов
выполняют по балочной, ферменной или сме-
шанной схемам. Силовые элементы конструк-
ции фюзеляжа — лонжероны, стрингеры,
шпангоуты (нормальные, силовые, стыковоч-
ные), обшивка имеют то же назначение, что и
на фюзеляже самолета.
Методы оптимизации сжатых и растя-
нутых панелей каркасных агрегатов имеют
общий для авиации критерий — мини-
мальность массы конструкции при удовлетво-
рении требований прочности, жесткости,
живучести, ресурса, технологичности, эксплу-
атационной эффективности и др. Методы
проектирования каркасных агрегатов под-
робно изложены в [20].
В вертолетостроении широко применяет-
ся балочная схема фюзеляжа. Основной при-
чиной развития балочных фюзеляжей явля-
КАРКАСНЫЕ АГРЕГАТЫ
393
ется стремление конструктора создать проч-
ную и жесткую конструкцию, в которой
материал, целесообразно распределенный по
заданному периметру сечения, максимально
используется при различных нагрузках. В ба-
лочной конструкции максимально использу-
ется внутренний объем фюзеляжа, обеспечи-
ваются все требования аэродинамики и тех-
нологии.
Балочные фюзеляжи подразделяются на
два типа — лонжеронные и моноблочные.
В лонжеронных конструкциях изгибающий мо-
мент воспринимается преимущественно про-
дольными элементами — лонжеронами, а об-
шивка воспринимает местные нагрузки, пере-
резывающую силу и крутящий момент. В мо-
ноблочной конструкции обшивка вместе с
элементами каркаса воспринимает нормаль-
ные силы от изгибающих моментов. Комбина-
цией таких силовых схем являются стрингер-
ные фюзеляжи с обшивкой, частично воспри-
нимающей нагрузки, которая выполняется в
виде тонкостенной оболочки, подкрепленной
стрингерами и шпангоутами.
Разновидностью моноблочной конструк-
тивно-силовой схемы фюзеляжа является мо-
нокок. Монокок из однородного материала
(алюминиевые сплавы, композиты) предусмат-
ривает наличие обшивки и шпангоутов. Все
силы и моменты воспринимает обшивка. Чаще
всего монокок применяется для хвостовых ба-
лок вертолета. Многослойный монокок имеет
трехслойные панели с тонкими несущими сло-
ями, подкрепленными сотовыми наполнителя-
ми. Конструктивное выполнение трехслойных
панелей весьма разнообразно и определяется
материалами наружного и внутреннего слоев,
видом наполнителя, методом соединения вне-
шних слоев с наполнителем.
Возможность применения тонких обши-
вок, хорошо подкрепляемых сотовым напол-
нителем, имеющим небольшую плотность,
делает сотовые конструкции резервом сниже-
ния массы фюзеляжа. Высокая удельная проч-
ность и стойкость к вибрационным и акусти-
ческим нагрузкам определяют все растущее
применение сотовых конструкций в качестве
силовых элементов фюзеляжей вертолетов
всех весовых категорий.
В фюзеляже ферменной схемы силовыми
элементами являются пояса фермы: лонжеро-
ны, стойки и раскосы в вертикальной и гори-
зонтальной плоскостях. Обшивка восприни-
мает внешние аэродинамические нагрузки и
передает их на ферму. Ферма воспринимает
все виды нагрузок: изгибающие и крутящие
моменты, перерезывающие силы. В связи с
тем, что обшивка не включена в силовую схе-
му фюзеляжа, вырезы в ней не требуют зна-
чительных усилений. Ферменная конструкция
используется как основной силовой элемент
фюзеляжа легких вертолетов и хвостовых ба-
лок (рис. 3.6.41).
Задача о выборе рациональной конструк-
тивно-силовой схемы фюзеляжа решается кос-
венными методами с привлечением весовых
статистических данных, параметрических за-
висимостей и сведений о силовых схемах пред-
шествующих конструкций. В большинстве
случаев тип конструкции фюзеляжа выбирает-
ся исходя из предъявляемых к вертолету требо-
ваний, условий эксплуатации и возможности
производства. Задача сводится к поиску луч-
шего варианта в рамках заданного конструк-
тивного типа.
Аэродинамическая асимметрия несущего
винта с колеблющимися лопастями является
источником вибраций на вертолете. Вибрации
передаются на фюзеляж через узлы крепления
главного редуктора. Устранение или ослабле-
ние вибраций имеет своей задачей:
обеспечение комфорта экипажа и пасса-
жиров;
уменьшение усталостных нагрузок на кон-
струкцию;
предохранение от повреждений чувстви-
тельного электронного оборудования, разме-
щенного на борту вертолета.
Рнс. 3.6.41. Фюзеляж вертолета AS-315 «Лама» с ферменной хвостовой балкой
394
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
Соответствующим выбором параметров
лопасти, втулки несущего винта, системы уп-
равления лопастями несущего винта, парамет-
ров вала несущего винта и его материала, при-
менением виброгасителей на втулке несущего
винта и в узлах главного редуктора к элемен-
там фюзеляжа полностью устранить вибрации
не удается из-за изменения реакции конструк-
ции фюзеляжа при различных условиях поле-
та вертолета. Поэтому конструирование сило-
вых элементов фюзеляжа выполняют с учетом
Требований сопротивления усталости [20]. Не-
обходимо устранять концентраторы сил и на-
пряжений в местах соединений, не допускать
фретинг-коррозии в силовых стыках, приме-
нять трещиностойкий (вязкий) материал.
В практике отечественного вертолетостро-
ения широкое применение получило клеес-
варное соединение обшивки фюзеляжа с эле-
ментами каркаса (вертолеты Ми-2, Ми-24,
Ми-26 и др.). Такое соединение уменьшает
концентрацию напряжений около сварной
точки за счет частичной ее разгрузки клеевым
соединением. Кроме того, наличие клеевого
слоя между обшивкой и полкой стрингера,
шпангоута исключает химическую коррозию
от влияния конденсированной влаги.
В практику серийного и опытного произ-
водства вертолетов широко внедряются волок-
нистые композиционные материалы. На неко-
торых экспериментальных вертолетах фюзе-
ляж полностью выполнен из трехслойных па-
нелей с использованием элементов, получае-
мых намоткой стеклянных, графитовых и
органических нитей в различных сочетаниях
(рис. 3.6.42).
Преимуществом композиционных мате-
риалов по сравнению с ортотропными явля-
ется возможность располагать армирующий
материал по направлению приложенной на-
грузки, рационально используя массу матери-
ала и изменяя жесткость силового элемента
при отстройке от резонансных режимов коле-
баний.
Композиционные материалы обладают
высоким сопротивлением усталости и дина-
мической петлей упругого гистерезиса. В ре-
зультате чего высокочастотные колебания
демпфируются элементами конструкции.
Крыло, горизонтальное и вертикальное опе-
рение вертолета. Крыло на вертолете может
быть установлено для решения следующих
задач:
Рис. 3.6.42. Фюзеляж экспериментального вертолета Боинг-360:
1 — кабина экипажа; 2 — передний редуктор несущего винта; 3 — обтекатель вала трансмиссии;
4 — киль-пилон; 5 — продольные элементы фюзеляжа; б — грузовой трап; 7— шпангоуты;
8 — нижняя панель фюзеляжа; 9 — трехслойные панели
КАРКАСНЫЕ АГРЕГАТЫ
395
разгрузки несущего винта на одновинто-
вом вертолете с целью повышения скорости
полета. Одновременно крыло может испол-
нять роль лафета для подвески грузов на пило-
нах;
крепления и разгрузки несущих винтов,
крепления стоек шасси и размещения топ-
ливных баков на винтокрыле поперечной схе-
мы (рис. 3.6.43);
крепления несущего винта и создания
подъемной силы в горизонтальном полете на
преобразуемом аппарате (рис. 3.6.44).
В зависимости от назначения крыла меня-
ется величина и характер нагрузки на его си-
ловые элементы.
Конструктивно-силовая схема крыла оп-
ределяется:
характером нагружения сосредоточенными
силами и моментами и местом их приложения;
удельной нагрузкой на площадь крыла
Kmog
Ркр п >
°кр
где К — коэффициент разгрузки несуще-
го винта; т$ — взлетная масса вертолета;
5кр — площадь крыла;
требованиями жесткости на изгиб и кру-
чение;
заданным ресурсом;
эксплуатационными требованиями.
В зависимости от того, какими силовыми
элементами воспринимается изгибающий мо-
мент, силовые схемы крыльев разделяют на
лонжеронные и кессонные.
Рис. 3.6.43. Винтокрыл поперечной схемы Ка-22
Рис. 3.6.44. Преобразуемый винтокрылый ЛА поперечной схемы
с поворотными винтами V-22 “Оспри”:
1 — фюзеляж; 2 — крыло; 3 — поворотные винты с силовыми
установками; 4, 5 — вертикальное и горизонтальное оперение
396
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
В лонжеронном крыле изгибающий момент
в основном воспринимается поясами лонжеро-
нов.
Лонжероны — двухпоясные продольные
балки, пояса которых работают на растяжение
и сжатие от изгиба, стенки — на сдвиг от попе-
речной силы и крутящего момента.
Стрингеры — продольные элементы, вос-
принимающие осевые силы при изгибе крыла;
совместно с обшивкой нагружаются местной
воздушной нагрузкой. Стрингеры служат опо-
рой обшивки, увеличивая ее жесткость.
Нормальные нервюры — элементы попе-
речного набора, которые обеспечивают задан-
ную форму профиля крыла и передают мест-
ную воздушную нагрузку на стенки лонжеро-
нов и обшивку. При этом нервюры подкреп-
ляют стрингеры, лонжероны и обшивку, уве-
личивая тем самым их критические напря-
жения потери устойчивости. Усиленные нер-
вюры передают местные сосредоточенные
силы на пояса лонжеронов агрегатов, распо-
ложенных в крыле или на внешней подвеске.
Усиленные нервюры устанавливаются в плос-
кости разъема крыла на центроплане и консо-
лях крыла.
Воздушная нагрузка воспринимается об-
шивкой, подкрепленной стрингерами. С об-
шивки нагрузка передается в основном на не-
рвюры. Нервюры, в свою очередь, передают
нагрузку на стенки лонжерона.
В кессонном крыле нормальные силы от
изгибающего момента воспринимаются об-
шивкой и стрингерами верхнего и нижнего
пояса средней частью профиля. Основным
преимуществом кессонных крыльев являются
их высокая изгибная и крутильная жесткость
и более рациональное использование силовых
элементов конструкции.
Одной из важных задач при конструирова-
нии продольного набора крыла является выбор
конструктивно-технологического типа панели в
растянутых и сжатых зонах крыла; для нижних
панелей определяющим является ресурс.
Для удовлетворения эксплуатационным и
технологическим требованиям крылья выпол-
няются разъемными или поворотными. Разъ-
емы служат для отделения консолей крыла
от фюзеляжа при транспортировке вертолета,
хранении его на складе, ремонте и др.
Характер нагружения консолей крыльев
преобразуемого винтокрылого ЛА поперечной
схемы (например, экспериментальный аппа-
рат V-22) на вертолетном и переходном режи-
мах обусловил необходимость отстройки сис-
темы крыло — несущий винт от аэроупругих
колебаний различных форм. Одним из воз-
можных рациональных путей решения данной
сложной проблемы является использование
волокнистых композиционных материалов в
поясах кессона крыла.
Все принципы формирования конструк-
тивно-силовой схемы консольного свободно-
несущего крыла, изложенные выше, полнос-
тью применимы к конструированию стабили-
затора и киля.
Стабилизатор работает аналогично крылу.
Изгибающий момент, действующий на стаби-
лизатор так же, как и в крыле, воспринимает-
ся лонжероном.
В процессе расчета продольной баланси-
ровки вертолета с учетом максимальной пере-
дней и задней центровки решается вопрос о
целесообразности изменения в полете или на
земле углов установки стабилизатора.
Киль представляет собой консольную бал-
ку, нагружающую хвостовую балку кручением
и изгибом. Киль одновинтового вертолета вы-
полняется стреловидной формы по компоно-
вочным соображениям.
На верхней части киля устанавливается
картер редуктора рулевого винта. В килевой
балке проходит вал рулевого винта. Для его
монтажа и контроля в силовой схеме килевой
балки необходимо предусматривать люки или
схемные панели, поэтому силовая схема киля
выполняется лонжеронной: однолонжеронной
с задней стенкой или двухлонжеронной. Сты-
ковка килевой балки к силовым элементам
хвостовой балки осуществляется подобно сты-
ковке крыла с центропланом.
Если вал рулевого винта по компоновоч-
ным соображениям может быть размещен в
носовой части киля, то носовая часть выпол-
няется не силовой, в виде обтекателя, а сило-
вая схема киля выполняется кессонного типа.
Оперение вертолета соосной схемы состо-
ит из горизонтального (стабилизатор и руль
высоты) и вертикального (два киля с рулями
направления) и предназначено для улучшения
характеристик продольной и путевой устойчи-
вости, а также для путевого управления вер-
толета с помощью рулей направления на ре-
жимах полета с поступательной скоростью.
Эффективность рулей направления возрастает
с увеличением скорости горизонтального по-
лета. Для получения высоких характеристик
путевой устойчивости вертолета на режимах
полета с поступательной скоростью кили вер-
тикального оперения устанавливаются под
углом к продольной оси вертолета, хвости-
ками наружу.
ШАССИ
397
В конструкции горизонтального и верти-
кального оперения широко внедряются ком-
позиционные материалы.
3.6.5. ШАССИ
Шасси вертолета по схеме и конструк-
ции во многом сходно с шасси самолета и
выполняет аналогичные функции: обеспечи-
вает стоянку и передвижение вертолета по
земле при разбеге перед взлетом, пробеге
после посадки, рулежке и буксировке. Шас-
си воспринимает нагрузки и рассеивает боль-
шую часть кинетической энергии вертолета
при посадке.
К шасси вертолета предъявляются требо-
вания:
возможности свободного, устойчивого и
управляемого передвижения вертолета по зем-
ле при разбеге, пробеге и рулежке;
поглощения и рассеяния энергии ударов
при посадке и передвижении по земле с мяг-
кой амортизацией вертолета при относитель-
но небольших перегрузках;
демпфирования колебаний типа “земной
резонанс” (самопроизвольно возникающих
колебаний вертолета на земле с нарастающей
амплитудой);
минимального лобового сопротивления
(если шасси не убирается в полете).
Шасси вертолета может быть колесным,
полозковым, поплавковым, лодкой (рис.
3.6.45). На некоторых вертолетах применяется
комбинированное шасси. Например, на вер-
толете-амфибии взлетно-посадочным устрой-
ством является лодка в сочетании с колесным
шасси, а на колесное шасси корабельного вер-
толета устанавливают баллонеты для выпол-
нения аварийной посадки на воду. На боль-
шинстве вертолетов используют колесное и
полозковое шасси. Колесное шасси приме-
няется для вертолетов всех весовых категорий.
Полозковое шасси имеет более простую кон-
струкцию, меньшую массу и аэродинамичес-
кое сопротивление, однако невозможность
посадки вертолета с пробегом, взлета с разбе-
гом и руления делают целесообразным при-
менение шасси этого типа только на легких
вертолетах.
Колесное шасси. Вертолет с колесным
шасси на стоянке имеет три (трехколесное
шасси) либо четыре точки опоры (четырехко-
лесное шасси). В трехколесном шасси две
опорные точки располагаются симметрично
относительно продольной оси фюзеляжа верто-
лета вблизи его центра масс — это главные
опоры шасси. Третья опорная точка располага-
ется по оси фюзеляжа вертолета впереди глав-
ных опор — носовая опора шасси, или сзади
главных опор — хвостовая опора шасси.
В четырехколесном шасси в отличие от
трехколесного устанавливают две носовые
опоры. У вертолетов одновинтовой схемы на
конце хвостовой балки имеется предохрани-
тельная опора с амортизацией в целях предох-
ранения от удара промежуточного редуктора и
рулевого винта о землю при посадке вертолета
на авторотации.
На большинстве вертолетов применяется
шасси с носовым колесом, поскольку такая
схема обеспечивает более безопасную и про-
стую посадку вертолета в условиях плохой ви-
димости и обеспечивает вертолету хорошую
путевую устойчивость при разбеге и пробеге.
г)
Рис. 3.6.45. Типы шасси:
а — колесное; б — полозковое; в —• поплавковое;
г — лодка
398
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
Колесное шасси с хвостовым колесом часто ис-
пользуют на боевых вертолетах, поскольку но-
совое колесо мешает размещению и функцио-
нированию оружия, устанавливаемого в
носовой части вертолета. Четырехколесное
шасси приходится использовать тогда, когда
центр масс вертолета расположен достаточно
высоко от земли.
Основные параметры шасси с носовым
колесом (рис. 3.6.46):
расстояние от переднего колеса до центра
масс вертолета а;
расстояние от колес главных опор шасси
до центра масс вертолета Ь;
база е;
колея В;
угол опрокидывания 0;
высота шасси А;
противокапотажный угол у .
Расстояние от колес главных опор шасси
до центра масс вертолета выбирают исходя из
того, что на эти колеса должно приходиться
85...90% веса вертолета. Такое распределение
нагрузки обеспечивает продольную устой-
чивость вертолета и путевое управление при
маневрировании. Кроме того, величина b дол-
жна быть такой, чтобы вертолет при загрузке
через задний грузовой люк, осадке на главные
колеса и движении по земле не опрокидывал-
ся на хвостовую предохранительную опору.
Если база с мала, то на рулежке вертолет силь-
но раскачивается в продольной плоскости.
Если база с велика, то на носовую стойку шас-
си будет приходиться очень маленькая нагруз-
ка и пробег после посадки будет неустойчивым.
Рис. 3.6.46. Основные параметры шассн
с носовым колесом
Минимально необходимая колея шасси В
определяется с учетом поперечной устойчиво-
сти вертолета. При большой колее вертолет
становится чувствительным к ударам в колеса
при движении вследствие возрастания момен-
та рыскания. При малой колее не обеспечива-
ется поперечная устойчивость вертолета.
Угол опрокидывания 6 определяется из
условия безопасности посадки вертолета на
режиме авторотации. Для исключения капоти-
рования (переворачивания) необходимо вы-
полнение условия
tgy =
аВ
2Уц.м^2+^В2
где ц — коэффициент трения колес о
землю; уцм — высота центра масс вертолета
над землей.
Как правило, противокапотажный угол
у = 35...40°. При высоком расположении цент-
ра масс с целью ограничения колеи В и сохра-
нения значения у в указанных пределах при-
ходится использовать две носовые опоры. По
этой причине четырехколесное шасси приме-
няют на большинстве вертолетов соосной схе-
мы. Для того чтобы вертолет мог перемещать-
ся по неровной поверхности, высота шасси h
должна быть не меньше 200 мм.
Колесное шасси бывает убирающимся и
неубирающимся. Более легким является не-
убирающееся шасси. Его масса составляет
2,5...2,8% взлетной массы вертолета. Убираю-
щееся шасси имеет массу более 3% взлетной
массы вертолета. Возможность использования
уборки шасси определяется с учетом требова-
ний аэродинамики, эксплуатации и возмож-
ности посадки вертолета при возникновении
аварийной ситуации на малой высоте полета.
В частности, если потребная тяга несущего
винта для преодоления аэродинамического со-
противления неубирающегося шасси на крей-
серском режиме полета больше потребной
тяги, необходимой для перевозки дополни-
тельной массы убирающегося шасси (разности
масс неубирающегося и убирающегося шас-
си), то целесообразно применять убирающее-
ся шасси.
Колеса главных опор шасси выполняют
неориентирующимися, с тормозами, которые
служат для сокращения длины пробега вер-
толета после посадки и используются при оп-
робовании двигателей на стоянке. Носовое
ШАССИ
399
(хвостовое) колесо делается самоориентирую-
щимся. В результате свободной ориентации
колеса на передней стойке шасси могут воз-
никнуть поперечно-крутильные автоколеба-
ния — “шимми”. На вертолете, имеющем ма-
лые по сравнению с самолетом скорости про-
бега после посадки, для устранения этого яв-
ления достаточно установки на передней стой-
ке двух колес с выносом их оси вращения
назад по отношению к оси амортизатора.
Конструкция колесного шасси зависит от
положения колеса относительно узла подвески
опоры на фюзеляже, места уборки, длины опо-
ры стойки и кинематической схемы уборки.
Опоры шасси могут быть ферменной, балоч-
ной или рычажной конструкции.
На многих вертолетах (Ми-2, Ми-6,
Ми-8) [38] с неубирающимся шасси использу-
ется трехстержневая (пирамидальная) фермен-
ная схема (рис. З.бЛУ.й’). В ней балка 3 и стер-
жень 4 шарнирно прикреплены к силовым
элементам нижней части фюзеляжа в узлах 7 и 2.
Они воспринимают боковые и лобовые на-
грузки от колеса. Кинетическая энергия верто-
лета при посадке воспринимается амортизато-
ром 8, встроенным в третий стержень фермы 7.
При обжатии амортизатора ось 6 колеса пере-
мещается по дуге окружности. Чтобы в конце
обжатия колесо имело максимальную площадь
контакта с грунтом, оно в необжатом состоя-
нии должно иметь угол развала <р. Он не дол-
Рис. 3.6.47. Силовая схема ферменного шасси:
а — трехстержневая пирамидальная; б — пирами-
дально-параллелограммная; в — параллелограммная
с вертикальной стойкой; г — пирамидальная с верти-
кальной стойкой; 1, 2 — узлы крепления к фюзеляжу;
3— балка; 4, 1 — стержни фермы; 5, 9 — карданные
узлы; 6 — ось колеса; 8 — амортизатор; 10 — стойка
основного шасси; 77 — стойка основного шасси
с амортизатором
жен превышать значения, при котором возмо-
жен срыв протектора в процессе обжатия
амортизатора за счет боковой силы при изме-
нении колеи шасси.
Условиям эксплуатации корабельных вер-
толетов (Ка-25, Ка-27, Ка-32) [38] лучше все-
го отвечает пирамидально-параллелограммная
ферменная схема (3.6.47,6). Она позволяет по-
лучить большой ход колеса в вертикальном
направлении, необходимый для демпфирова-
ния колебаний вертолета при боковой и кур-
совой качке корабля. Колея колес при этом
меняется мало.
В схемах, показанных на рис. 3.6.47,а и
3.6.47,6, амортизатор 8встроен в один из стерж-
ней фермы. Шток амортизатора нагружается
только осевой силой. Это облегчает условия
его работы и расширяет диапазон воспринима-
емых нагрузок, делая его более чувствитель-
ным к малым нагрузкам.
В ферменном шасси с вертикальной стой-
кой (рис. 3.6.47,в,г) плоскость колеса при об-
жатии амортизатора не меняет своего поло-
жения, поэтому условия работы пневматика
более благоприятные, чем в предыдущих схе-
мах. Однако шток амортизатора помимо осе-
вой силы здесь воспринимает также попереч-
ные силы, которые вызывают неравномерную
выработку уплотнений.
Балочная схема главного шасси (рис. 3.6.48,а)
применяется, если компоновка планера верто-
лета позволяет отказаться от ферменной кон-
струкции шасси, например, в балочном и фер-
менном шасси с вертикальной стойкой амор-
тизатор воспринимает не только осевую, но и
г)	в)
Рис. 3.6.48. Силовые схемы балочного и рычажного
шасси:
а — балочная; б, в, г — рычажные; 1 — ось колеса;
2 — шток амортизатора; 3 — шлиц-шарнир;
4 — амортизатор; 5 — подкос ( или цилиндр уборки
шасси); 6 — рычаг; 7, 8 — карданные узлы
400
Глава З.б. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
поперечные силы. Поэтому стойка в верхней
части нагружается большим изгибающим мо-
ментом. В целях разгрузки от момента стойку
подкрепляют подкосами. В убираемом шасси
подкосы являются одновременно элементами
механизма уборки шасси.
Для уменьшения размеров амортизатора
при ограниченной высоте стойки шасси приме-
няют рычажную подвеску колеса. Одно из ос-
новных преимуществ рычажной подвески коле-
са — смягчение лобовых ударов. Рычажная
стойка имеет несколько кинематических схем:
амортизатор расположен внутри стойки —
шток разгружен от поперечных и продольных
нагрузок (рис. 3.6.48,59;
амортизатор вынесен из стойки шасси
и воспринимает только осевые нагрузки
(рис. 3.6.48,в);
амортизатор воспринимает осевую силу и
изгибающий момент (рис. 3.6.48,aj;
амортизатор воспринимает только осевые
нагрузки, рычаг не соединен со стойкой шас-
си и имеет отдельный узел крепления к фюзе-
ляжу (рис. 3.6.48,39. Схема часто используется
для главных стоек неубирающихся шасси бое-
вых вертолетов с хвостовым колесом. Для
обеспечения требуемой колеи ось подвески
рычага к стойке смещена вбок относительно
узла крепления рычага к силовому элементу
фюзеляжа.
При посадке вертолета шасси должно по-
глотить кинетическую энергию, которой вер-
толет обладает из-за наличия горизонтальной
vx и вертикальной Vj, скоростей. Кинети-
ческая энергия, определяемая горизонтальной
скоростью ух, поглощается в основном тор-
мозами колес шасси. Кинетическая энергия,
обусловленная наличием вертикальной скоро-
сти, поглощается пневматиками колес и амор-
тизаторами:
Д = 0,v у,
где /иред — редуцированная масса верто-
лета.
Используемые для этой цели амортизато-
ры по устройству и свойствам аналогичны
амортизаторам шасси самолетов.
Пневматики колес вертолета выбираются
по значению стояночной нагрузки Ра, ис-
пользуя каталог самолетных колес. При этом
учитываются более мягкие условия посадки
вертолета (значительно меньшие посадочные
скорости). Расчетная стояночная нагрузка на
колесо берется на 30% больше указанной в ка-
талоге. Для того чтобы вертолет мог продви-
гаться по грунтовой взлетно-посадочной пло-
щадке глубина колеи от колеса не должна пре-
вышать 6...8 см. Ее величина определяется по
формуле:
(р у 1
к [Вкс) DK6K '
где Дк, DK — соответственно ширина
и диаметр колеса; о — прочность грунта;
5К — коэффициент, учитывающий деформа-
цию пневматика в зоне контакта с грунтом.
На вертолетах применяются баллонные
пневматики, полубаллонные и пневматики
высокого давления. Выбор типа пневматика
зависит от условий эксплуатации вертолета.
Баллонные пневматики, имеют низкое началь-
ное давление (до 0,3 МПа), поэтому отли-
чаются высокой проходимостью. Однако ко-
леса с небольшими давлениями имеют
относительно большие размеры и массу. Кро-
ме того, вертолет с пневматиками низкого
давления при движении по рыхлому, неплот-
ному грунту вместо руления может совершать
подлеты. Поэтому на вертолетах часто исполь-
зуют колеса с пневматиками полубаллонного
типа с давлением 0,5...0,6 МПа. Колеса с
пневматиками высокого давления, а также
арочные колеса имеют большую жесткость и
применяются на вертолетах палубного базиро-
вания.
Помимо поглощения и рассеяния кине-
тической энергии вертолета при посадке
шасси вертолета участвует в демпфировании
земного резонанса. Источником этих колеба-
ний является неуравновешенная центробеж-
ная сила несущего винта. Она может возник-
нуть, когда втулка несущего винта имеет вер-
тикальные шарниры, позволяющие лопастям
совершать угловые перемещения в плоскости
вращения.
В результате какого-либо импульса (рез-
кого порыва ветра, грубой посадки, удара ко-
леса о препятствие и т.п.) в этой плоскости по-
являются такие колебания лопастей, при
которых центр их масс смещается от оси вра-
щения и движется по кривой, близкой к ок-
ружности, в направлении, противоположном
направлению вращения винта, совершая один
полный оборот за один цикл колебаний лопас-
тей относительно вертикальных шарниров,
т.е. с частотой Q собственных колебаний ло-
пастей относительно вертикальных шарниров.
При этом неуравновешенная центробежная
сила имеет частоту р = со-£1. При совпадении
ШАССИ
401
этой частоты с частотой собственных колеба-
ний вертолета на упругом шасси амплитуда ко-
лебаний вертолета на шасси резко возрастает.
Рост этих колебаний может привести к опроки-
дыванию вертолета и завершиться его разруше-
нием.
Для исключения возникновения земного
резонанса необходимо обеспечить достаточное
демпфирование колебаний как вертолета на
шасси, так и лопастей несущего винта отно-
сительно вертикального шарнира. Возможно-
сти демпфирования лопастей несущего винта
ограничены, поскольку демпфер лопасти ра-
ботает при поступательном полете вертолета
и нагружает комлевую часть лопасти пере-
менным изгибающим моментом. Чрезмерное
демпфирование лопастей при сохранении ус-
ловий прочности потребует дополнительной
массы лопастей и втулки несущего винта.
Поэтому исключение земного резонанса на
вертолете в основном обеспечивается подбо-
ром демпфирующих свойств амортизаторов
шасси.
Теория и расчет земного резонанса даны в [4].
Колебания вертолета при земном резонансе в
основном происходят в поперечной плоскости
в связи с тем, что длина фюзеляжа вертолета
существенно больше ширины и, следователь-
но, момент инерции вертолета относительно
поперечной оси значительно превышает мо-
мент инерции относительно продольной оси.
При возникновении земного резонанса прак-
тическое значение имеют две формы попереч-
ных колебаний.
При колебании вертолета по первой фор-
ме происходит боковое смещение центра масс
вертолета и поворот вертолета на некоторый
угол относительно центра масс. Это происхо-
дит при остановке несущего винта после по-
садки вертолета или на начальном этапе рас-
крутки винта перед взлетом, когда тяга несу-
щего винта близка к нулю, частота вращения
его невелика и нагрузки на амортизаторы шас-
си практически равны стояночным. Здесь
работает вся система амортизации шасси
(и амортизаторы вместе с пневматиками), ко-
торая эффективно может использоваться для
устранения земного резонанса.
Колебания вертолета по второй форме
происходят относительно центра масс вертоле-
та без его смещения. Они возникают перед от-
рывом вертолета от земли или в начальный
момент его посадки, когда тяга несущего вин-
та близка к силе тяжести, действующей на вер-
толет. При этом стойка шасси не нагружена.
А поскольку она начинает работать только при
определенной начальной нагрузке (начинает
обжиматься при осевой нагрузке, превышаю-
щей начальную затяжку амортизатора и трение
в уплотнениях амортизатора), на этих режимах
амортизатор стойки выключается из процесса
амортизации колебаний вертолета и работает
как жесткий стержень. Поскольку демпфи-
рующие свойства пневматиков малы, то общее
демпфирование шасси на этих режимах близко
к нулю. Поэтому частота колебаний вертолета
по второй форме значительно больше, чем по
первой.
Радикальным способом устранения зем-
ного резонанса мог быть подбор жесткостных
характеристик шасси, при которых собствен-
ные колебания вертолета по первой и второй
формам (где возможен земной резонанс) пре-
вышают рабочий диапазон частот вращения
несущего винта. Однако в реальной конструк-
ции шасси это невозможно из-за низкой упру-
гости пневматика. И чтобы не попасть в резо-
нанс стремятся перейти на низкие частоты
колебаний вертолета по первой форме. Для
этого необходимы амортизаторы с понижен-
ной жесткостью, что приводит к чрезмерно
большим ходам амортизатора и уменьшает
демпфирующие свойства амортизатора при
посадке вертолета. Вместе с тем, для отстрой-
ки от резонанса по второй форме стремятся
увеличить жесткость пневматика и иметь до-
статочное демпфирование амортизатора уже в
самом начале хода штока.
Разрешают это противоречие двумя спосо-
бами: используют в конструкции главных сто-
ек шасси двухкамерные амортизаторы; приме-
няют амортизатор со специальным клапаном,
который обеспечивает требуемое изменение
жесткостных характеристик амортизатора в
процессе его обжатия,
В двухкамерных амортизаторах (рис. 3.6.49,а)
одна камера (низкого давления) предназна-
чена для демпфирования колебаний вертолета
при низких нагрузках на шасси, когда тяга не-
сущего винта примерно равна весу вертолета,
другая (высокого давления) предназначена для
восприятия больших нагрузок на шасси в про-
цессе посадки вертолета. Двухкамерный амор-
тизатор имеет большую длину и его удобно
применять, когда нет ограничений на размеры
стойки.
При втором способе используется один
амортизатор, в который устанавливают специ-
альный пружинный клапан (рис. 3.6.49,6). Он
открывается только тогда, когда сила сжатия
в амортизаторе превышает некоторое крити-
ческое значение Ркр. При нагрузке на аморти-
402
Глава 3.6. ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА
Рис. 3.6.49. Амортизационные стойки шасси вертолета:
а — двухкамерная; б — однокамерная с клапаном;
в — типовая диаграмма статического обжатия двухка-
мерного амортизатора; г — типовая диаграмма стати-
ческого обжатия однокамерного амортизатора с кла-
паном; р^ — давление в камере амортизатора;
S — ход штока амортизатора
затор меньше Ркр открыта отверстия в порш-
не штока амортизатора, выбранные из условия
земного резонанса. При нагрузках больше Ркр
клапан открывается и открываются дополни-
тельные отверстия большего диаметра, раз-
меры которых выбирают из условий посадки
вертолета.
Полозковое шасси. Конструкция большин-
ства используемых на вертолете полозковых шас-
си состоит из двух рессор и полозков, жестко зак-
репленных на концах рессор (см. рис. 3.6.45,6).
Полозки обычно изготовлены из металличес-
ких труб.
Рис. 3.6.50. Схема деформации рессоры
полозкового шасси при посадке вертолета
Рис. 3.6.51. Основные параметры полозкового
шасси
При использовании полозкового шасси
масса взлетно-посадочного устройства умень-
шается до 1,5...2 % взлетной массы вертолета,
В отличие от колесного шасси, имеющего
пневмогидравлические амортизаторы, кине-
тическая энергия посадочного удара вертолета
с полозковым шасси поглощается рессорами в
процессе их упругих деформаций, а рассеяние
накопленной в рессоре энергии происходит за
счет сил трения полозков о поверхность поса-
дочной площадки при их поперечном переме-
щении (рис. 3.6.50).
Основные параметры полозкового шасси
(рис. 3.6.51):
база с;
разнос полозков В\
угол опрокидывания 0;
высота шасси й;
противокапотажные углы уп, у3, yg.
База равна длине прямого участка полоз-
ка, ограниченного значениями переднего уп
и заднего у3 противокапотажных углов, кото-
рые должны быть такими, чтобы не было оп-
рокидывания вертолета вперед или назад при
всех возможных посадочных случаях. Разнос
полозков В ограничен допускаемым значени-
ем бокового противокапотажного угла, опре-
деляемого соотношением tgy6 = ^/2у„№
По статистическим данным уп=5О...55°,
у3 = 50.„55° и Yg = 35...40°. Высота полозко-
вого шасси не должна быть меньше 200 мм, а
угол опрокидывания, также как и для колесно-
го шасси, определяется условиями посадки
вертолета на режиме авторотации.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
403
Параметры сечения рессоры (размеры и
толщина стенки трубы) и их распределение по
длине рессоры определяются двумя услови-
ями. Первое исходит из равенства кинетичес-
кой энергии удара Лп в момент посадки вер-
толета, потенциальной энергии Еп, накапли-
ваемой рессорой в результате ее полного
обжатия.
Величина Лп для полозкового шасси вы-
числяется так же, как и для колесного. Для оп-
ределения величины Еп необходимо проин-
тегрировать силу, возникающую на конце
рессоры по ходу 5р (прогибу конца) рессоры в
вертикальном направлении (рис. 3.6.52):
Spmnx
= J Pyd^p 
0
Равенство Лп = Еп является первым урав-
нением для расчета рессоры.
Сила Ру возрастает по мере прогиба рес-
соры и достигает максимального значения
/ушах в конце ее хода. При действии Руп1ах
возникающие в рессоре напряжения изгиба не
должны превышать разрушающих:
оф].
Это условие определяет второе уравнение
системы для расчета параметров рессоры. До-
пускаемое значение силы Р^тах равно рас-
четной нагрузке Ру^ , и при известном значе-
нии стояночной нагрузки на рессору Ра
определяется задаваемой предельной пере-
грузкой «пр и коэффициентом безопасности
/=1,2 для элементов конструкции шасси:
Рур = Дт^пр/'-
После выбора по этим условиям парамет-
ров рессоры необходимо проверить, чтобы
при действии максимальной эксплуатаци-
онной нагрузки Ру^ = Рстлэ/ ( пэ — эксплу-
атационная перегрузка) в сечениях рессоры
не возникали пластические деформации, т.е.
чтобы напряжения от изгиба в рессоре при
достижении величины Руз не превышали
предела прочности материала, из которого она
изготовлена.
В реальных условиях эксплуатации износ
рессоры в ряде случаев определяют по вели-
Рупах
Рис. 3.6,52. Силы, действующие на конец рессоры в
процессе ее обжатия
чине остаточных деформаций рессоры. Если в
результате измерений разнос полозков увели-
чился больше допускаемого, то принимается
решение о снятии износившегося полозкового
шасси и замене его на новое.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Авиационные зубчатые передачи и ре-
дукторы. М.: Машиностроение, 1981,
2.	Авиационные правила. Ч. 29. Нормы
летной годности винтокрылых аппаратов
транспортной категории. М.: МАК. 1995.
3.	Алгоритмы и программы расчетов в
задачах динамики вертолетов / В.И.Шайда-
ков, И.С.Трошин, Ю.М.Игнаткин, Б.Л.Ар-
тамонов. М.: МАИ, 1984.
4.	Алгоритмы и программы расчетов при
проектировании вертолетов / И.П.Братухин
и др. М.: МАИ, 1978.
5.	Бадягин А.А., Овруцкий Е.А. Проек-
тирование пассажирских самолетов с учетом
экономики эксплуатации. М.: Машиностро-
ение, 1964.
6.	Бауэрс П. Летательные аппараты не-
традиционных схем. М.: Мир, 1991.
7.	Богданов Ю.С., Скулков Д.Д., Михе-
ев Р.А. Конструкция вертолетов. М.: Маши-
ностроение, 1990.
8.	Браверман А.С., Вайнтруб А.П. Дина-
мика вертолета. М.: Машиностроение, 1988.
9.	Браверман А.С., Перлштейн Д.М.,
Лаписова С.В. Балансировка одновинтового
вертолета. М.: Машиностроение, 1975.
10.	Братухин И.П. Проектирование и
конструкция вертолетов. М.: Оборонгиз,
1955.
11.	Вертолет Ка-26 / А.А.Дмитриев,
Г.И.Иоффе, Е.Г.Пак, Н.Ф.Суриков. М.:
Транспорт, 1982.
12.	Вертолет Ми-8. М.: Транспорт, 1995.
13.	Вильдгрубе Л.С. Вертолеты. Расчет
интегральных аэродинамических характе-
404
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
ристик и летно-технических данных. М.:
Машиностроение, 1977.
14.	Володко А.М. Основы аэродинами-
ки и динамики полета вертолета. М.: Транс-
порт, 1988.
15.	Выбор оптимальных параметров
сферических эластомерных шарниров. Те-
зисы научно-технической информации /
М.А.Лейканд и др. Рига: 1986.
16.	Гличев А.В. Экономическая эффек-
тивность технических систем. М.: Эконо-
мика, 1971.
17.	Далин В.Н. Конструкция вертоле-
тов. М.: Машиностроение, 1971.
18.	Далин В.Н. Курочкин Ф.П. Констру-
ирование агрегатов вертолетов. М.: МАИ,
1984.
19.	Далин В.Н. Проектирование деталей
и узлов вертолетов. М.: МАИ, 1977.
20.	Далин В.Н., Михеев С.В. Конструк-
ция вертолетов. М.: МАИ, 2001. 352 с.
21.	Джонсон У. Теория вертолета. Т. 1.
М.: Мир, 1983.
22.	Дмитриев И.С., Есаулов С.Ю. Сис-
темы управления одновинтовых вертолетов.
М.: Машиностроение, 1969.
23.	Жустрнн Г.К., Кронштадтов В.В. Ве-
совые характеристики вертолета и их пред-
варительный расчет. М.; Машиностроение,
1978.
24.	Игнаткин Ю.М. Аэродинамика эле-
ментов вертолета. М.‘. МАИ, 1987. 77 с.
25.	Игнаткин Ю.М. Исследование вза-
имного влияния винтов многовинтовых не-
сущих схем / Тр. научных чтений, посвя-
щенных памяти академика Б.Н,Юрьева. М.:
1984. 10 с.
26.	Изаксон А.М. Советское вертолето-
строение. М.: Машиностроение, 1964.
27.	Исследование летно-технических ха-
рактеристик винтокрылых летательных
аппаратов, предназначенных для местных
воздушных линий / В.Б.Баршевский и др.
М.: ОНТЭИ, ГОСНИИ ГА, 1970.
28.	Катышев Г.И. Создатель автожира
Хуан де ла Сьерва. М.: Наука, 1986.
29.	Кузнецов Г.И. ОКБ НИ. Камова 50 лет.
М.: Центр авиации и космонавтики, 1999.
30.	Механические передачи вертолетов /
Под ред. В.Н.Костельмана. М.: Машино-
строение, 1983.
31.	Миль М.Л. и др. Вертолеты. Рас-
чет и проектирование. Т. 1 Аэродинамика,
Т. 2 Колебания и динамическая прочность
М.: Машиностроение, 1966, 1967.
32.	Миль М.Л. Как создать вертолет,
нужный людям. М.: Машиностроение, 1999.
166 с.
33.	Михеев В.Р. МВЗ им. М.Л.Миля 50
лет. М.: Любимая книга, 1998.
34.	Михеев В.Р. Развитие схем винто-
крылых летательных аппаратов. М.: Маши-
ностроение, 1993. 230 с.
35.	Михеев С.В. Особенности проекти-
рования корабельных вертолетов. М.: МАИ,
1986.
36.	Проектирование конструкций само-
летов / Е.С.Войт и др. М.: Машиностроение,
1987.
37.	Ружицкий Е.И. Альбом конструкций
втулок несущих винтов вертолетов. М.:
МАИ, 1984.
38.	Ружицкий Е.И. Вертолеты. М.: Вик-
тория, ACT, 1997.
39.	Саркисян С.А., Минаев Э.С. Эконо-
мическая оценка летательных аппаратов.
М.: Машиностроение, 1972.
40.	Серов И.А. Некоторые связи аэр-
одинамических и транспортных характерис-
тик вертолетов. Труды ЦАГИ. Вып. 2159.
1982.
41.	Тищенко М.Н., Некрасов А.В., Ра-
дин А.С. Вертолеты. Выбор параметров при
проектировании. М.: Машиностроение,
1976.
42.	Шайдаков В.И., Завалов О.А. Аэро-
динамическое проектирование фенестрона.
М.: МАИ, 1980. 66 с.
43.	Шейнин В.М. Весовая и транспорт-
ная эффективность пассажирских самоле-
тов. М.: Оборонгиз, 1962.
44.	Шейнин В.М., Козловский В.И. Ве-
совое проектирование и эффективность
пассажирских самолетов. Т. 1 и Т. 2. М.: Ма-
шиностроение, 1977.
45.	Экономическая оценка транспортно-
го самолета / Е.АОвруцкий и др. М.: Р.И.О.
Аэрофлота, 1940.
46.	Юрьев Б.Н. Аэродинамический рас-
чет вертолетов. М.: Оборонгиз, 1956. 559 с
47.	Rowe N.E. Complexity and Progress in
Transport Aircraft. RAS. №11. P.787 — 788.
48.	Smirnov G. Multiple-Power-Path.
Nouplanetary Vfm Geabox if the Mi-26 Heavy-
Left Transport Helicopter/ Vertiflite. March-
April. 1990.