Текст
                    A„H, TTonoj^di^cs

Г 1 Обработка: LUkrestik

A. H. ПОНОМАРЕВ АВИАЦИЯ НА ПОРОГЕ В КОСМОС Ордена Трудового Красного Знамени ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР МОСКВА—1971
355.74 П56 УДК 629.7.02 Пономарев А. К. П56 Авиация на пороге в космос. М., Воениздат, 1971. 320 с.+4 вклейки. В книге автор рассказывает о реактивных двигателях, новейших современных боевых самолетах и других военных летательных ап- паратах, их вооружении, оборудовании, о ближайших перспективах развития авиационной техники. Рассматривается и более отдален- ная перспектива развития авиации — переход к воздушно-космиче- ским летательным аппаратам. Текст книги хорошо иллюстрирован, что делает ее более доступной для понимания рассматриваемых вопросов. В труде при описании конкретных образцов и схем иностран- ных летательных аппаратов, их оборудования и вооружения исполь- зованы данные, опубликованные в зарубежной печати. Книга рассчитана на летный, инженерный и технический состав авиации всех ведомств; она может быть полезной также для всех лиц, интересующихся авиацией. 1-12-4-7 92-70 355.74
ZZZZZZZZ^ZZZZZZZZZZZZZ ☆ ' ИЗ ИСТОРИИ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ АВИАЦИИ Великая Октябрьская социалистическая революция открыла новую эру в истории человечества. Коренные со- циальные преобразования затронули все стороны дея- тельности нашего общества, в том числе были созданы творческие и материальные предпосылки для оазвития авиации в нашей стране. Коммунистическая партия и лично В. И. Ленин уделяли большое внимание становле- нию Военно-Воздушных Сил молотой Советской респуб- лики. Первыми постановлениями Советской власти были заложены опганизационные (Ьоомы советских ВВС. 28 октября 1917 г. тля реорганизации и Формирования военной авиации в Смольном создается Бюро авиацион- ных комиссаров, в декабре 1917 г. — Всероссийская кол- легия по управлению Воздушным Флотом РСФСР. Реор- ганизованная в мае 1918 г. в Главное управление Рабоче- Крестьянского Красного Военного воздушного флота. В июне 1918 г. были национализированы все авиацион- ные мастерские и заводы, а несколько позже создан центр для руководства ими — Главкоавиа. О том, какое внимание уделял В. И. Ленин становлению советской авиации, свидетельствует тот факт, что сохранилось свы- ше двухсот документов, касающихся авиации, подписан- ных В. И. Лениным только в 1918—1919 гг. Молодой Красный воздушный флот принял активное участие в гражданской войне, развязанной буржуазно- помещичьей контрреволюцией и империалистами Антан- ты. Советские летчики, среди которых многие были ком- мунистами, в боях с превосходящими силами белогвар- дейцев и интервентов проявили исключительные боевые 1* 3
качества и высокое воинское мастерство. Они участво- вали в боях против Деникина и Юденича, Врангеля и белополяков, немецких и англо-американских интервен- тов. Всего за время гражданской войны было совершено свыше 21 000 боевых вылетов, сброшено около 100000 кГ бомб и 9 000 кГ агитационной литературы. К концу гражданской войны Военно-Воздушные Силы имели опытные летные и технические кадры. Завершилась гражданская война, советский народ перешел к мирному социалистическому строительству. В Воздушном флоте в это время насчитывалось 750 уста- ревших и сильно изношенных самолетов, из которых только 10% были исправны. Практически строительство ВВС необходимо было вести заново. Для решения этой задачи нужно было создать авиационную промышлен- ность, сохранить имевшиеся кадры авиационных специа- листов и развернуть подготовку новых кадров, создать научно-экспериментальную и опытно-конструкторскую базу. В ноябре 1920 г. принимается постановление Совета Труда и Обороны о мобилизации авиаспециалистов и командировании их на укрепление создающейся авиа- промышленности; в январе 1921 г. организована комис- сия по выработке программы развития авиации и авиа- ционной промышленности; в декабре 1922 г. принимает- ся трехлетняя программа восстановления оборудования и расширения авиационных предприятий. Создается сырьевая база авиационной промышленности. Большое внимание было уделено подготовке кадров авиационных специалистов. В 1919 г. был организован авиационный техникум, реорганизованный впоследствии в Академию Воздушного флота им. Н. Е. Жуковского. К концу 1921 г. в стране насчитывалось уже 12 авиа- ционных учебных центров. Для развития отечественной авиационной науки боль- шую роль сыграла организация в трудном 1918 году пер- вого в стране авиационного научно-исследовательского учреждения — Центрального* аэрогидродинамического института (ЦАГИ). В том же году для проведения лет- ных экспериментов при МВТУ организуется «летучая лаборатория». В 1920 г. создается научно-опытный аэро- дром, преобразованный в 1926 г. в Научно-испытатель- ный институт ВВС. Для руководства и координации на- 4
учной работы организуется Научно-технический комитет Красного Воздушного флота. В период гражданской войны (в 1919 г.) была учреж- дена комиссия по тяжелой авиации (КОМТА) во главе с Н. Е. Жуковским. Под руководством этой комиссии начинается проектирование первого советского тяжелого самолета «Комта». В 1921—1923 гг. развертывают свою деятельность конструкторские коллективы Д. П. Григо- ровича, Н. Н. Поликарпова, А. Н. Туполева по самолето- строению и А. А. Бессонова, А. Д. Швецова, А. А. Мику- лина по созданию авиационных двигателей. Результатом этой большой работы явилось конструи- рование и принятие на вооружение первых отечествен- ных самолетов. В 1923 г. под руководством Н. Н. Поли- карпова создается истребитель И-1, под руководством Д. П. Григоровича — летающая лодка М-24, а к 1925 г.— истребители И-2 и И-2бис. Создание этих истребителей и организация их серийного производства явились боль- шой победой молодой советской школы авиастроения. В 1924 г. под руководством А. Н. Туполева были сконструированы первые советские цельнометаллические самолеты АНТ-2 и АНТ-3 (Р-3). В следующем году этот коллектив создает цельнометаллический тяжелый бом- бардировщик ТБ-1 (АНТ-4), обладавший хорошими летно-техническими характеристиками. На одном из са- молетов этого варианта, названном «Страна Советов», в 1929 г. экипажем, возглавляемым летчиком С. А. Ше- стаковым, был совершен перелет Москва — Нью-Йорк. Принципиально новая схема этого тяжелого самолета — цельнометаллический моноплан с низким расположением крыла — была создана впервые и длительное время счи- талась классической для самолетов такого типа. В последующие годы под руководством А. Н. Туполе- ва разрабатываются истребитель И-4 и многоцелевой тяжелый самолет АНТ-7 (разведчик, истребитель сопро- вождения, морской и пассажирский варианты); под ру- ководством Н. Н. Поликарпова — истребитель И-3, раз- ведчик Р-5, учебный самолет У-2 (По-2); под руковод- ством Д. П. Григоровича — летающая лодка — развед- чик открытого моря (РОМ-1). Следует отметить, что самолет Р-5 обладал исключительно высокими для своего времени летными данными; это обеспечило его долголетие в нашей авиации. На нем было осуществлено 5
спасение челюскинцев. Еще дольше эксплуатировался самолет По-2. Созданный в 1927 г., он вскоре стал основ- ным самолетом для первоначального обучения, а также с успехом использовался в народном хозяйстве. Во вре- мя Великой Отечественной войны он широко применялся в качестве легкого многоцелевого самолета. В конце 20-х годов конструкторы А. Д. Швецов, А. А. Микулин, А. А. Бессонов создают ряд удачных конструкций оте- чественных авиадвигателей. Таким образом, в 20-е годы была заложена основа советского самолето- и двигателестроения. Существенное влияние на это оказало дальнейшее развитие авиацион- ной науки, и в первую очередь аэродинамики и динами- ки полета самолета, в становление которой внесли боль- шой вклад А. С. Чаплыгин, В. П. Ветчинкин, В. С. Пыш- нов, а также развитие двигателестроения, материалове- дения и технологии авиационного самолетостроения. За годы первых пятилеток под руководством Комму- нистической партии на базе социалистической индустриа- лизации страны была создана мощная авиационная про- мышленность. Были организованы новые научно-иссле- довательские учреждения: в 1930 г. — Центральный ин- ститут авиамоторостроения (ЦИАМ), в 1932 г. — Всесо- юзный институт авиационных материалов (ВИАМ), в 1940 г. — Летно-испытательный институт (ЛИИ), соз- даны новые конструкторские коллективы (А. С. Яковле- ва, П. О. Сухого, С. В. Ильюшина, В. Ф. Болховитинова, Г. М. Бериева, а к концу 30-х годов — А. И. Микояна, С. А. Лавочкина, В. М. Петлякова). Выполняя директи- вы Коммунистической партии, советские конструкторы создали новые образцы самолетов различных типов. Под руководством А. Н. Туполева в 1930 г. был соз- дан самый тяжелый в мире в то время бомбардировщик ТБ-3, который строился серийно, имел ряд модификаций и являлся основным самолетом отечественной тяжелой авиации. На этом самолете было установлено несколь- ко мировых рекордов грузоподъемности и совершено несколько дальних перелетов. О высоких летно-эксплуа- тационных качествах самолетов ТБ-3 свидетельствует и факт их использования для высадки экспедиции на Се- верный полюс. В 1933—1934 гг. создается еще более тяжелый само- лет— «Максим Горький» и его военный вариант ТБ-4. 6
Бомбовая нагрузка самолета в перегрузочном варианте составляла 10 Г, а оборонительное вооружение включало две пушки и десять пулеметов. В 1933 г. был сконструи- рован самолет АНТ-25. На нем в 1934—1937 гг. экипажи летчиков В. П. Чкалова и М. М. Громова совершили ряд выдающихся дальних перелетов в исключительно слож- ных метеорологических условиях, в том числе и знамени- тые перелеты через Северный полюс в Америку. Во вре- мя этих перелетов были побиты мировые рекорды даль- ности полета по замкнутому кругу и по прямой. Они еще раз продемонстрировали всему миру блестящие дости- жения советского самолетостроения. Под руководством Н. Н. Поликарпова в 1930 г. раз- рабатывается истребитель И-5, скорость которого пре- вышала 300 км/час-, под руководством Д. П. Григоро- вича создается легкий штурмовик и затем тяжелый штурмовик. Следует отметить, что, несмотря на исключительно высокие темпы развития авиации, выразившиеся в пер- вую очередь в увеличении грузоподъемности, дальности и потолка полета, повышении надежности полета, одна из основных характеристик самолетов — скорость поле- та— росла медленно и за 15 лет увеличилась всего на 120—150 км/час. Повышение энерговооруженности само- лета не приводило к заметному росту скоростей, а лишь увеличивало вес самолета. Дальнейший рост скоростей был обеспечен благода- ря использованию качественно новых аэродинамических схем самолета (свободнонесущего моноплана, крыла с меньшими площадью и толщиной), а также в результате применения жесткой гладкой обшивки. Это вместе с ис- пользованием на самолетах убирающегося в полете шас- си, улучшением аэродинамики несущих элементов и тщательной отделкой поверхности самолетов обеспечило значительное повышение их скорости. Во второй половине 30-х годов были достигнуты серьезные успехи в совершенствовании силовых устано- вок. Конструктивными изменениями существующих дви- гателей были повышены их обороты и наддув, что при- вело к повышению относительной мощности двигателей. Были созданы высотные двигатели, новые многорядные звездообразные двигатели. Стали внедряться винты из- меняемого шага. 7
Все это стало возможным благодаря фундаменталь- ным научным исследованиям, проведенным советскими учеными, и успехам советской авиационной индустрии, обеспечивающей самолетостроение новыми, высокопроч- ными сталями и цветными металлами, жаропрочными сплавами. В 1933—1934 гг. создаются скоростные истребите- ли-монопланы И-14, И-16. По сравнению с предыду- щими самолетами-истребителями эти самолеты имели максимальную скорость полета почти в 1,5 раза больше. Самолет И-16, как самый скоростной, оставался нашим основным истребителем вплоть до 1939—1940 гг. Послед- ние модификации его имели скорость 525 км/час. Однако увеличение скоростей привело к ухудшению маневренных характеристик самолетов в горизонтальной плоскости. Поэтому наряду со скоростными моноплана- ми еще некоторое время продолжали строиться более маневренные бипланы (И-15, И-153). Увеличение скоростей самолетов привело к уменьше- нию времени, которым располагает летчик при выполне- нии задачи, например в процессе воздушного боя. Это по- требовало увеличения скорострельности авиационного оружия. Советские конструкторы с честью справились и с этой задачей. Был создан самый скорострельный в мире авиационный пулемет. Кроме пулеметов, на истребите- лях устанавливались синхронные авиационные пушки калибра 20 мм, стрелявшие через воздушный винт. Одновременно с созданием самолетов-истребителей развертывались работы по разработке скоростных бом- бардировщиков. В 1934—-1935 гг. был создан скоростной бомбардировщик СБ. По скорости полета (до 480 км/час), потолку, бомбардировочному и оборонительному воору- жению он превосходил в тот период лучшие отечествен- ные и зарубежные образцы. В 1935—1936 гг. появился самолет ТБ-7, обладавший крейсерской скоростью 430 км/час, потолком 11 200 м и дальностью полета в перегрузочном варианте до 4500 км. Модернизированный вариант этого самолета (Пе-8) с успехом применялся в Великой Отечественной войне. О высоком качестве советских самолетов свидетель- ствует тот факт, что к концу 1939 г. по количеству меж- дународных авиационных рекордов СССР занимал пер- вое место в мире. 8
Советская авиация к этому времени выросла не толь- ко качественно, но и количественно. Так, только за пяти- летие, с 1934 по 1939 г., самолетный парк ВВС вырос в 2,3 раза, бомбовый залп более чем в 3 раза, а секунд- ный пулеметный залп в 4 раза. В условиях напряженной международной обстановки 1938—1939 гг. Коммунистическая партия приняла ряд мер по повышению мощи ВВС. В 1938 г. под руководством С. В. Ильюшина создает- ся одноместный штурмовик Ил-2. На нем все жизненно важные элементы конструкции (кабина, двигатель, топ- ливные баки) были защищены броней. Удачное включе- ние брони переменной толщины в конструкцию самолета позволило значительно облегчить его и получить высо- кие летно-тактические характеристики. Этот самолет, снабженный мощным стрелково-пушечным, реактивным и бомбардировочным вооружением, оказался исключи- тельно эффективным для действий по фронтовым назем- ным целям и сыграл важную роль в разгроме немецко- фашистских войск. В 1939 г. Советским правительством принимается решение о постройке новых скоростных истребителей. Конструкторскими коллективами А. С. Яковлева, А. И. Микояна, С. А. Лавочкина в короткий срок были созданы истребители Як-1, МиГ-3, ЛаГГ-3 и их модифи- кации. По летно-техническим характеристикам эти само- леты превосходили многие иностранные самолеты-истре- бители того времени. В 1940 г. под руководством В. М. Петлякова был по- строен фронтовой пикирующий бомбардировщик Пе-2 с хорошим бомбовым вооружением. Его скорость полета была 540 км!час. С этими самолетами наша страна вступила в Вели- кую Отечественную войну. В период войны советские конструкторы продолжали работу по совершенствованию серийных и созданию но- вых самолетов. Были модернизированы бомбардировщи- ки ТБ-7 (Пе-8), Пе-2, ДБ-3 (Ил-4) —на них были уста- новлены более мощные двигатели, что позволило улуч- шить летно-тактические показатели этих самолетов. С 1943 г. начинает поступать на вооружение пикирую- щий бомбардировщик Ту-2. Были улучшены характери- стики штурмовика Ил-2 путем увеличения мощности 9
двигателя и установки на самолет мощного -оборонитель- ного вооружения. Для управления оборонительным во- оружением самолета в состав экипажа был введен стре- лок-радист. С 1944 г. на фронты Великой Отечественной войны начал поступать штурмовик Ил-10, у которого за счет совершенствования аэродинамики и установки более мощного двигателя были улучшены летно-тактические показатели. Продолжалось совершенствование истребителей. Кол- лектив под руководством С. А. Лавочкина в 1942 г. соз- дал истребитель Ла-5, а в 1943 г. — Ла-5ФН и Ла-7. Конструкторское бюро А. С. Яковлева разработало ист- ребители Як-7Б, Як-9И, Як-3. Истребитель Як-3, создан- ный в 1943 г., был самым легким и маневренным истре- бителем того периода. Послевоенные годы развития авиации связаны с использованием новейших достижений науки и техники этого периода. К наиболее важным научным достиже- ниям следует отнести: — создание воздушно-реактивных и ракетных двига- телей; — овладение процессами деления и синтеза атомного ядра и на основе этого — создание современного ядер- ного оружия; — развитие радиоэлектроники и создание на этой базе современного прицельно-навигационного оборудо- вания и систем автоматизированного управления поле- том и оружием авиационных комплексов; — развитие ракетной техники и как результат — соз- дание управляемых ракет класса «воздух — воздух» и «воздух — поверхность». Были достигнуты большие успехи в развитии аэро- динамики, материаловедения, авиационной технологии, что наряду с созданием и совершенствованием двигате- лей нового типа определило прогресс авиационной науки и техники. В области аэродинамики достижения характеризуют- ся познанием законов сверхзвукового обтекания самоле- тов, созданием принципиально новых форм летательных аппаратов, овладением методами управления погранич- ным слоем, внедрением высокоэффективных методов 10
механизации крыла, включая и применение крыла с из- меняемой в полете геометрией (стреловидностью). В обла- сти материаловедения и авиационной технологии дости- жения характеризуются разработкой и внедрением но- вых конструкционных материалов, обладающих высокой удельной прочностью, разработкой новых жаропрочных сплавов, покрытий, обмазок, теплоизоляционных мате- риалов, применением в конструкции самолетов сотовых, многослойных элементов и др. Использование указанных достижений науки и тех- ники в авиации коренным образом изменило ее. Авиация стала реактивной, всепогодной, ракетоносной, резко воз- росла сила и мощность бомбового и ракетного удара, повысились ее возможности по преодолению ПВО про- тивника. Большую роль в развитии отечественной авиационной науки и техники сыграли работы выдающихся русских ученых и изобретателей К. Э. Циолковского, Н. Е. Жу- ковского, Н. А. Чаплыгина, В. П. Ветчинкина, Ф. А. Цан- дера, Б. С. Стечкина и многих других. В 1929 г. профессором академии им. Н. Е. Жуков- ского Б. С. Стечкиным была разработана теория воз- душно-реактивных двигателей и обоснована возможность совершения полета самолета с этими двигателями. В 30-х годах учениками и последователями К. Э. Циол- ковского были развернуты работы по созданию ракетных двигателей. К 1937 г. относится начало работ А. М. Люлька по созданию турбореактивного двигателя. В 1939—1940 гг. предпринимаются попытки установить ракетный двигатель на планеры. В 1940 i* совершают первые полеты планеры конструкции С. П. Королева с жидкостным реактивным двигателем Л. С. Душкина. Эти и ряд других работ позволили к 1941 г. обосновать возможность создания самолета нового типа — истреби- теля-перехватчика с жидкостным ракетным двигателем. Коллектив конструкторов и ученых под руководством В. ф. Болховитинова в исключительно короткий срок спроектировал и построил такой самолет. 15 мая 1942 г. первый в мире боевой самолет с ракетным двигателем поднялся в воздух. Пилотировал его летчик-испытатель Научно-испытательного института ВВС капитан Г. Я. Бахчиванджи. Этот полет знаменовал собой на- ступление новой эры — эры реактивной авиации. 11
В феврале 1945 г. Советское правительство При- нимает решение о внедрении в истребительную авиацию турбореактивных двигателей. Конструкторскими коллек- тивами А. М. Люлька, А. А. Микулина, В. Я. Климова создаются образцы таких двигателей. В 1945—1947 гг. опытно-конструкторские бюро (ОКБ) А. С. Яковлева, А. И. Микояна, С. А. Лавочкина разрабатывают ряд конструкций реактивных истребите- лей с турбореактивными двигателями — МиГ-9, Як-15, Ла-150. Несмотря на то что реактивное двигателестрое- ние делало только первые шаги и двигатели, устанавли- ваемые на самолеты, были далеко не совершенными, применение их на самолетах позволило получить резкое увеличение скорости и высоты полета. Так, у самолета Як-15, построенного в короткий срок на базе поршневого истребителя Як-3, в результате установки двигателя РД-10 был получен прирост максимальной скорости около 150 км!час. Самолет МиГ-9 имел максимальную скорость 911 км!час, немыслимую для поршневых само- летов. За два-три послевоенных года максимальная ско- рость полета истребителей возросла почти в 1,5 раза. Однако дальнейший рост скоростей потребовал решения новых фундаментальных проблем в области двигателе- строения, аэродинамики, динамики полета, конструиро- вания летательных аппаратов, а также в области разра- ботки новых методов и создания технических средств испытания авиационной техники. На решение этих про- блем были направлены основные усилия ведущих иссле- довательских и испытательных организаций страны. В результате проведенных исследований были разра- ботаны принципиально новые аэродинамические схемы самолетов, включающие стреловидное крыло и оперение, тонкие скоростные профили крыльев, специальные фор- мы фюзеляжей и мотогондол, обеспечивающие мини- мальную скоростную интерференцию между частями са- молета. Стало возможным применение схем шасси с передним колесом, обеспечивающих большую устойчи- вость движения самолета при больших взлетных и поса- дочных скоростях; применение на реактивных самолетах герметических кабин, обеспечивающих нормальные усло- вия жизнедеятельности экипажа при полетах в страто- сфере; внедрение катапультируемых сидений для ава- рийного покидания самолета экипажем; применение бус- 12
Терних устройств в системах управления самолетом, обеспечивающих эффективное управление самолетом на больших скоростях полета. Конструкторскими коллективами А. М. Люлька, В. Я. Климова, А. А. Микулина разрабатывается и «но- вое поколение» турбореактивных двигателей, имеющих примерно в 2,5—3 раза меньший удельный вес и на 20—30% меньший удельный расход топлива, чем* двига- тели «первого поколения». .В 1947—1948 гг. ОКБ А. И. Микояна создало реак- тивный истребитель МиГ-15, ОКБ С. А. Лавочкина — Ла-15. В 1950—1951 гг. ОКБ А. И. Микояна разработало самолет МиГ-17. Скорость полета самолетов МиГ-15 и Ла-15 на больших высотах составляла уже 1050— 1100 км/час, т. е. вплотную подошла к звуковой, а на МиГ-17 в 1950 г. впервые в горизонтальном полете была превышена скорость звука. Следует отметить, что на отечественных реактивных истребителях впервые начали устанавливаться пушки калибра 23—37 мм, в то время как основные зарубеж- ные истребители вооружались крупнокалиберными пуле- метами. В эти же годы развертывались работы и по созда- нию реактивных бомбардировщиков. Так, в 1946— 1947 гг. в ОКБ А. Н. Туполева и С. В. Ильюшина были построены первые реактивные бомбардировщики, а в 1948 г. созданы фронтовые бомбардировщики Ил-28 (в ОКБ С. В. Ильюшина). Эти самолеты для своего вре- мени обладали исключительно высокими летно-техниче- скими характеристиками (бомбовая нагрузка 1—3 Т, дальность полета около 2500 км, максимальная скорость около 900 км/час). Самолеты были оснащены радиоло- кационной станцией, обеспечивавшей навигацию и бом- бометание по радиолокационно-контрастным объектам в простых и сложных метеорологических условиях днем и ночью. Дальнейшее развитие самолетов проходило в направ- лении увеличения скоростей полета, обеспечения всепо- годности, оснащения управляемым ракетным вооруже- нием. Для роста скоростей полета самолетов потребовалось увеличить их энерговооруженность, повысить удельные характеристики двигателей, а также совершенствовать 13
аэродинамические формы самолетов. С этой целью были разработаны двигатели с осевым компрессором, имею- щие меньшие лобовые габариты, более высокую эконо- мичность и лучшие весовые характеристики. Для значи- тельного увеличения тяги, а следовательно, и скорости полета в конструкцию двигателя введены форсажные камеры. Были также созданы комбинированные силовые установки, включающие наряду с ТРД жидкостные ра- кетные двигатели. Совершенствование аэродинамических форм самолетов заключалось в применении крыльев и оперения с большими углами стреловидности, в перехо- де к тонким треугольным крыльям, а также в примене- нии сверхзвуковых воздухозаборников. В начале 50-х годов создается сверхзвуковой истреби- тель МиГ-19 со скоростью полета 1450 км!час и стати- ческим потолком 18 000 м. В последующем ОКБ А. И. Микояна разрабатывает серию легких опытных истребителей, на базе которых создается легкий фронто- вой истребитель МиГ-21 в различных модификациях. В эти же годы над созданием истребителей работает коллектив ОКБ, руководимый А. С. Яковлевым. Созданные в 1950—1960 гг. отечественные истреби- тели имели высокие летные характеристики, превосхо- дившие характеристики аналогичных зарубежных само- летов. Об этом свидетельствует тот факт, что в 1959— 1962 гг. на самолетах, созданных в ОКБ А. И. Микояна и П. О. Сухого, было установлено десять мировых рекор- дов скорости и высоты, из них пять абсолютных. В период 1950—1960 гг. получила дальнейшее раз- витие скоростная реактивная бомбардировочная авиа- ция. Был разработан дальний бомбардировщик Ту-16, обладавший высокими тактико-техническими характери- стиками. Самолет был оснащен мощными двигателями, совершенным навигационно-прицельным оборудованием и мощным оборонительным вооружением. За десятилетие (1950—1960 гг.) авиация сделала большой качественный скачок, выразившийся в значи- тельном увеличении скоростей полета — примерно в 2—2,5 раза. Сверхзвуковые скорости полета стали основ- ными режимами полета истребителей. Истребительная авиация стала ракетоносной, а бом- бардировочная получила на вооружение ядерное ору- 14
жие. Все это намного повысило ударную мощь ави- ации. Наряду с развитием самолетов в направлении увели- чения скорости и высоты полета возникла необходимость создания летательных аппаратов, которые смогли бы действовать с очень малых неподготовленных взлетно- посадочных площадок, даже если их данные по скоро- сти, высоте и дальности полета существенно уступали бы самолетам. Такими летательными аппаратами явились вертолеты. Вертолетам присущи замечательные свойст- ва: способность вертикально взлетать и садиться, непо- движно зависать в воздухе, двигаться в разные стороны. Вертолетам, по существу, не требуется аэродром в обще- принятом смысле. Благодаря этим свойствам вертолеты нашли широкое применение в военном деле и народном хозяйстве. Больших успехов в области вертолетостроения до- стигло ОКБ М. Л. Миля. Созданный им вертолет Ми-4 был для своего времени самым тяжелым одновинтовым вертолетом в мире. Несколько позже разработан тяже- лый вертолет Ми-6 с двумя мощными газотурбинными двигателями. Этот вертолет и сконструированный впо- следствии на его базе тяжелый вертолет-кран Ми-10 по грузоподъемности не имеют себе равных в мире. Значи- тельные работы проводит ОКБ Н. И. Камова по созда- нию легких вертолетов. Советские люди впервые увидели реактивный самолет в 1946 г. в День Воздушного флота. За прошедшие 24 го- да советская авиация достигла замечательных успехов. Убедительной демонстрацией могущества советской авиации, мастерства наших славных летчиков, показав- ших отличное владение сложной боевой техникой, явил- ся воздушный парад 9 июля 1967 г. в Домодедово, где принимало участие свыше 300 самолетов, в том числе и самолеты с крылом изменяемой стреловидности (рис. 1). Один из английских авиационных журналистов со- общал: «Русские, если устраивают зрелище, то хотят, чтобы оно было грандиозным. Именно таким зрелищем был показ военных самолетов и самолетов более широ- кого профиля, устроенный Советским Союзом в аэропор- ту Домодедово. Этот воздушный парад показал, что за прошедшие годы Советский Союз быстро достиг успе- хов в военной авиации, особенно в области создания само- 15
летов с изменяемой ге- ометрией, вертикаль- ным взлетом и посад- кой, а также в области создания ракетных сна- рядов. Поэтому не уди- вительно, что русские смогли показать само- леты нескольких типов, включая два самолета с изменяемой геометри- ей, один с чисто верти- кальным взлетом и по- садкой, несколько ва- риантов военных само- летов с укороченным взлетом и посадкой, с двигателями, обеспе- чивающими подъемную силу, а также ряд ра- нее неизвестных сверх- звуковых перехватчи- ков и штурмовиков». Этот же журналист пишет далее о том, что появление семи новых типов самолетов на Московской авиацион- ной выставке несом- ненно указывает на впечатляющий размах конструкторской дея- тельности. На воздушном па- раде демонстрирова- лись истребители-пере- хватчики, многоцеле- вые истребители для действия на малых и больших высотах (рис. 2). Были показа- ны также сверхзвуко- вые истребители-бом- 16
бардировщики, преемники доброй славы знаменитых штурмовиков «илов» в годы Великой Отечественной войны. Эти самолеты могут с успехом уничтожать врага как в воздухе, так и на земле. Рис. 2. Истребители-перехватчики Большая группа реактивных сверхзвуковых самоле- тов с мощным ракетным вооружением, способным пора- жать наземные и подводные цели противника, не входя в зону его противовоздушной обороны, грозно и спокой- но прошла над аэродромом (рис. 3). Зрители видели противолодочный самолет-амфибию для действий как с суши, так и с воды. Был показан полет самолета с вертикальным взлетом и посадкой (рис. 4). Широко известные самолеты военно-транспортной авиации Ан-12 и их «старший брат» Ан-22 совместно с вертолетами Ми-6 доставили на площадку десантирова- ния автомобили, тягачи, пушки, самоходные установки и ракетные комплексы, предназначенные для борьбы с тан- ками противника и решения других боевых задач. Доброй славой пользуются самолеты Гражданской авиации, выполняющие огромную работу по перевозке пассажиров и грузов для народного хозяйства. На смену ? А. Н. Пономарев 17
Рис. 3. Сверхзвуковые самолеты-ракетоносцы Рис. 4. Реактивный самолет с вертикальным взлетом и посадкой 18
первенцам реактивной пассажирской авиации — самолё- там Ту-104, Ту-114, Ту-124, популярным турбовинтовым самолетам Ил-18, Ан-10 и Ан-24 — на пассажирские ли- нии пришли новые реактивные пассажирские самолеты: самолет Ил-62 с четырьмя двухконтурными двигателями, имеющий дальность полета до 9000 км, Ту-134 с даль- ностью полета до 3500 км и др. В ближайшем будущем наша Гражданская авиация получит современный пассажирский самолет Ту-154 и сверхзвуковой пассажирский самолет Ту-144. Авиационная техника непрерывно и очень быстро развивается. Уже созданы боевые самолеты, достигаю- щие скоростей полета около 3000 км!час, высот 30 км. Сейчас ученые, инженеры, конструкторы многих стран думают над созданием таких самолетов, которые бы могли «освоить» весь диапазон скоростей между первой космической скоростью, с которой совершают полеты по орбите Земли космические корабли, выводимые в космос ракетами-носителями, и скоростями современных самолетов. За рубежом построены экспериментальные летательные аппараты для исследования проблем, воз- никающих при полетах воздушно-космических самолетов с гиперзвуковой скоростью. Иностранными авиационны- ми специалистами предложен ряд проектов воздушно- космических аппаратов. Не подлежит сомнению, что в сравнительно недалеком будущем такие аппараты будут совершать регулярные полеты. Поэтому можно с пол- ным правом сказать, что авиация находится на пороге в космос. В заключение необходимо сказать, что при описании отдельных иностранных самолетов, вертолетов, образцов вооружения их данные были заимствованы из открытой иностранной печати. Эти данные в зависимости от ис- точника иногда несколько отличаются. 2*
Глава 1 РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Двигатель, являющийся основной частью силовой установки летательного аппарата, играет весьма важную роль в развитии авиации. Только с созданием достаточно мощных двигателей стали возможны полеты летательных аппаратов. Все наиболее важные достижения авиации в той или иной мере были всегда связаны с появлением двигателей новых типов или с коренным улучшением существующих двигателей. Наиболее ярким примером этого является качественный скачок в развитии авиа- ции, вызванный появлением реактивных двигателей. Реактивным двигателем называется тепловой двига- тель внутреннего сгорания. В нем химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию газовой струи, выходящей с большой скоростью в атмосферу из двигателя. Получающаяся за счет этого сила реакции газов передается через корпус двигателя самолету или другому летательному аппарату и используется как дви- жущая сила — сила тяги. Такая особенность создания тяги принципиально отличает реактивные двигатели от ранее применявшихся типов авиационных двигателей, в частности от поршневых двигателей. В поршневом авиа- ционном двигателе энергия топлива преобразуется в мощность на валу винта, приводя его в движение. Воз- душный же винт, отбрасывая массы воздуха, создает си- лу тяги. Поэтому винт часто называют движителем само- лета. Подобная установка, следовательно, состоит из 20
двигателя и движителя. Такой тип двигателя называет- ся двигателем непрямой реакции. Поршневые двигатели, исчерпавшие возможности своего развития, были вытеснены реактивными двигате- лями, которые по сравнению с поршневыми позволили добиться существенного уменьшения удельного веса и габаритов при приемлемой экономичности, особенно на больших скоростях полета. В реактивном двигателе сила тяги получается непо- средственно на поверхностях элементов самого двигате- ля. Таким образом, реактивный двигатель органически соединяет в себе и двигатель, и движитель и называется поэтому двигателем прямой реакции. Все реактивные двигатели можно разделить на два класса — воздушно-реактивные и ракетные. Главное от- личие их состоит в следующем. В воздушно-реактивном двигателе транспортируется на летательном аппарате только горючее, в качестве же окислителя используется кислород из окружающей атмосферы. Необходимые для работы ракетного двигателя горючее и окислитель, обра- зующие рабочее тело, транспортируются на летательном аппарате. . Воздушно-реактивные двигатели подразделяются на прямоточные, турбореактивные и турбовинтовые. Ракетные двигатели по роду применяемого топлива в свою очередь делятся на двигатели твердого топлива и двигатели жидкого топлива, или, как их обычно назы- вают, жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) составляют большую группу. В нее входят и наиболее распростра- ненные в настоящее время в авиации реактивные дви- гатели. Широкое применение ВРД объясняется тем, что они имеют высокую экономичность при современных ско- ростях и высотах полета самолетов. В воздушно-реактивных двигателях основным рабо- чим телом, как уже указывалось, является атмосферный воздух, кислород которого используется в качестве окис- лителя при сжигании горючего в двигателе. 21
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели Простейшим воздушно-реактивным двигателем яв- ляется прямоточный ВРД (ПВРД). При полете самоле- та с ПВРД встречный поток воздуха, набегающий на двигатель, тормозится перед входом в него и во входном Рис. 5. Схема дозвукового ПВРД: 1 — входное устройство; 2 — камера сгорания; 3 — форсунки горючего; 4 — выходное сопло устройстве (диффузоре), за счет чего и происходит по- вышение давления воздуха, необходимое для осущест- вления рабочего процесса в двигателе. Величина повы- шения давления в двигателе и работа его элементов существенно зависят от скорости полета. Поэтому уст- ройство ПВРД для самолетов с дозвуковыми и сверхзву- ковыми скоростями полета различно. На рисунках 5 и 6 приведены схемы ПВРД для само- летов с дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями поле- та; они отличаются в основном типом входного устрой- 1 — входное устройство; 2 — камера сгорания; 3 — выходное сопло; а — косые скачки уплотнения; б — прямой скачок уплотнения 22
ства и выходного сопла. В ПВРД для самолетов с до- звуковыми скоростями полета входное устройство пред- ставляет собой расширяющийся канал (диффузор). При сверхзвуковых скоростях полета, если не принять специ- альных мер, торможение потока воздуха происходит, как известно, в прямом скачке уплотнения и сопровождается большими потерями давления, заметно снижающими ве- личину его в конце процесса сжатия. Поэтому у сверх- звуковых ПВРД для уменьшения потерь давления на входе в камеру сгорания процесс торможения сверхзву- кового потока воздуха осуществляется в специальном устройстве — сверхзвуковом воздухозаборнике. Обычно в таких воздухозаборниках торможение и сжатие сверх- звукового потока выполняются в системе косых скачков уплотнения, заканчивающихся слабым прямым скачком. В данном случае вместо одного мощного скачка уплотне- ния образуется несколько слабых скачков. Это приводит к существенному снижению потерь давления воздушно- го потока. Система скачков создается при обтекании спе- циального ступенчатого тела (конуса), выдвинутого на- встречу набегающему потоку. Воздух, сжатый в воздухозаборнике, поступает в ка- меру сгорания. В ней осуществляется подвод к воздуху тепла путем непрерывного сгорания горючего, подаваемо- го через форсунки. Продукты сгорания, нагретые в каме- ре сгорания до высокой температуры, подаются в вы- хлопное сопло, где происходит их расширение, сопровож- дающееся увеличением скорости. В результате скорость истечения оказывается большей, чем скорость полета. При дозвуковых скоростях полета перепад в сопле получается небольшим, и расширение газа осуществляет- ся в простом сужающемся сопле. При сверхзвуковых ско- ростях полета этот перепад становится значительно боль- ше критического. В этом случае необходимо устанавли- вать на двигателе сверхзвуковое сопло. В результате указанного процесса, осуществляемого в двигателе, возникает результирующая сила, направ- ленная в сторону полета. Эта сила (тяга) равна разности количества движения секундных масс вытекающих через сопло газообразных продуктов сгорания и входящего в двигатель воздуха Р = mTW - mBV = — W — — V. g g 23
При малых числах М полета сжатие воздуха в ПВРД от использования скоростного напора невелико. Следо- вательно, при таких условиях работы ПВРД будет иметь небольшую тягу и низкую экономичность. Возрастание скорости полета приводит к увеличению степени повыше- ния давления воздуха в ПВРД и к улучшению его харак- теристик. Поэтому ПВРД используется преимуществен- но при больших сверхзвуковых скоростях полета. Так как ПВРД не обеспечивает самолету автоном- ности взлета (вследствие отсутствия тяги на малых ско- ростях), то он может применяться в комбинации с дру- гими двигателями, либо летательным аппаратам с ПВРД должен быть обеспечен соответствующий разгон с помощью самолетов-носителей или пусковых установок, которые снабжены двигателями других типов. Устанав- ливают ПВРД на самолетах-снарядах, самолетах-мише- нях или ракетах. Применение его на этих летательных аппаратах объясняется пр'остотой конструкции и неболь- шим весом. Эти двигатели, кроме того, и дешевле ВРД других типов. На рисунке 7 показана конструктивная схема пря- моточного воздушно-реактивного двигателя. Он спроек- тирован для работы на постоянной скорости полета и вы- полнен в основном из жаропрочной листовой стали. Воздухозаборник двигателя сверхзвуковой, с неподвиж- ным центральным телом конической формы. Степень по- вышения давления при скорости, соответствующей чис- лу М = 2,5, равна 15. Центральный конус, в котором по- мещен регулятор состава топливной смеси, крепится к стенке диффузора тремя радиальными стойками. Каме- ра сгорания цилиндрической формы, имеет перфориро- ванную жаровую трубу. В диффузоре расположены три радиальных воздухозаборника дежурной камеры. Дежур- ная камера предназначена для воспламенения топлива в основной камере сгорания. Расположена она за цен- тральным конусом и имеет завихритель потока и топлив- ную форсунку. В основной камере сгорания установлены два стабилизатора пламени желобочного типа — кольце- вой и радиальный. Топливный коллектор имеет 12 фор- сунок с впрыском топлива по потоку. В качестве топлива на этом двигателе применяется керосин. Он подается турбонасосным агрегатом, работа- ющим от скоростного напора и размещенным в корпусе 24
Рис. 7. Конструктивная схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя: / — трубка приемника воздушного давления; 2 — радиальные стойки; 3 передний узел крепления; 4 воздухозаборник де- журной камеры; 5 — выходное сопло; 6 — задний узел крепления; 7 — перфорированная жаровая труба; 8 — топливные фор- сунки; 9 — завихритель
летательного аппарата. Топливо подводится к коллекто- ру камеры сгорания по трем трубопроводам, каждый из которых питает по четыре форсунки. На двигателе уста- новлен автоматический регулятор расхода топлива, ре- агирующий на изменение давления и температуры. Топ- ливо воспламеняется с помощью пиротехнического запа- ла, когда скорость полета достигает 1600 км/час. Сопло Рис. 8. Мишень с прямоточным воздушно-реактивным двигате- лем двигателя — сверхзвуковое, охлаждается воздухом, по- ступающим через ряд отверстий в задней части корпуса двигателя и проходящим через узкую щель между соп- лом и корпусом. Тяга двигателя равна 7500 кГ при ско- рости полета, соответствующей числу М=3. На рисунке 8 показан прямоточный двигатель, уста- навливаемый на сверхзвуковую мишень. Двигатель рас- считан на скорость полета, соответствующую числу М = 0,9 на высоте 90 м и числу М=2 на высоте 18,3 км. Топливная система ПВРД — вытеснительная (под дав- лением азота). Топливный бак выполнен из нержавею- щей стали заодно с баллоном, в котором хранится азот под давлением 210 кГ/см2. У ПВРД, рассчитанных на скорость полета до числа М=3-^4, торможение потока в воздухозаборнике про- изводится до дозвуковых скоростей, т. е. подвод тепла осуществляется в дозвуковом потоке. С увеличением ско- ростей полета до числа М=54-8 наиболее целесообраз- но подводить тепло в сверхзвуковой поток, не производя торможения потока до дозвуковой скорости. 26
При скорости полета М=6-ь7 использование обычных ПВРД с замедлением воздушного потока в воздухоза- борнике от сверхзвуковой до малой дозвуковой скорости (60—150 м!сек) на входе в камеру сгорания в целях обеспечения устойчивого горения и предотвращения сры- ва пламени сопряжено с серьезными трудностями, свя- занными, в частности, с очень высокими температурами и давлениями в камере сгорания при скорости полета, превышающей соответствующую числу М=6. Статиче- ское давление и температура на входе в камеру сгора- ния увеличиваются вследствие сжатия воздуха в возду- хозаборнике двигателя настолько, что тяга начинает рез- ко уменьшаться. При числе М ~ 10 тяга становится отрицательной. Исследования работы ПВРД, проведенные иностран- ными авиационными специалистами, показали, однако, необязательность замедления потока, входящего в каме- ру сгорания, до дозвуковой скорости. Было установлено, что сгорание может происходить при скорости воздушно- го потока в тракте двигателя 1500—3000 м!сек и что по- лезную тягу можно получать (по крайней мере теорети- чески) при скорости полета, близкой к соответствующей числу М=25. В зависимости от профиля полета и используемого топлива воздухозаборник ПВРД со сверхзвуковым горе- нием проектируется так, чтобы торможение входящего потока воздуха было достаточным для увеличения стати- ческого давления и температуры до значений, необходи- мых для самовоспламенения топлива, впрыскиваемого в поток. Такой двигатель называется ПВРД со сверхзвуковым горением ПВРД со сверхзвуковым горением представляет со- бой устройство, состоящее из воздухозаборника, камеры сгорания и сопла. От обычного ПВРД он отличается тем, что при гиперзвуковых скоростях полета скорость потока в воздухозаборнике уменьшается, но остается сверхзвуковой, так что сгорание происходит в сверхзву- ковом потоке (рис. 9). При малых сверхзвуковых ско- ростях полета такой двигатель имеет небольшой к. п. д., однако в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей 1 Его называют также ПВРД со сверхзвуковой скоростью сго- рания. 27
полета его к. п. д. достаточно велик. Более того, для зна- чительной части этого диапазона можно использовать двигатель с нерегулируемой геометрией при небольшом уменьшении к. п. д., что значительно упростит конструк- цию двигателя. В иностранной литературе иногда указы- вается, что, по существу, в ПВРД со сверхзвуковым го- рением сопла в прямом смысле нет, поскольку расширя- ющаяся камера сгорания двигателя непосредственно переходит в сопло, образуя единый узел. Отсутствие гор- ловины сопла означает, что обычно существующего пе- рехода скорости от дозвуковой к сверхзвуковой в дан- ном случае нет. Рис. 9. Изменение параметров рабочего процесса в ПВРД: а — с дозвуковым горением; б — со сверхзвуковым горе- нием 28
Было также установлено, что к. п. д. ПВРД со сверх- звуковым горением становится равным к. п. д. обычного ПВРД при числе М>7, хотя при необходимости ПВРД со сверхзвуковым горением может использоваться начи- ная с числа М=4. Этот качественный переход объясняет- ся тем, что в обычном ПВРД при больших числах М по- лета недопустимо возрастают потери в воздухозаборнике, тогда как в ПВРД со сверхзвуковым горением при ма- лых числах М полета недопустимо возрастают потери в камере сгорания (по сравнению с потерями при обычном дозвуковом горении). Следует отметить, что над созданием ПВРД со сверх- звуковым горением в настоящее время усиленно работа- ют иностранные авиационные специалисты. В зарубеж- ной авиационной литературе указывается на ряд важных проблем, которые приходится при этом решать. Прежде всего необходимо замедлить скорость потока воздуха в воздухозаборнике, определяемую обычно отношением скорости полета к скорости потока воздуха в воздухоза- борнике. При уменьшении этого отношения удельный им- пульс двигателя возрастает. Это объясняется тем, что потери в воздухозаборнике уменьшаются и снижается температура нагрева сжатого воздуха на входе в камеру сгорания. Если воздухозаборник рассчитан на оптимальное от- ношение скоростей, то статическая температура на входе в камеру сгорания примерно в пять раз больше темпера- туры окружающего воздуха (при числе М>10) и на всех высотах превышает 830°С, что обеспечивает само- воспламенение горючего, впрыскиваемого в этот воздух. Время, потребное для завершения реакции сгорания горючего в воздухе, было предметом многих исследова- ний зарубежных ученых. Смешение горючего с воздухом, как известно, связа- но с молекулярной диффузией, турбулентными вихрями и макросмешением в результате вихревых эффектов. Диффузия даже для таких горючих, как водород, проте- кает слишком медленно, чтобы обеспечить существен- ное перемешивание водорода с воздухом за время пре- бывания их в камере сгорания ПВРД со сверхзвуковым горением. Было изучено турбулентное смешение и пока- зано, что для удовлетворительного перемешивания необ- ходима длина, равная примерно 100 диаметрам струи. 29
Было также доказано, что макросмешение получается более эффективным при применении центробежных фор- сунок. Решается также проблема организации дозвукового и сверхзвукового горения в одном и том же тракте. При малых числах М полета температура воздуха будет слишком низкой для самовоспламенения топлива. Поэто- му, возможно, для дозвукового горения понадобится обычная система зажигания и стабилизации пламени, которая может отключаться при переходе к сверхзвуко- вому горению без стабилизации пламени при достиже- нии достаточно большой скорости полета с соответствую- щим повышением температуры воздуха. В иностранной литературе отмечается, что главные трудности будут связаны с переходным режимом от дозвукового к сверх- звуковому горению, так как по меое увеличения скорости полета летательного аппарата с ПВРД воздух, текущий по тракту двигателя, может сорвать пламя до того, как скорость полета и температура воздуха станут достаточ- но большими, чтобы обеспечить хорошее смесеобразова- ние и самовоспламенение топлива. Иностоанные специалисты изучают различные топли- ва для ПВРД со сверхзвуковым горением. Основное внимание уделяется жидкому водороду. Современные жаропрочные металлические сплавы выдерживают уста- новившуюся температуру около 1000—1300°С. Такая тем- пература наблюдается в полете со скоростью, соответ- ствующей числу М = 8-т-12, на высоте 30—36 кж. Поэтому высказываются мнения о том, что до разработки новых материалов для летательных аппаратов рассматривае- мого типа необходимо будет охлаждать носок крыла и некоторые части воздухозаборника, камеры сгорания и выхлопного сопла. Известно, что недостатком водорода является его малая плотность, поэтому изучается возможность ис- пользования и других топлив для двигателя этого типа. Теоретически для ПВРД пригодны обычные углеводо- родные топлива, однако практически возможность при- менения этих топлив зависит в первую очередь от тем- пературы их самовоспламенения. Следует напомнить, что одним из основных досто- инств всякого ПВРД является то, что он использует в качестве окислителя атмосферный кислород и потому 30
обеспечивает гораздо более высокие значения удельного импульса, чем ракетные двигатели. Лучшие современ- ные ракетные двигатели расходуют 5—6 кГ окислителя на 1 кГ горючего при удельном импульсе 400 сек,1. Рас- четные данные ПВРД со сверхзвуковым горением, рабо- тающим на водороде, показывают, что можно обеспечить величину удельного импульса до 1000 сек при числе М=20 и до 4000 сек при числе М=4. ПВРД, работаю- щий на керосине, может развивать удельный импульс от 400 сек при числе М=15 до 1200 сек при числе М = 4. Таким образом, ПВРД со сверхзвуковым горением расходует по сравнению с лучшими современными ЖРД, работающими на жидком водороде и жидком кислороде, 1/10 топлива при числе М=4, 1/5 при числе М=10 и 1/12 при числе М=20. Однако по величине тяги ПВРД со сверхзвуковым горением уступает ракетному двигателю. Тяга ПВРД зависит от числа М и высоты полета, и он не может ра- ботать в вакууме, как ракетный двигатель. Большую удельную тягу ПВРД может развивать лишь при полете в плотной атмосфере. С увеличением высоты полета для сохранения тяги ПВРД необходимо либо увеличивать скорость полета, либо расширять входное сечение воз- духозаборника, чтобы повысить расход воздуха через двигатель. Даже на высоте 48 км имеется достаточно воздуха для того, чтобы поддержать сверхзвуковое горе- ние и создать необходимую тягу. На большой высоте полета упрощается решение проб- лемы уменьшения сопротивления летательному аппарату и проблемы аэродинамического нагрева, а скорость по- лета может быть увеличена. В связи с этим летательно- му аппарату с ПВРД целесообразно достигать скорость, соответствующую числу М=10 на высоте 30 км или чис- ел у М=20 на высоте 45—48 км. Из сказанного ранее ясно, что есть много проблем, которые должны быть решены прежде, чем будет создан серийный ПВРД со сверхзвуковым сгоранием. В качест- ве летающей лаборатории для исследования гиперзвуко- вых ПВРД в США намечается использовать аппа- 1 Удельным импульсом двигателя называется тяга, отнесенная к весовому расходу рабочего тела в единицу времени. Это опреде- ление дает размерность удельного импульса — кГ • сек]кГ. В лите- ратуре зачастую ее представляют в виде сек. 31
рат Х-15 усовершенствованной модификации. В США изучается также возможность разработки гиперзвуково- го экспериментального аппарата, рассчитанного на чис- ло полета М=12, с ПВРД со сверхзвуковым горением для замены аппарата Х-15. Этот экспериментальный ап- парат предполагается запускать с самолета В-52 или со сверхзвукового самолета В-70. Проведение испытаний предусматривается в диапазоне чисел М=2ч-8 и даже Рис. 10. Экспериментальный летательный аппарат с ПВРД со сверхзвуковым горением (рисунок) М=124-15. В этих полетах предполагается исследовать работу двигателя со сверхзвуковым горением при чис- лах М<4. С этой целью для уменьшения числа движу- щихся частей в двигателе предполагают разработать нерегулируемый воздухозаборник, • оптимизированный для работы при сверхзвуковом горении, но имеющий до- статочно хорошие характеристики при дозвуковом горе- нии. Самолет должен взлетать с помощью ТРД. Расход воздуха ТРД регулируется створками. При скорости, со- ответствующей числу М=5, включается ПВРД, который используется для разгона самолета до скорости, соответ- ствующей числу М=12. 32 Зак. 191
Один из возможных вариантов экспериментального летательного аппарата с ПВРД со сверхзвуковым горе- нием представлен на рис. 10. Подобно тому, как обычный ПВРД с дозвуковым го- рением был объединен с ТРД в турбопрямоточную сило- вую установку на одном из французских эксперименталь- ных самолетов, так и ПВРД со сверхзвуковым горением, по-видимому, можно объединить с ТРД для создания силовой установки, способной работать при скоростях от малых дозвуковых до орбитальных. Такая силовая уста- новка, как сообщается в иностранной печати, не являет- ся только теоретически возможной; ее осуществимость основана на исследованиях, проведенных с помощью вычислительных машин. Газотурбинные воздушно-реактивные двигатели Газотурбинные двигатели за сравнительно короткий период развития достигли большого совершенства. Су- щественное повышение экономичности и тяги воздушно- реактивных двигателей в широком диапазоне чисел М полета достигается применением для сжатия воздуха компрессора, приводимого во вращение турбиной. Двига- тели такого типа называются газотурбинными. Со- временные авиационные газотурбинные воздушно-реак- тивные двигатели подразделяются на турбореактивные и турбовинтовые. В турбореактивных двигателях тяга создается только за счет реакции газовой струи. Турбореактивные двигатели устанавливаются на всех современных самолетах — носителях ракетного оружия, беспилотных самолетах и транспортных самолетах, име- ющих большие дозвуковые и сверхзвуковые скорости. Рассмотрим вкратце устройство и принцип рабо- ты ТРД. Турбореактивный двигатель состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой тур- бины и выходного сопла (рис. 11). Атмосферный воздух поступает во входное устройст- во, где происходит его небольшое сжатие от скоростного напора. Затем поток воздуха направляется в компрессор, в котором осуществляется дальнейшее увеличение его давления. Из компрессора сжатый воздух подается в камеру сгорания, куда через форсунки впрыскивается мелкораспыленное топливо. В результате смешения воз- духа и топлива получается топливо-воздушная смесь, ко- 3 А Н. Пономарев QQ
торая, сгорая, образует рабочее тело — горячие газы. Вы- ходя из камеры сгорания, газы приводят во вращение турбину и затем с большой скоростью выходят из реак- тивного сопла. При этом образуется сила тяги. Энергия продуктов сгорания, приобретенная в процес- се предварительного сжатия воздуха в компрессоре и последующего подвода к нему тепла в процессе сгора- Рис. 11. Схема ТРД с осевым компрессором: / — входное устройство; 2 — осевой компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — двух- ступенчатая турбина; 5 — выходное сопло ния, частично используется в турбине и идет на привод компрессора и всех вспомогательных агрегатов, обслу- живающих двигатель. Энергия выхлопных газов, остав- шаяся не использованной в турбине, преобразуется в ки- нетическую энергию в реактивном сопле в процессе рас- ширения газов. В результате достигается высокая ско- рость истечения газов из двигателя и создается реактив- ная тяга. На выходе из сопла скорость истечения газов равна 700 м/сек и более. В настоящее время наибольшее применение имеют ТРД с осевыми компрессорами. Это объясняется в ос- новном тем, что осевые компрессоры по сравнению с центробежными позволяют получать при меньшей лобо- вой площади большую степень повышения давления воз- духа, а также обеспечивают получение больших секунд- ных расходов воздуха, а следовательно, и большей тяги. В газотурбинных двигателях нашли применение лопа- точные машины двух основных типов — компрессоры и турбины. Рабочими элементами компрессоров и турбин (рис. 12) являются чередующиеся между собой ряды вращающихся и неподвижных лопаток. Каждый ряд вра- щающихся лопаток составляет рабочее колесо, а непод- вижных— направляющий, или спрямляющий, аппарат. Рабочие колеса в компрессорах служат для передачи 34
воздуху внешней работы, необходимой для его сжатия, а в турбинах — для преобразования во внешнюю работу энергии газового потока в процессе расширения. На- правляющие, или спрямляющие, аппараты служат для изменения направления движения газа и преобразования его энергии. Таким образом, одно рабочее колесо и не- подвижный спрямляющий аппарат образуют ступень осевого компрессора. Рис. 12. Ротор компрессора и турбины ТРД Рабочее колесо снабжено лопатками, которые, взаи- модействуя с потоком воздуха, сообщают ему механиче- скую работу. Эта работа расходуется на сжатие воздуха в самом колесе и на увеличение скорости его движения. Лопатки спрямляющих аппаратов, расположенные за ко- лесом, выпрямляют поток, закрученный колесом. При этом скорость движения воздуха уменьшается, а его ки- нетическая энергия используется для дальнейшего по- вышения давления уже в спрямляющем аппарате. Для обеспечения необходимого повышения давления совре- менные осевые компрессоры имеют от 6 до 16 ступеней и более, каждая из которых повышает давление воздуха на 35—40% начального значения. Турбореактивные двигатели при существующих ско- ростях полета способны создавать огромные тяговые мощности. Сила тяги, создаваемая ТРД на дозвуковых 3* 35
скоростях, мало меняется с изменением скорости полета. Поэтому тяговая мощность ТРД возрастает пропорцио- нально скорости полета, тогда как тяговая мощность поршневого двигателя с увеличением скорости полета практически не меняется. Первые серийные ТРД (1945 г.) имели тягу, равную примерно 1000 кГ, а к настоящему времени созданы и применяются двигатели с тягой от нескольких сот кило- граммов до 25 000—30 000 кГ в одном агрегате. Такой большой диапазон тяг объясняется разнообразием типов Рис. 13. Схема форсажной камеры ТРД: 1 — диффузор; 2 — корпус форсажной камеры; 3 — стабилизаторы пламени; 4 — топливные форсунки; 5 — жаровая труба; 6 — пусковые форсунки; 7 — вы- ходное сопло и назначением летательных аппаратов, на которые уста- навливаются ТРД. Для полета на сверхзвуковых ско- ростях требуется, чтобы силовая установка самолета имела тягу, необходимую для преодоления огромного сопротивления. Наиболее простым методом повышения тяги является увеличение расхода воздуха через двигатель (так как при прочих равных условиях- тяга пропорциональна рас- ходу воздуха). Однако это требует увеличения размеров, а следовательно, и веса двигателя. Другим способом по- вышения тяги является увеличение скорости газов на выходе из двигателя. Достигается это повышением дав- лений и температур термодинамического цикла, включая дополнительный подогрев газов за счет сжигания топли- ва в специальных выходных устройствах, называемых форсажными камерами (рис. 13). Когда нет необходи- мости в увеличении тяги, газы проходят через форсаж- ную камеру как через выхлопную трубу. Если необходи- 36
мо форсировать двигатель, увеличить его тягу, то через форсунки форсажной камеры в поток газов, вытекающих из двигателя и имеющих избыток кислорода, впрыски- вается дополнительное количество распыленного топли- ва. Топливо сгорает, температура газов в камере сгора- ния увеличивается, скорость истечения газов из сопла возрастает, и тяга двигателя значительно повышается. Такой способ увеличения тяги особенно эффективен при больших скоростях полета. Поэтому все современные турбореактивные двигатели, устанавливаемые на сверх- звуковых самолетах, снабжены форсажными камерами. Турбореактивные двигатели, как, впрочем, двигатели и других типов, оцениваются по ряду параметров: тяге, удельной тяге, удельному расходу топлива, удельному весу двигателя, удельной лобовой тяге и т. д. Удельной тягой называется отношение тяги дви- гателя к секундному весовому расходу воздуха через двигатель. Эта тяга характеризует относительные разме- ры и вес двигателя. Чем удельная тяга больше, тем мень- ше размеры и вес двигателя. Одним из самых значительных факторов, влияющих на удельную тягу двигателя, является температура газов на входе в турбину. Чем она выше, тем при прочих рав- ных условиях больше удельная тяга. Особенно важно повышение этой температуры у двигателей, предназначен- ных для больших скоростей полета и имеющих сущест- венный подогрев за счет торможения воздуха. Возмож- ность повышения температуры обеспечивается примене- нием для изготовления турбин более жаропрочных мате- риалов и более эффективных систем охлаждения лопаток турбин и сопловых аппаратов. Удельным расходом топлива называется отношение часового расхода топлива к тяге двигателя. Эта величина характеризует экономичность двигателя. Чем она меньше, тем более экономичен двигатель. Удельным весом называется отношение веса дви- гателя к развиваемой им тяге при работе на месте. Он характеризует силовую установку в весовом отношении. Удельной лобовой тягой называется отноше- ние тяги двигателя к максимальной площади поперечно- го сечения (лобовой площади). Чем больше удельная лобовая тяга, тем меньше сопротивление, создаваемое силовой установкой 37
На рисунке 14 показан один из современных турборе- активных двигателей. Тяга его на взлетном форсажном режиме около 15 000 кГ, удельный вес 0,163 кГ1кГ тяги. Входное устройство двигателя1 состоит из корпуса с 16 радиальными стойками, несущими переднюю опору Рис. 14. Общий вид ТРДФ J-93 фирмы «Дженерал Электрик» ротора компрессора. Компрессор одиннадцатиступенча- тый. Лопатки первых трех и последних четырех ступе- ней спрямляющих аппаратов поворотные, камера сгора- ния трубчато-кольцевая с 36 двухступенчатыми форсун- ками, турбина двухступенчатая с полыми сопловыми ло- патками и рабочими лопатками первой ступени, охлаждае- Рис. 15. Общий вид ТРДФ «Олимп-593» 1 Передний корпус компрессора. 38
мыми воздухом. На двигателе установлена форсажная камера со сверхзвуковым регулируемым соплом, имею- щим связанные друг с другом внешние и внутренние створки. Внешние створки регулируют расширяющуюся часть сопла и полностью открываются при полете со ско- ростью, соответствующей числу М=3. Запуск двигателя осуществляется гидравлическим стартером, питаемым от газотурбинного энергоузла. На рисунке 15 показан турбореактивный двигатель «Олимп-593», предназначенный для сверхзвукового пас- сажирского самолета «Конкорд». Тяга ТРД на взлете равна примерно 18 000 кГ, а на крейсерском режиме по- лета на высоте 18—19 км и скорости полета, соответст- вующей числу М=2,2,— около 4000 кГ. Двигатель имеет семиступенчатый компрессор низкого давления и семи- ступенчатый компрессор высокого давления (рис. 16). Рис. 16. Схематический разрез ТРДФ «Олимп-593» (без форсажной камеры и сопла) Степень повышения давления (степень сжатия) в ком- прессорах равна 14,5 (в статических условиях). Турбина двухступенчатая, двухроторная. Лопатки соплового ап- парата первой ступени так же, как и рабочие лопатки этой же турбины, полые и охлаждаются воздухом. Фор- сажная камера при работе двигателя включается авто- матически. Работа на форсаже рассчитана на относительно не- продолжительное время при взлете в теплую погоду и в период разгона и набора высоты при трансзвуковых ско- ростях полета. Реактивное сопло состоит из внутреннего и внешнего сопла, выполненных раздельно. На двигателе установлен глушитель шума лепестко- вого типа. Лепестки его прикреплены на пальцах к 39
створкам внутреннего сопла. После взлета самолета глу- шитель шума убирается из выпускного канала. Приме- нение такого глушителя, как указывается в иностранной печати, должно уменьшить шум при взлете на 5 дб. На двигателе имеется также реверсор тяги ковшового типа с двумя створками, отклоняющими струю газов к решет- кам, имеющимся в мотогондоле. Реверс обеспечивает создание отрицательной тяги более 35% максимальной бесфорсажной тяги. На самолете «Конкорд» будет установлено четыре таких двигателя. Двигатели № 2 и № 4 будут запускать- ся газотурбинными стартерами, двигатели № 1 и № 3 — пневмостартерами, для которых воздух будет отбираться от компрессоров двигателей № 2 и № 4 соответственно. Двухконтурные турбореактивные двигатели. Кинети- ческая энергия газов, вытекающих из сопла ТРД при малых скоростях полета, используется с малой эффек- тивностью. Она служит также причиной шума, создавае- мого двигателями. Наименьшие потери энергии будут при отбрасывании назад возможно большей массы га- зов с наименьшей скоростью. Именно поэтому при ма- лых скоростях винт ТВД является более экономичным, чем реактивные струи, и это несмотря на то, что в ТВД энергия передается последовательно через турбину, ре- дуктор и винт. Однако при больших скоростях полета коэффициент полезного действия воздушного винта па- дает. С другой стороны, у самого лучшего ТРД удель- ный расход топлива растет с повышением температуры газов. С этой точки зрения ТВД более экономичен, одна- ко он не обеспечивает полета самолета с большой ско- ростью. Образующийся «пробел» заполняется двухкон- турными ТРД (ДТРД). Схемы двухконтурного ТРД при- ведены на рис. 17 и 18. У ДТРД ускоряются как горячая (первого контура), так и холодная (второго контура) струи. Коэффициент полезного действия такого двигателя более высокий, чем коэффициент полезного действия ТРД. Вместе с тем у него нет таких ограничений по скорости, как у ТВД. В ДТРД объединены принципы двигателей двух ви- дов— реактивного и винтового. ТРД создает тягу путем ускорения сравнительно небольшой массы воздуха до высокой скорости. Воздушный винт создает тягу путем перемещения большой массы воздуха с малой скоростью. 40
ДТРД находится между этими двумя основными типа- ми двигателей. Он перемещает умеренную массу газа со средней скоростью. Для сравнения укажем скорость вы- хлопной струи двигателей различных типов: у ТРД ско- Рис. 17. Схема ДТРД без форсажной камеры рость струи равна 680—750 м!сек\ у ДТРД скорость га- зов примерно 450—500 м]сек, а скорость воздуха во внешнем контуре 300 м!сек. Рис. 18. Схема ДТРД с форсажной камерой В зависимости от степени двухконтурности1 ДТРД может применяться на самолетах с различной скоростью полета. На самолетах со сверхзвуковыми скоростями по- лета применяются ДТРД со степенью двухконтурности, равной 1—2, а на самолетах с дозвуковыми скоростями полета в зависимости от их назначения могут использо- ваться ДТРД со степенью двухконтурности от 3 до 8. Применяется ДТРД на современных транспортных и пассажирских самолетах, а также на боевых фронтовых самолетах. На рисунке 19 показан один из современных двигате- лей этого типа, имеющий тягу до 19 000 кГ и расход воздуха около 665 кГ/сек. Двигатель предназначен для 1 Под степенью двухконтурности понимается отношение расхода воздуха через второй контур к расходу воздуха через первый кон- тур двигателя. 41
установки на дозвуковые транспортные самолеты. По конструкции данный ДТРД является двухкаскадным со степенью повышения давления, равной 24, и степенью двухконтурности, равной 5. Он имеет одноступенчатый вентилятор, трехступенчатый компрессор низкого давле- ния, одиннадцатиступенчатый компрессор высокого дав- ления и кольцевую камеру сгорания. Компрессор высоко- го давления приводится во вращение двухступенчатой Рис. 19. Современный ДТРД с тягой до 19 000 кГ турбиной, а вентилятор и компрессор низкого давле- ния — четырехступенчатой турбиной. Одной из важных особенностей ДТРД является возможность применения форсажного устройства во внешнем контуре. В этом случае ДТРД может быть использован и на сверхзвуковых самолетах. Исследова- ния, проведенные на двигателе с форсажным устройст- вом, показали, что при обычном размещении его (т. е. в первом контуре двигателя) трудно осуществить охлаж- дение стабилизаторов пламени и топливных форсунок при высокой температуре газа, выходящего из турбины, в продолжительном крейсерском полете со скоростью, соответствующей числу М=2,7, которая характерна для 42
сверхзвукового транспортного самолета. Иностранные авиационные специалисты полагают, что в продолжи- тельном крейсерском полете с указанной скоростью дви- гатель будет работать при максимальной температуре на входе в турбину 80—90% времени, тогда как двигатели для дозвуковых транспортных самолетов при максималь- ной температуре перед турбиной работают всего 1—2% времени. Рис. 20. Схема установки ДТРД TF-39 на самолете С-5А фирмы «Локхид» Черными стрелками показан поток газа из внутреннего контура, белыми — поток воздуха из внешнего контура, штрихованными — по- токи воздуха и газа при включенном реверсе тяги Для американского военно-транспортного самолета С-5А создан двухконтурный двигатель TF-39 (рис. 20) с тягой примерно 19 000 кГ и степенью двухконтурности, равной 8. Расход топлива на крейсерском режиме у это- го двигателя составляет 0,64 кГ1&Г тяги час. Вентилятор двигателя двухступенчатый. Воздух, проходящий с внеш- ней стороны обода, сжимается только во второй ступени и попадает в канал внешнего контура. Воздух, проходя- щий внутри обода, сжимается в обеих ступенях вентиля- тора и на выходе из него разделяется на два потока, один из которых направляется в компрессор, а другой в канал внешнего контура. Внешний контур создает 85% общей тяги двигателя. Обтекатель втулки вентиля- тора вращается вместе с его ротором. Компрессор двигателя шестнадцатиступенчатый. Ка- мера сгорания кольцевая. Турбина двигателя восьмисту- 43
пенчатая, двухроторная. Первые две ступени приводят компрессор, остальные шесть ступеней — вентилятор. Ло- патки турбины имеют воздушное охлаждение. На двига- теле предусмотрена установка реверсов тяги для внеш- него и внутреннего контуров. Для пассажирского самолета «Боинг-747» создан двухконтурный двигатель со степенью двухконтурности, равной 5, и тягой 22 000 кГ. Вентилятор двигателя одно- ступенчатый. Внешний контур при взлете обеспечивает 77%, а в крейсерском режиме 61% общей тяги двига- теля. Трехступенчатый компрессор низкого давления со- ставляет единый узел с вентилятором. Компрессор высо- кого давления одиннадцатиступенчатый. Камера сгора- ния кольцевая; часть ее входит внутрь корпуса диффузо- ра, что сокращает общую длину двигателя. Турбина шестиступенчатая, двухроторная. Первые две ступени приводят компрессор высокого давления, остальные че- тыре — компрессор низкого давления и вентилятор. Ло- патки сопловых аппаратов первой и второй ступеней и рабочие лопатки первой ступени турбины имеют воз- душное охлаждение. Расход топлива на крейсерском режиме 0,64 кГ/кГ тяги час при скорости полета, соответствующей числу М = 0,9. Удельный вес двигателя 0,19 кГ/кГ тяги. Двухконтурные двигатели устанавливаются не толь- ко на транспортные и пассажирские самолеты, но и на современные боевые самолеты. Так, на американский самолет с изменяемой стреловидностью крыла F-111A установлен ДТРД TF-30 с тягой 9000—10 000 кГ. Сте- пень двухконтурности этого ДТРД 1,26—1,3. Удельный вес двигателя, отнесенный к форсажной тяге, равен око- ло 0,170 кГ/кГ тяги. Воздухозаборник двигателя боковой, с выдвижным конусом. Вентилятор двигателя трехступенчатый. Ком- прессор имеет две ступени — низкого давления семисту- пенчатый и высокого давления, также семиступенчатый. Турбина двигателя четырехступенчатая, двухроторная. Первая ступень турбины вращает компрессор высокого давления, остальные три ступени вращают компрессор низкого давления и вентилятор. Суммарная степень по- вышения давления в компрессоре двигателя 16. Лопатки соплового аппарата и рабочие лопатки первой ступени турбины полые, охлаждаются они воздухом. 44
Форсажная камера ДТРД имеет пять зон горения, расположенных во внешнем и внутреннем контурах. Раз- личные сочетания этих зон обеспечивают плавное изме- нение тяги по всему диапазону работы форсажной ка- меры. В иностранной печати указывается, что примене- ние форсажа дает прирост тяги от 20 до 100%. Рис. 21. Конструктивная схема ДТРД «Спей» 25 (разрез): / — лопатки ВНА с воздушным подогревом; 2 — канал горячего воздуха в корпусе входного устройства; 3 — пятиступенчатый компрессор низкого давле- ния; 4 — двенадцатиступенчатый компрессор высокого давления; 5 — канал внешнего контура; 6 — кольцевой топливопровод; 7 — противопожарная пере- городка из титана; 8 — десять жаровых труб; 9 — двухступенчатая турбина высокого давления; 10 — двухступенчатая турбина низкого давления; 11 — сме- ситель; 12 — термопары; 13 — подвод масла к заднему подшипнику турбины; 14 — суфлер центрального подшипника; 15 — подвод масла к центральному подшипнику; 16 — сборный дренажный бачок; 17 — масляный бак; 18 — мас- ляный фильтр; 19 — привод постоянного числа оборотов; 20 — внешняя короб- ка передач к агрегатам; 21 — отвод воздуха из противообледенительной си- стемы входного устройства; 22 — вал компрессора низкого давления; 23 — вал компрессора высокого давления; 24 — отбор воздуха для охлаждения под- шипника Реактивное сопло двигателя сверхзвуковое, эжектор- ного типа, полностью регулируемое. Одним из распространенных ДТРД для английских пассажирских, транспортных и боевых самолетов явля- ется двигатель «Спей» (рис. 21) с тягой на взлете до 5170 кГ без форсажа и крейсерской тягой 1392 кГ на скорости полета 835 км!час при расходе топлива на этом режиме 0,77 кГ/кГ тяги час. Двигатель имеет степень повышения давления, рав- ную 19. 45
Входное устройство ДТРД «Спей» состоит из не- разъемного корпуса с 19 наклонно установленными не- подвижными лопатками направляющего аппарата, обо- греваемыми горячим воздухом, который отбирается от компрессора высокого давления. Вентилятор двигателя пятиступенчатый. Компрес- сор — двенадцатиступенчатый, состоит из двух частей — низкого и высокого давления. Направляющие входные ло- патки компрессора регулируемые. За седьмой ступенью компрессора высокого давления устанавливается лента перепуска. Перепускаемый воздух поступает во внешний контур, а оттуда в реактивное сопло, участвуя в созда- нии реактивной тяги двигателя. Турбина двигателя че- тырехступенчатая, двухроторная. Первые две ступени приводят компрессор высокого давления, последующие две ступени — компрессор низкого давления. Рабочие лопатки первой ступени и сопловые лопатки первой и второй ступеней турбины высокого давления охлаждаются воздухом. Отбор воздуха на охлаждение этих лопаток приводит к увеличению удельного расхода топлива на 0,5%. Реактивное сопло нерегулируемое. Поток воздуха внешнего контура и поток газов внутреннего контура соединяются в смесителе, расположенном перед реверсо- ром тяги. Реверсор тяги представляет собой часть ре- активной трубы, в которой установлены внутренние створ- ки. При реверсировании тяги створки поворачиваются назад и внутрь, закрывая реактивную трубу и направляя газы через решетки. Реверсируемая тяга составляет 50% статической тяги. Имеется несколько модификаций ДТРД этого ти- па. Наиболее известная модификация — двигатель «Спей» 25R (рис. 22). Он устанавливается на английском варианте истребителя «Фантом» и английском палубном штурмовике «Бакэнир». Степень его двухконтурности равна 0,7. Этот ДТРД снабжен форсажной камерой и системой отбора воздуха для управления пограничным слоем самолета. Форсажная камера обеспечивает увели- чение тяги до 70 % в статических условиях и до 300% при сверхзвуковых скоростях полета. На двигателе установ- лено регулируемое реактивное сопло. Тяга ДТРД «Спей» 25R на форсажном режиме около 10 000 кГ. 46
В иностранной литературе и на авиационных выстав- ках рекламируется английский ДТРД RB. 178-51, пред- назначенный для мощных самолетов большой дальности и воздушных автобусов малой дальности полета. По кон- струкции этот двигатель трехвальный, имеет высокую степень двухконтурности и высокую степень повышения Рис. 22. Двухконтурный турбореактивный двигатель «Спей» 25R (на рисунке двигатель представлен без форсажной камеры): 1 — вход воздуха; 2 — второй контур; 3 — воспламенитель; 4 — камера сгора- ния; 5 — турбина низкого давления; 6 — камера расширения; 7 — турбина вы- сокого давления; 8 — вал турбины высокого давления; 9 — компрессор высо- кого давления; 10 — вал компрессора низкого давления; 11 — компрессор низ- кого давления давления (рис. 23). Трехвальная конструкция двигателя дает, по замыслу авторов, ряд преимуществ. Применение трехвальной схемы позволило установить вентилятор на отдельном валу, что увеличило его к. п. д. и снизило уровень шума при высокой степени двухконтурности. Вы- сокая степень повышения давления создается двухваль- ным компрессором, состоящим из компрессоров проме- жуточного и высокого давления. Вентилятор монтируется на центральном валу и при- водится четырехступенчатой турбиной низкого давления. На переднем конце второго соосного вала устанавливает- ся шестиступенчатый компрессор промежуточного давле- ния, приводимый одноступенчатой турбиной. На внешнем, 47
третьем, валу размещаются шестиступенчатый компрес- сор высокого давления и одноступенчатая турбина. Двух- вальная газогенераторная секция двигателя с шестисту- пенчатыми компрессорами промежуточного и высокого давления проста по конструкции и имеет высокий к. п. д. На двигателе установлена кольцевая камера сгорания. Рис. 23. ДТРД RB. 178-51 (разрез): 1 — одноступенчатый вентилятор; 2 — компрессор низкого давления; 3 — по- лость для отбора воздуха из компрессора низкого давления; 4 — компрессор высокого давления; 5 — лопатки соплового аппарата турбины высокого дав- ления, охлаждаемые воздухом; 6 — рабочие лопатки турбины высокого давле- ния с воздушным охлаждением; 7 — лопатки соплового аппарата турбины низкого давления, охлаждаемые воздухом; 8 — рабочие лопатки турбины низкого давления; 9 — четырехступенчатая турбина вентилятора; 10 — сопло внутреннего контура; // — реверс решетчатого типа; /2 — вспомогательные агрегаты двигателя; 13 — сопло внешнего контура: 14 — решетки реверсивного устройства для отклонения струи воздуха из вентилятора Профили и размеры лопаток рабочих колес компрессора выбирались таким образом, чтобы на их периферии мож- но было получить оптимальную окружную скорость, в ре- зультате чего отпала необходимость в установке регули- руемых лопаток. У этого ДТРД воздух из компрессора для систем уп- равления двигателем и самолетом отбирается между компрессором промежуточного давления и компрессором высокого давления. Это обеспечивает подачу воздуха умеренного давления. Все подшипники двигателя рабо- тают по принципу сжатия пленки масла при свободном внешнем кольце. Масло подается под давлением для 4§
образования непрерывной пленки между поверхностями корпуса и внешнего кольца подшипника, что устраняет передачу вибраций от роторов к корпусу двигателя. Наиболее важной особенностью двигателя являются высокие рабочие температуры на крейсерских режимах полета. Для получения больших температур газов перед турбиной в двигателе применяется воздушное охлажде- ние рабочих и сопловых лопаток турбины высокого дав- ления. Лопатки этой турбины штампованные с вытяжкой и имеют внутри продольные каналы, по которым пропус- кается охлаждающий воздух в количестве 3% расхода через компрессор. Охлаждающий воздух поступает в ка- нал у корня лопатки и выбрасывается под действием центробежных сил на ее периферии. Лопатки соплового аппарата турбин высокого и промежуточного давления Рис. 24. Ротор вентилятора и компрессора низкого давления типичного ДТРД 4 А. Н. Пономаоер 49
также охлаждаются воздухом. Охлаждающий воздух по- ступает с обоих концов этих лоДаток и проходит по внутренним каналам, имеющимс^ в них. После этого воз- дух выпускается по каналу в задней кромке лопатки. Та- кое охлаждение лопаток турбин очень эффективно. В за- рубежной печати приводится следующий пример. Если через систему охлаждения соплового венца первой сту- пени турбины, на входе в которую температура газа равна 1125° С, пропускать охлаждающий воздух, имею- щий температуру около 500° С, в количестве 4% расхода через компрессор, то температура лопаток снижается примерно до 915° С. Описываемый ДТРД имеет взлетную тягу примерно 20 000 кГ. На рисунке 24 показан ротор вентилятора и компрес- сора низкого давления типичного ДТРД. Турбовинтовые двигатели. Турбовинтовой двигатель состоит в основном из тех же элементов, что и турбо- реактивный. Конструктивным его отличием являются два дополнительных элемента — воздушный винт и редук- тор. Принципиальная схема турбовинтового двигателя показана на рис. 25. Основными элементами его являют- ся входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина, реактивное сопло, воздушный винт. Чи- сло оборотов, при котором эффективно работают совре- менные воздушные винты турбовинтовых двигателей, ко- леблется в пределах 1000—1500 в минуту, а число обо- ротов турбины в 10—15 раз больше. Поэтому турбовин- товые двигатели имеют редукторы с различным переда- точным числом в зависимости от конструктивной схемы двигателя. Воздух поступает в двигатель через входное устрой- ство. Из него он попадает в компрессор, где и сжимается. Сжатый воздух направляется в камеру сгорания, куда через специальные форсунки подается топливо. Перво- начальное зажигание топливо-воздушной смеси осущест- вляется от специального воспламенителя, в дальнейшем факел пламени автоматически поддерживается благо- даря непрерывной подаче топлива и воздуха. Продукты сгорания поступают на турбину, где, расширяясь, совер- шают работу, которая используется для привода ком- прессора и воздушного винта. 50
Турбина ТВД обычно многоступенчатая. Одна ступень используется для привода компрессора, другая (или две дру- гие) — для вращения вин- та. Не использованная в турбине потенциальная энергия газов преобра- зуется в реактивном соп- ле в кинетическую энер- гию выходящих из сопел газов. Общая тяга в этом двигателе создается в ос новном за счет воздушно- го винта и в малой степе- ни (10—12%) за счет реакции газовой струи Таким образом, отличие ТВД от ТРД заключает- ся в том, что у ТВД тяга создается с помощью воз- душного винта и частич- но за счет реакции газо- вой струи, а у ТРД — только за счет реакции газовой струи. Создание тяги с помощью винта происходит более эффек- тивно на малых и сред- них дозвуковых скоростях полета. Поэтому турбо- винтовые двигатели при- меняются в основном на самолетах, летающих на скоростях до 700— 800 км!час. Турбовинтовой двига- тель имеет более слож- ную конструкцию, чем турбореактивный. Более сложна у него и система автоматического регули- 4* Рис. 25. Схема турбовинтового двигателя: * воздушный винт; 2 —редуктор; 3 — компрессор; 4 — камера сгорания; 5 — турбина компрессора; б — турбина винта; 7 — сопло 51
рования, так как дополнительно требуется регулировать углы установки лопастей воздушного винта в зависимо- сти от условий и режимов полетаГ. Хорошим эксплуатационным качеством самолетов с ТВД является более короткий разбег перед взлетом, и особенно пробег после посадки. Короткий разбег обу- словлен большим коэффициентом подъемной силы, полу- чающимся при разбеге самолета за счет обдува крыла потоком воздуха от винтов. Уменьшение длины пробега при посадке обусловлено большим сопротивлением, со- здаваемым воздушными винтами, чего на самолетах с ТРД нельзя достигнуть без специальных приспособлений. На отечественных пассажирских самолетах Ту-114, Ил-18, Ан-10, Ан-24 и других широко применяются турбовин- товые двигатели конструкции Н. Д. Кузнецова и А. Г. Ив- ченко. Турбовинтовые двигатели в настоящее время находят большое применение также и на военно-транспортных са- молетах. Одним из широко распространенных зарубежных тур- бовинтовых двигателей является английский двигатель «Тайн», развивающий мощность 6100 л. с. и расходую- щий топлива около 200 г/э л. с. час. Конструкция его по- казана на рис. 26. Входное устройство этого двигателя выполнено из магниевого сплава, с семью полыми стойками, несущими опору переднего подшипника и редуктора воздушного винта. Компрессор низкого давления осевой, шестиступенча- тый. Первый диск выполнен заодно с валом, остальные пять дисков крепятся к валу на шлицах. Промежуточный корпус расположен между компрессорами низкого и вы- сокого давления. На верхней части корпуса расположен клапан перепуска воздуха. Компрессор высокого дав- ления осевой, девятиступенчатый. Рабочие лопатки первых семи ступеней компрессора выполнены из титана, а последующих двух ступеней — из стали. 734 стальные направляющие лопатки крепятся к корпусу в пазах. Турбина двигателя четырехступенчатая, двух- роторная. Сопловые лопатки и рабочие лопатки первой ступени охлаждаются воздухом. Охлаждающий воздух поступает у основания лопатки и, сделав тройную петлю, выходит в радиальный зазор турбины. Сопловые ап- 52
параты второй, третьей и четвертой ступеней турбины имеют по 60 полых лопаток каждый. Для привода воздушного винта имеется двухступен- чатый планетарный редуктор с отношением оборотов винта к оборотам вала, равным 0,064. Двигатель «Тайн» запускается с помощью воздушного стартера. Рис. 26. Турбовинтовой двигатель «Тайн»: 1 — вал винта; 2 — вход воздуха; 3 — шестерни редуктора; 4 — компрессор низ- кого давления; 5 — компрессор высокого давления; 6 — камера сгорания; 7 — вал турбины низкого давления; 8 — турбина высокого давления; 9 — вы- хлопное сопло; 10 — турбина низкого давления; 11 — воспламенитель; 12 — вал турбины высокого давления Некоторые вопросы дальнейшего совершенствования воздушно-реактивных двигателей Примерно за 30 лет развития воздушно-реактивные двигатели достигли весьма значительного совершенства. Если, например, сравнить первые газотурбинные двига- тели с ГТД сегодняшнего дня по удельному расходу то- плива в типовом полете для гражданских самолетов со скоростью, соответствующей числу М = 0,8, то окажется, что удельный расход топлива сократился с 1,5 до 0,65 кГ/кГ тяги час. Совершенствование газотурбинных двигателей, кото- рые в основном и определяли развитие авиационной тех- ники, осуществлялось путем наиболее целесообразных 53
конструктивных и технологических решений, применений новых, более качественных материалов. Это дало воз- можность уменьшить вес ГТД, а также их удельный рас- ход, повысить надежность и увеличить ресурс двигате- лей. Требования, предъявляемые к военным и пассажир- ским самолетам, постоянно возрастают. В связи с этим появилась необходимость в создании газотурбинных дви- гателей еще более совершенной конструкции, со значи- тельно улучшенными эксплуатационными показателями. Работа по дальнейшему развитию ГТД ведется в направ- лении увеличения их термического коэффициента полез- ного действия, повышения надежности, увеличения ресур- са, уменьшения веса, стоимости и т. д. Одним из основных параметров ГТД является пол- ный к. п. д. Г Чем он выше, тем лучше двигатель. Для достижения высокого значения полного к. п. д. не- обходимо, чтобы рабочий цикл двигателя протекал при возможно более высокой температуре газов перед тур- биной. Более высокие температуры рабочего цикла дви- гателя позволяют получить большую удельную тягу, сни- зить удельный расход топлива для двигателей с боль- шой степенью двухконтурности при полете с дозвуковой скоростью. Поэтому одной из важных задач при созда- нии новых двигателей всегда было увеличение макси- мальной рабочей температуры перед турбиной. Так, на- пример, эта температура была повышена с 700—800 до 1000° С и более в ТРД, устанавливаемых на современные самолеты. Возможно, что в двигателях, которые будут созданы в конце этого столетия, температура газов пе- ред турбиной приблизится к 1600—1700° С. Еще большее значение, чем максимальная температу- ра, имеет температура газа перед турбиной на крейсер- ском режиме полета. В иностранной печати указывается, что двигатели, на которых достигнуто рекордное число часов работы меж- ду ремонтами, работали на крейсерском режиме с тем- пературой газа перед турбиной 815—870° С. Очевидно, что конструктивные элементы двигателей, работающих 1 Полный к. п. д. представляет собой отношение работы, произведенной реактивной тягой в секунду, к энергии топлива, под- веденного за секунду, что пропорционально отношению скорости по- лета к удельному расходу топлива. 54
с более высокими температурами газа перед турбиной, должны быть выполнены из улучшенных металлов и сплавов и интенсивно охлаждаться. Конструктивные эле- менты должны также иметь покрытия, предохраняющие от окисления и сульфатирования при длительном време- ни работы с высокой температурой, особенно при сниже- нии содержания хрома в материалах элементов. Поэтому создание высокотемпературных покрытий для сплавов, используемых при изготовлении рабочих и сопловых ло- паток турбин и всех горячих конструктивных элементов двигателя, изготовляемых из листового термостойкого материала, является одной из важнейших современных задач, стоящих перед металлургами. В зарубежной литературе большое внимание уде- ляется применению в конструкциях авиационных дви- гателей таких материалов, как сплавы на основе ни- келя, кобальта, хрома, а также сплавы с дисперсным упрочнением жаропрочных металлов, содержащие тантал и ниобий. Указывается, например, что сплавы на основе никеля и кобальта дают возможность повысить на 35° С рабочие температуры лопаток без их покрытия материа- лами, предохраняющими от окисления и сульфатирова- ния. Применение литых сплавов на основе никеля, имею- щихся в настоящее время, для изготовления конструк- тивных элементов авиационных ГТД даст возможность повысить температуру газов перед турбиной до 930— 980° С, не охлаждая элементы. Приводятся данные о том, что материалы на основе никеля с дисперсным упрочнением пригодны для приме- нения в элементах конструкций, работающих при низких напряжениях, например в лопатках соплового аппарата, но при более высоких температурах, чем сплавы на осно- ве никеля и кобальта. Хромовые сплавы при температурах ниже 200° С ста- новятся хрупкими. По мере поглощения азота из окру- жающего воздуха хрупкость их увеличивается, поэтому необходимо разработать покрытия, которые могли бы не только повысить устойчивость против окисления, но и являлись бы и ограждающим препятствием против «за- грязнения» металла азотом. Неохлаждаемые турбины не могут работать продол- жительное время при температурах на входе выше 900°С. Следовательно, при повышении температуры газов более 55
этого значения нужно охлаждать турбину. Чем больше будет температура газов, тем более интенсивно нужно охлаждать рабочие и сопловые лопатки, а также все «го- рячие» части двигателя. При крейсерском режиме сверх- звукового полета температура воздуха, отбираемого от компрессора для охлаждения рабочих лопаток турбины, достигает 600—650е С, т. е. примерно на 100° С ниже, Рис. 27. Охлаждение турбинных лопаток: /—передняя (ведущая) кромка, охлаждаемая струей воздуха; 2 — зад- няя кромка имеет пленочное охлаждение; 3 — в средней части хорды происходит конвективное охлаждение; 4 — конвективное охлаждение; 5 — направление горячих газов; 6 — охлаждающий воздух; 7 — охлаж- дение непосредственно направленной струей воздуха; 8 — пленочное охлаждение; 9— лопатка с испарительным охлаждением; 10 — испари- тельное охлаждение чем у неохлаждаемых лопаток двигателей дозвуковых самолетов на крейсерском режиме. Поэтому необходимо применять методы охлаждения, более эффективные, чем существующие. На рисунке 27 показаны три способа охлаждения ло- паток турбины: конвективное, пленочное, испарительное. В промышленности западных стран в настоящее вре- мя наибольшее внимание уделяется конвективному охлаждению лопаток. Обычно в зоне середины хорды лопаток размещены тесно поставленные ребра, которые увеличивают площадь поверхности лопаток и способству- ют их хорошему охлаждению. 56
Передняя кромка лопатки нагревается при работе двигателя особенно сильно; для нее требуется интен- сивное охлаждение. Направленное охлаждение, при котором происходит соударение воздушной струи с внут- ренними стенками передней кромки, по мнению многих иностранных специалистов, наиболее эффективно. Задняя кромка лопатки обычно слишком узкая, поэто- му в ней нельзя выполнить охлаждающие каналы. Здесь, видимо, целесообразно применять пленочное охлаж- дение. В целях наиболее эффективного аэродинамического использования охлаждающего воздуха желательно его выпускать в направлении газового потока турбины. В этом случае воздух из канала охлаждения передней кромки поступает в газовый поток через узкие прорези или щели, обеспечивая пленочное охлаждение задней кромки. Середина лопатки охлаждается воздухом, кото- рый поступает из центрального канала и направляется на ребра, идущие в направлении наружного газового потока. Затем воздух выпускается через заднюю кромку лопатки. Возможно также применение пористого охлаждения лопаток. В этом случае охлаждающий воздух проходит через пористые стенки материала лопаток и образует изолирующую прослойку между горячими газами двига- теля и стенками лопатки. Вторым фактором, способствующим увеличению полного к. п. д., является повышение давления в дви- гателе. В зарубежной печати делаются предположения, что степень повышения давления достигнет 50—60, т. е. будет почти в три раза больше, чем у современных дви- гателей. Для получения высокого полетного к. п. д. отношение скорости истечения реактивной струи к скорости полета должно быть по возможности небольшим, что практиче- ски требует высокой степени двухконтурности. Следова- тельно, необходимо увеличивать диаметр двигателя, что- бы обеспечить ему заданную тягу, а это увеличивает трудности, связанные с установкой ДТРД большого диа- метра на самолете. Потребуются, следовательно, соот- ветствующие конструктивные решения как двигателя, так и самолета, чтобы иметь возможность применять двигатели с большой степенью двухконтурности. 57
18 16 a 1,2 i,o 0,8 06 до W 600 800 1000 1200 №Ю 1600 Т* Рис. 28. Влияние температуры газов перед турбиной и степени повышения давления воздуха в компрессоре на удельный расход топлива Увеличение термического и полетного к. ti. Д. при- водит к снижению удельного расхода топлива. Совместное влияние температуры газов перед турби- ной и степени повышения давления воздуха в компрес- соре на удельный расход топлива показано на рис. 28. Значительная сте- пень повышения дав- ления в компрессоре двигателя, как извест- но, необходима для до- стижения высокого термического к. п. д. только при малых чис- лах М полета, так как термический к. п. д. за- висит от полной степе- ни расширения, а не только от степени по- вышения давления в двигателе. При полете с большими числами М высокой степени повы- шения давления в ком- прессоре не требуется. При полете в страто- сфере со скоростью, соответствующей чис- лу М = 0,8, при степени повышения давления в компрессоре, равной 50, полная степень расширения газа будет около 75, что почти соответствует степени расши- рения в современных двигателях, работающих по циклу Дизеля. Вес двигателей может быть значительно уменьшен путем применения новых материалов, особенно компози- ционных *. На рис. 29 приведено увеличение относитель- ной тяги двигателя, реализуемой с 1 кГ веса его, по годам. Использование композиционных материалов мо- жет привести к радикальным изменениям в конструкции двигателя, в частности к созданию лопаток, выполненных заодно с диском. В иностранной печати отмечается, что 1 О композиционных материалах см. в гл. 8. 58
применение композиционных материалов позволит в бу- дущем довести вес деталей до половины его современно- го значения. Высказывается мнение о том, что методы конструирования авиационных двигателей будут корен- ным образом изменены путем применения счетно-решаю- Рис. 29. Увеличение относительной тяги двигателя по годам ки, не будут вычерчиваться, а расчетная информация, по- лученная от счетно-решающего устройства, будет посту- пать непосредственно в станок-автомат. Готовые детали будут контролироваться также с помощью счетно-ре- шающих устройств. Как указывалось, полет с большими сверхзвуковыми скоростями целесообразно осуществлять на летательных аппаратах, снабженных прямоточными ВРД, которые значительно проще по конструкции, чем ГТД, — у них нет таких сложных агрегатов, как в ГТД, например компрессора и турбины. Однако самолет, спроектирован- ный для больших сверхзвуковых скоростей полета, дол- жен летать значительное время и на дозвуковых скоро- стях. Помимо этого, он должен иметь приемлемые взлет- ные и посадочные характеристики. Все это приводит к необходимости создания комбинированной силовой ус- тановки, состоящей из ДТРД и ПВРД. В оптимальном случае необходим двигатель, в котором степень двухкон- турности регулировалась бы в соответствии с програм- мой полета самолета. 59
Применение самолетов с изменяемой стреловидностью крыла ведет к усложнению согласования работы двига- теля и планера. Это вызывает необходимость иметь дви- гатель с регулируемой геометрией. Возможно, что в бу- дущем ГТД будут создаваться с регулируемой геометрией с разработкой методов надежного и эффективного изме- нения степени двухконтурности. Рис. 30. Тенденция увеличения термического к. п. д. ВРД Рассмотрим систему «двигатель — планер», анализи- руя общий термический к. п. д. На рис. 30 показаны тер- мические к. п. д. двигателей, достигнутые в настоящее время, и термические к. п. д., которые возможны в буду- щем. Для скоростей полета, соответствующих числам М = 084-2, кривая, представляющая т]т современных дви- гателей, относится к ДТРД, при числах М = 2ч-3 — к ТРД, а начиная с числа М = 3,5 и выше—к ПВРД. Анализ ри- сунка показывает, что «с точки зрения» только термиче- ского к. п. д. двигателя при малых числах М полета возможен большой выигрыш с постепенным уменьшени- ем его для скоростей полета, приближающихся к М = 3. Это объясняется тем, что ПВРД при скоростях полета М>3 представляют в настоящее время эффективную си- ловую установку, работающую при максимальной тем- пературе цикла, значительно превосходящей 1700° С. Серьезной проблемой использования силовой установ- ки на самолете является согласование работы двигателя 60
и воздухозаборника. Эта система должна соответство- вать характеру воздушного потока по всему тракту во всем диапазоне скоростей полета. У сверхзвукового самолета необходимые параметры воздушного потока на крейсерском режиме определяют размер и основу конструкции двигателя и воздухоза- борника. На скоростях ниже расчетных нужно изменять Рис. 31. Схема согласования расхода воз- душного потока в соответствии с требова- ниями отдельных элементов двигателя на сверхзвуковом крейсерском режиме (по вертикальной оси отложена относительная площадь сечения, по горизонтальной оси — число М полета): 1 — подача воздуха в воздухозаборник; 2 — пере- пуск воздуха; 3 — поток, отбираемый в воздухо- заборнике; 4 — потребность в воздухе двигателя; 5 — вторичный поток в сопле геометрические формы воздухозаборника, чтобы иметь оптимальные характеристики работы двигателя, но уже на другом режиме. На рисунке 31 показано изменение проходных сече- ний, которые соответствуют потребным расходам воздуха через двигатель на сверхзвуковом крейсерском режиме, включая вторичный поток, проходящий через сопло. Сле- дует заметить, что часть пограничного слоя, отбираемого со стенок воздухозаборника, могла бы быть использова- на для создания вторичного потока через сопло. Значи- 61
тельная доля этого воздуха имеет такое низкое давление, что он просто выпускается за борт самолета. При уменьшении скорости полета потребность в воз- духе для двигателя будет меняться в зависимости от его удельных параметров. Однако расход воздуха через воз- духозаборник будет всегда меньше, чем требуется дви- гателю. В результате этого характеристики воздухоза- борника будут ухудшаться, если не изменять его гео- метрических размеров и формы. Показанные на рис. 31 значения относительного рас- хода воздуха через воздухозаборник достигаются в кон- струкции, обеспечивающей существенное изменение гео- метрической формы центрального тела, чтобы поддер- живать коэффициент восстановления давления в воздухо- заборнике на высоком уровне во всем диапазоне скоро- стей полета. Метод реализации излишка воздуха, «по- данного» воздухозаборником и используемого в сопле и перепускном канале, определяется необходимостью со- здать оптимальные условия для данной установки. При выборе конструкции воздухозаборника для сверхзвукового крейсерского режима следует учитывать многие факторы, и в первую очередь то, что с увеличе- нием расчетного числа М полета нужно повышать сверх- звуковое сжатие, чтобы уменьшить потери давления в ко- нечном прямом скачке уплотнения. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (ЖРД) Схема жидкостного ракетного двигателя приведена на рис. 32. В камере ЖРД сгорает смесь жидкого горю- чего и жидкого окислителя, которые размещаются в от- дельных баках и подаются непрерывно в камеру сгора- ния системой подачи. Истекающие из ракетного двигате- ля газы образуются исключительно за счет сгорания веществ, находящихся на самом летательном аппарате. Именно это обстоятельство делает работу ракетного дви- гателя независимой от окружающей атмосферы. Поэто- му эти двигатели и применяются на космических ракетах. Жидкостно-ракетный двигатель был предложен впервые в 1903 г. знаменитым русским ученым и изобретателем К. Э. Циолковским. Схема двигателя и принцип неко- торых решений остаются неизменными и для современ- ных ЖРД. 62
В жидкостно-ракетных двигателях топливо, как ука- зано выше, состоит из окислителя и горючего, которые обычно называются компонентами топлива. Ком- поненты топлива размещаются в баках двигателя, нахо- дящихся на летательном аппарате. Горение топлива и последующее расширение продуктов сгорания происхо- дит в камере сгорания и реактивном сопле двигателя. 6 Рис. 32. Схема жидкостного ракетного двигателя: / — камера сгорания; 2 — форсунки; 3 — трубопровод подачи окислителя; 4 — рубашка охлаждения; 5 — сопло; 6 — трубопро- вод подачи горючего Горючее и окислитель поступают в камеру сгорания че- рез топливные форсунки, размещенные на ее головке. Топливо подается в камеру сгорания под давлением, большим, чем давление в ней. Подача топлива осущест- вляется с помощью специальной системы (система пода- чи), которая состоит из агрегата, создающего давле- ние (баллон со сжатым воздухом или турбонасосный агрегат), а также трубопроводов с клапанами и регу- ляторами. Термодинамический процесс ЖРД существенно от- личается от термодинамического процесса, происходяще- го в реактивных двигателях других типов. При подаче в камеру сгорания топливо должно быть подготовлено для наиболее благоприятного протекания реакции горе- ния. Это значит, что горючее и окислитель должны обра- зовать возможно более однородную смесь. Для этого 63
они с помощью форсунок распыляются на мелкие капЛИ и перемешиваются в камере сгорания в необходимой пропорции. Вступая в химическую реакцию между собой, компоненты топлива воспламеняются и сгорают. При горении топлива химическая энергия, заключенная в нем, в значительной мере превращается в тепло, увели- чивая теплосодержание продуктов сгорания. Работа рас- ширения затрачивается на увеличение скорости продук- тов сгорания, истекающих из сопла, а следовательно, на создание тяги. Сила тяги двигателя зависит от количе- ства газов, вытекающих из двигателя, и их скорости от- носительно двигателя. Продукты сгорания интенсивно от- дают тепло стенкам камеры сгорания и сопла. При этом камера сгорания сильно нагревается и возникает необхо- димость в ее охлаждении. Камера имеет охлаждающую рубашку. Один из компонентов, обычно горючее, перед поступлением в камеру сгорания проходит через каналы, образованные стенками камеры и рубашкой, и отводит тепло от стенок. Жидкостно-ракетные двигатели различаются по типу применяемых топлив, способу сжатия и подачи компо- нентов топлива и по назначению двигателя. В ЖРД применяют топлива двух основных типов: унитарные и топлива раздельной подачи. Унитарное жидкое топливо — это одно вещество (или раствор нескольких веществ), находящееся в под- готовленном для сгорания (или для разложения) виде. Его можно назвать жидким порохом. Топливо же раз- дельной подачи состоит из горючего и окислителя, подаваемых в камеру сгорания раздельно и смешивае- мых только в самой камере. Процессы распыливания и смесеобразования в двига- телях, в которых применяются эти топлива, значительно различаются между собой. В двигателях, работающих на унитарных топливах, смешение компонентов, участ- вующих в реакции сгорания, производится заранее, и в процессе распыливания топлива необходимо только более равномерно распределить его по поперечному се- чению камеры сгорания. В двигателях раздельной пода- чи в процессе распыливания должно быть осуществлено тщательное перемешивание частичек горючего и окисли- теля, чтобы создались наилучшие условия для сгорания, а следовательно, и для возможно более полного выделе- 64
ния химической энергии топлива. В двигателях, работ ющих на унитарных топливах, система подачи более простая: используются один бак и одна система ком- муникаций между баком и камерой сгорания. Однако со- здание совершенного унитарного топлива ограничено его взрывоопасностью. В связи с этим двигатели на унитар- ном топливе применяются редко. Двигатели раздельной подачи классифицируются бо- лее детально по типу применяемого окислителя. Свойства того или иного окислителя в значительной степени оп- ределяют конструктивные особенности двигателя, а ча- сто и возможность его использования на том или ином летательном аппарате. При классификации двигатели обычно получают название по типу применяемого окисли- теля: кислородный, азотно-кислотный и т. д. В настоящее время наиболее распространены кислородные и азотно- кислотные двигатели. Подача компонентов топлива в камеру сгорания ЖРД осуществляется в основном двумя способами: вы- теснением компонентов из баков, путем создания в них избыточного давления, и подачей компонентов насо- сами. Повышение давления в баках при вытеснитель- ной подаче может осуществляться самыми разнооб- разными методами. Широко распространена система по- дачи, в которой компоненты вытесняются газом (воздух, азот) высокого давления. Работает эта система следую- щим образом (рис. 33). Из баллона газ проходит через редуктор, понижающий его давление до рабочего дав- ления в баках, а затем поступает в баки с компонентами топлива. Силой давления газа компоненты топлива вы- тесняются в камеру сгорания. Недостатком этой системы является большой вес ба- ков для компонентов топлива, и особенно значительный вес баллона, в котором помещен газ, имеющий высокое давление. Объясняется это тем, что при вытеснитель- ной подаче баки, содержащие компоненты, находятся под давлением (внутренним), несколько превышающим дав- ление в камере сгорания. Баллон же находится под еще большим внутренним давлением. Чтобы баки и баллон под действием этого давления не разрушились, они долж- ны быть прочными, что достигается увеличением тол- щины стенок, а следовательно, и веса баков и баллона. 5 А. Н Пономарев 65
В двигателях, развивающих большую тягу, или в дви- гателях, рассчитанных на сравнительно большую продол- жительность работы, применение вытеснительной подачи привело бы к недопустимому увеличению веса баков. Поэтому в этих двигателях используется насосная сис- тема подачи компонентов. В ней для привода насосов Рис. 33. Вытеснительная система подачи топлива в ЖРД: 1 — газовый баллон; 2 — вентиль баллона; 3 — газовый редуктор; 4 — пусковой клапан двигателя; 5 — бак с горючим; 6 — регулировочные насадки; 7 — каме- ра сгорания; 8 — форсунки; 9 — гидравлический аккумулятор; 10 — силовой ци- линдр; 11 — топливные клапаны; 12 — бак с окислителем чаще всего применяется турбина (рис. 34). Турбина и насос размещаются в агрегате, который называется тур- бонасосом. Давление, развиваемое насосами, должно превышать давление в камере сгорания примерно на 10—20 атм (в зависимости от конструкции форсунок и сопротивления в охлаждающей системе). Мощность тур- бины, приводящей в движение насосы, достигает 5— 8 л. с. на каждый килограмм прокачиваемой в секунду смеси. Рабочее тело для привода турбины получается раз- личными способами. Один из способов заключается в по- лучении рабочего тела (парогаза) путем разложения концентрированной перекиси водорода или другого уни- тарного топлива. Эта система является автономной и обеспечивает достаточно устойчивое и надежное пита- 66
ние турбины. Температура парогаза при разложении перекиси водорода обычно равна 400—700°С. Недостат- ком такого типа насосной системы подачи топлива явля- ется то, что, помимо основных компонентов топлива, необходимых для работы ЖРД, нужно иметь еще спе- циальное топливо для работы турбины. Чтобы устранить этот недостаток, в ряде зарубежных конструкций ЖРД сферу Рис. 34. Насосная система подачи топлива в ЖРД: 1—бак с окислителем; 2 — бак с горючим; <?, 5 —клапаны; 4 — емкость, где находится разлагающийся химический состав; 6 — баллон сжатого газа; 7 — емкость для катализатора; 8 — парогазогенератор; 9 — перепускной клапан горючего; 10 — форсунки горючего и окислителя; 11 — перепускной клапан окислителя; /2 —насос подачи окислителя; 13 — турбина; 14 — насос подачи горючего; 15 — камера сгорания рабочее тело для привода турбины получают с помощью основных компонентов двигателя. С этой целью могут быть также использованы продукты сгорания твердого топлива. По назначению ЖРД делятся на двигатели одноразо- вого действия и однократного пуска, применяемые на различных ракетах и управляемых реактивных снарядах, и на двигатели многоразового действия и многократного пуска, используемые как основные двигатели и ускорите- ли для самолетов различных типов. Наиболее ответственным этапом работы ЖРД явля- ются его запуск и останов. 5* 67
Система запуска должна обеспечивать быстрое и без- отказное воспламенение первых порций топлива и не должна допускать значительного повышения давления в камере сгорания при запуске. Даже небольшое запазды- вание воспламенения приводит к накоплению в камере значительного количества топлива с огромным запасом энергии. Быстрое выделение ее может привести к взрыву компонентов топлива и разрушению силовой установки летательного аппарата. Процесс запуска обычно автома- тизируется. Автоматика обеспечивает нужную последо- вательность всех операций во время запуска (например, запуск газогенератора для выработки парогаза, запуск турбонасосного агрегата, включение зажигания и т. д.). В случае какой-либо неисправности в системе запуска автоматика должна прекратить запуск. Так, если не сра- ботает зажигание, система автоматики не должна допу- стить поступления в камеру сгорания основных компо- нентов, иначе в камере скопится большое количество сме- си, которая может взорваться и разрушить двигатель. Зажигание ЖРД при запуске осуществляется в основ- ном тремя способами: пиротехническим, химическим и электрическим. Пиротехническое зажигание производится с помощью специального пиропатрона, который горит в те- чение очень небольшого промежутка времени, образуя факел высокой температуры (2000° С). Этот факел под- жигает топливо, подаваемое в камеру. Пиропатрон мон- тируется на головке камеры или вводится в камеру со стороны сопла на специальной держалке-вертушке. На вертушке симметрично по окружности располагаются три пиропатрона. При воспламенении пиропатронов вер- тушка начинает вращаться, камера заполняется газами высокой температуры, после чего подастся небольшое ко- личество топлива, которое воспламеняется. Затем коли- чество подаваемого топлива увеличивается. Пиропатро- ны обычно воспламеняются электрической нитью нака- ливания. Пиротехническое зажигание применяется в двигателях различной величины тяги одноразового и многоразового действия, но однократного пуска. Химическое зажигание применяется в двигате- лях, работающих на несамовоспламеняющихся компо- нентах. В этом случае в системе подачи ЖРД монтиру- ется специальная пусковая система с самовоспламеняю- 68
щимися компонентами. При запуске ЖРД эти компо- ненты впрыскиваются в камеру сгорания, самовоспламе- няются и образуют очаг пламени. Только после этого в камеру сгорания подаются основные компоненты топ- лива. Такой двигатель менее опасен в эксплуатации и дешевле, чем ЖРД, работающий только на самовоспла- меняющихся компонентах. Химическое зажигание при- меняется в двигателях любых значений тяги однократ- ного и многократного пуска. Электрическое зажигание (с помощью искро- вой свечи) применяется в двигателях небольших тяг и в малых экспериментальных двигателях, предназна- ченных для стендовых испытаний. Недостатком такого способа является сравнительно малая тепловая мощ- ность свечи. Кроме того, для обеспечения этого вида за- жигания требуется источник электроэнергии, который не всегда удается разместить на летательном аппарате. Останов ЖРД может быть вызван или полной выра- боткой топлива из баков, или закрытием клапанов, пере- крывающих доступ компонентам топлива в камеру сго- рания. Эти клапаны называются отсечными. После останова двигателя закрытием отсечных клапанов в ка- меру сгорания поступают компоненты топлива из тру- бопроводов между отсечными клапанами и форсунками. Для обеспечения безопасности работы это топливо выду- вается из камеры сжатым газом. Жидкостные ракетные двигатели, как уже указыва- лось, могут работать на любой высоте и в безвоздушном пространстве. Они дают возможность получать большие тяги при малом весе и габаритах (по сравнению с весом и габаритами двигателей других типов). Еще одной особенностью ЖРД является большой расход то- плива. Например, в статических условиях расход то- плива в ЖРД в 14—18 раз, а на больших высотах в 7— 8 раз больше расхода топлива в некоторых других реак- тивных двигателях. Применять ЖРД целесообразно тог- да, когда необходимо получать большие тяги, а также большие скорости и высоты полета при небольшом вре- мени работы. Современные ЖРД применяются для запуска балли- стических ракет, зенитных ракет, космических летатель- ных аппаратов, в качестве основных или вспомогатель- ных двигателей на самолетах и самолетах-снарядах. При- 69
меняются они также в авиационных ракетах для стрель- бы по наземным целям (ракеты класса «воздух—земля») и воздушным целям (ракеты класса «воздух — воздух»). Конструктивное выполнение ЖРД в большой степени зависит от их назначения. Эти двигатели бывают одно- камерными или многокамерными. Для того чтобы получить необходимые скорости кос- мических летательных аппаратов и баллистических ра- кет, нужно затратить огромную энергию, которая полу- чается в результате сгорания большого количества то- плива. Причем для получения больших скоростей раке- та-носитель должна иметь и больший запас топлива, а следовательно, и начальный (стартовый) вес. Для умень- шения стартового веса ракет-носителей их выполняют составными (ступенчатыми). Каждая ступень имеет ЖРД и баки для топлива. Бывают двухступенчатые ракеты и ракеты с большим количеством ступеней. При запуске двухступенчатой ракеты сначала вклю- чается двигатель первой ступени, который разгоняет ра- кету до определенной скорости. После израсходования топлива первой ступени она отделяется от ракеты и включается двигатель второй ступени, разгоняющий ра- кету до конечной скорости. Таким образом, в этой ракете до конечной скорости разгоняется только вторая сту- пень. А в одноступенчатой ракете до этой скорости раз- гоняется вся ракета. Поэтому затраты топлива для сооб- щения полезному грузу конечной скорости в двухсту- пенчатой ракете меньше, чем в одноступенчатой. Следо- вательно, при одинаковых полезном весе и дальности полета начальный вес составной ракеты меньше началь- ного веса одноступенчатой ракеты. Жидкостные реактивные двигатели, применяемые на самолетах, как правило, более'сложны, чем двигатели, устанавливаемые на беспилотных аппаратах. Это объяс- няется тем, что такие двигатели имеют элементы управле- ния и регулирования для осуществления повторного пу- ска, обеспечения работы двигателя на малой тяге перед полетом и регулирования в полете тяги путем изменения расхода топлива. На рисунке 35 показан американский самолетный жидкостно-реактивный двигатель «Тиокол», установлен- ный на экспериментальном самолете Х-15. Двигатель ^Тиокол» является основным двигателем на этом само- 70
Лете для создания тяги. Тяга двигателя 26,1 Т, время работы 120 сек. Камера сгорания выполнена из 196 трубок (нержаве- ющая сталь) диаметром 15 мм и толщиной стенок 0,9 лш и обмотана проволокой, которая покрыта связывающим материалом из эпоксидных смол. Керамическое покрытие Рис. 35. Схема ЖРД «Тиокол», установленного на самолете Х-15: 1 — двухкомпонентиый клапан; 2 — фильтр; 3 — фланец для крепления сопло- вой приставки; 4 — алюминиевое стопорное кольцо; 5 — вкладыш, выполнен- ный из пенообразного молибдена; 6 — теплопередающие ребра; 7 — узел охлаж- дающей рубашки; 8 — головка с центробежными форсунками; 9 — радиальный зазор; 10 — внутренняя стенка камеры сгорания, выполненная из танталоволь- фрамового сплава камеры выполнено из окиси циркония. Форсуночная го- ловка полусферическая, душевого типа с многочислен- ными зонами для впрыска топлива; каждая из зон имеет чередующиеся форсунки горючего и окислителя. Воспла- менитель установлен в центральной части форсуночной головки. Система охлаждения регенеративная, охлади- тель — горючее. Реактивное сопло, подобно камере, вы- полнено из трубок и охлаждается горючим. В качестве топлива применяется безводный аммиак (горючее) и жидкий кислород (окислитель). Подача топлива турбо- 71
насосная. Наддув топливных баков и продувка их осуще- ствляются гелием. В системе подачи жидкого кислорода в качестве уплотнительного материала применяются кау- чук и инконель с асбестовым наполнителем. Турбонасосный агрегат состоит из двухступенчатой активной турбины, которая крепится с насосами на об- щем валу и работает на продуктах распада перекиси водорода. Мощность турбины 1500 л. с. при 13 000 об/мин. Система зажигания электрическая. Воспламенение смеси газообразного кислорода и жидкого аммиака про- изводится тремя искровыми свечами с поверхностным разрядом. Продукты горения истекают в камеру сгора- ния и поджигают топливо, подаваемое через головку, обеспечивающую столкновение струй компонентов. Эта камера имеет регенеративную систему охлаждения. В ка- честве охладителя используется горючее. Система регулирования полностью автоматизирована. Система блокировки при запуске «следит» за удовлет- ворительным протеканием операций в определенной по- следовательности и отключает двигатель в случае его неисправности. Система предохранительных устройств обеспечивает безопасную работу двигателя и предотвра- щает скопление критического количества топлива в ка- мере сгорания. Регулирование тяги в диапазоне 100—30% осущест- вляется изменением числа оборотов турбины ТНА. Цикл запуска двигателя начинается с охлаждения насосов ТНА, трубопроводов и клапанов. Затем осу- ществляются продувка камеры сгорания гелием, раскрут- ка ТНА и включение воспламенителя. Сразу после от- деления самолета Х-15 от самолета-носителя открывают- ся основные клапаны ЖРД и воспламеняется топливо в камере сгорания. С этого момента двигателем управля- ет летчик, который может его задросселировать, выклю- чить или повторно включить. Запас гелия для продувки позволяет осуществлять пять повторных запусков двига- теля. В аварийной ситуации предусмотрено опорожнение топливных баков под давлением в течение нескольких секунд. В качестве силовой установки на ракете «воздух — земля» «Блю Стил» применяется двигатель «Стентор» фирмы «Бристоль Сиддли», имеющий две камеры сго- рания, изготовленные из профилированных трубок, стя- 72
нутых обручами для придания жесткости конструкции. Система охлаждения регенеративная. В качестве охлади- теля используется окислитель. Горючим служит керосин, а окислителем — концентрированная перекись водорода. Подача топлива турбонасосная. Турбина ТНА работает на продуктах распада перекиси водорода и приводит то- пливные насосы через коробку передач. Воспламенение горючего в камере сгорания происходит мгновенно при контакте с горячими продуктами распада перекиси водо- рода. При подаче сигнала запуска перекись водорода вы- тесняется из пускового бака под давлением азота и по- ступает в парогазогенератор. По достижении турбиной расчетного числа оборотов подача перекиси водорода к парогазогенератору обеспечивается насосом, питающим камеру сгорания. Перед каждым запуском и после пре- кращения работы двигателя форсуночная головка камер сгорания продувается азотом. По окончании работы дви- гателя система подачи перекиси водорода продувается горячим воздухом. На рисунке 36 показан один из мощных американ- ских ЖРД «Рокитдайн», являющийся силовой установ- кой первой ступени ракеты «Сатурн-5». Его тяга равна Рис. 36. Схема ЖРД «Рокитдайн» ракеты «Сатурн-5»: 1 — дискретный регулятор опорожнения баков; 2 — расходомер; 3 — клапаны перепуска топлива для охлаждения магистралей подачи; 4 — насос жидкого кислорода; 5 — теплообменник; 6 — кислород для наддува бака; 7 — перепуск- ной клапан; 8 — клапан подачи окислителя в воспламенительное устройство; 9 — основной клапан окислителя; 10 — водород для наддува бака; 11 — бак с газообразным водородом; /2 — клапаны газогенератора; 13 — газогенератор; 14 — насос жидкого водорода; 15 — основной клапан горючего 73
Рис. 37. Схема управления ЖРД космической ракеты: 1 — клапан всасывания окислителя; 2 — перекрывной клапан; 3 — ручной кла- пан; 4 — штуцер заправки масла; 5 — выключатель, срабатывающий под дав- лением; 6 — редукционный клапан; 7 — клапан заправки и опорожнения бака окислителя; 8 — клапан заправки и опорожнения бака горючего; 9 — насос горючего; 10 — насос окислителя; 11 — коробка передач; 12 — турбина; 13 — большой парогазогенератор; 14 — малый парогазогенератор; 15 — масля- ный фильтр; 16 — масляный бак; 17 — контрольный клапан; 18 — клапан регу- лирования соотношения компонентов; 19 — регулирующий клапан; 20 — клапан балансировки давления; 21 — соленоидный клапан двойного действия; 22 — фильтр окислителя; 23 — клапан регулирования тяги; 24 — обратный кла- пан; 25 — клапан подачи окислителя от наземного источника при запуске; 26 — клапан подачи азота от наземного источника; 27 — дроссель горючего; 28 — цапфа горючего; 29 — отсечной клапан; 30 — дроссель окислителя; 31 — цапфа окислителя; 32 — камера сгорания 74
от 70 000 до 100 000 кГ, а время работы— 150—390 сек (в зависимости от модификации). Двигатель состоит из пяти камер сгорания, четыре из которых устанавливают- ся шарнирно по окружности и одна — жестко в центре. Каждая камера сгорания выполнена из двух рядов сталь- ных профилированных трубок. Головка двигателя имеет форсунки для подачи горючего и окислителя. Система охлаждения камеры сгорания регенеративная. Горючее от ТНА поступает по внутреннему ряду трубок к соплу и возвращается по внешнему ряду трубок в головку дви- гателя, где по радиально расположенным каналам под- водится к форсункам. Температура газов, образующихся при сгорании компонентов топлива в камере сгорания, более 3000° С. Реактивное сопло колоколообразной формы; стенки сопла выполнены, так же как и стенки камеры сгорания, из двух рядов трубок. Сопло охлаждается горючим. В качестве топлива применяется горючее— керосин и окислитель — жидкий кислород. Наддув бака горючего производится газообразным гелием, который хранится в четырех баллонах в жидком состоянии под давлением. Гелий испаряется в теплообменнике, расположенном в двигательном отсеке. Наддув бака окислителя произво- дится газообразным кислородом, который образуется при пропускании жидкого кислорода через теплообменник. Турбонасосный агрегат имеет насос окислителя и на- сос горючего. Мощность его турбины 60 000 л. с. Диа- метр турбонасосного агрегата—1,22 м, вес— 1270 кГ. Запуск ТНА осуществляется с помощью стартера. Газогенератор работает на основном топливе с из- бытком горючего и расходует 2% общего расхода то- плива двигателем. Система зажигания электрическая, для воспламенения топлива в газогенераторе использу- ются запальные свечи. В системе зажигания основной ка- меры двигателя используется триэтилалюминий в ком- бинации с жидким кислородом. На рисунке 37 показана схема управления одного из иностранных ЖРД. Топлива жидкостных ракетных двигателей (по материалам иностранной печати) Как указывалось, топливо для ЖРД состоит из двух компонентов: окислителя и горючего. 75
Окислителями называются вещества илй смеси ве- ществ, в составе которых преобладают окислительные элементы. Вес окислителя равен примерно 2/з веса всего топлива. Горючими называются вещества или смеси веществ, в составе которых преобладают горючие элементы. Окислители ракетных топлив делятся на две группы: низкокипящие и высококипящие. Из низкокипящих окис- лителей в настоящее время практическое применение имеет жидкий кислород. В стадии исследований находят- ся жидкий фтор и озон. Из высококипящих окислителей широко употребляются смеси азотной кислоты, тетранит- рометан, четырехокись азота, перекись водорода; анали- зируются возможности применения хлорной кислоты и некоторых соединений хлора. Жидкий кислород получают из воздуха путем последовательного его сжижения и отделения от азота и других газов, входящих в состав земной атмосферы. Чистый кислород ни в газообразном, ни в жидком состоя- нии не взрывается, однако смеси его с небольшими коли- чествами горючих веществ способны взрываться даже от весьма слабых импульсов. Поэтому емкости, трубо- проводы, арматура как для жидкого, так и для газообраз- ного кислорода должны быть тщательно обезжирены. Кислород обычно выпускается двух сортов. Они от- личаются содержанием кислорода от 99,2% по объему до 98,5%. Количество ацетилена в чистом виде не долж- но превышать 0,3 см31л. Для уменьшения потерь жидкий кислород хранится и транспортируется в специальной теплоизолированной таре. Различные металлы ведут себя при температуре жидкого кислорода по-разному. Такие металлы, как медь, латунь, алюминий и его сплавы, легированные стали, практически не меняют своих свойств и, следовательно, могут применяться для изготовления емкостей, трубо- проводов и арматуры под жидкий кислород. Черные металлы теряют вязкость и становятся очень хрупкими. В качестве прокладочных материалов в аппаратуре для жидкого кислорода применяются материалы, незначи- тельно изменяющие свою эластичность при низкой тем- пературе. Жидкий озон имеет темно-синий цвет. Озон яв- ляется неустойчивым веществом, склонным к взрывному 76
разложению под действием внешних импульсов, причем склонность эта возрастает при наличии различных при- месей. Взрывоопасность озона уменьшается по мере разбавления его кислородом, в котором он хорошо раст- воряется. Температура кипения озона — минус 112° С, а кислорода — минус 183° С, поэтому такие растворы при хранении расслаиваются — образуются два слоя, из ко- торых нижний имеет высокую концентрацию озона, весь- ма чувствительного к взрыву. Озон обладает высокой химической активностью. Мно- гие органические вещества при контакте с ним самовос- пламеняются. Все металлы (кроме золота, платины и иридия) быстро окисляются озоном. Озон принадлежит к сильнотоксичным веществам. Жидкий фтор окрашен в ярко-желтый цвет и яв- ляется наиболее активным окислительным элементом. Стальные и медные трубопроводы под действием газооб- разного фтора покрываются с внутренней стороны тон- кой, но достаточно прочной пленкой фторида металла, препятствующей дальнейшему его разрушению. При на- личии в трубопроводах изгибов образующаяся пленка фторида металла растрескивается и в виде порошка уно- сится потоком фтора. Наименее подвержены эрозионно- му действию фтора никель и некоторые сплавы. Медлен- нее других реагируют с фтором медь и алюминий. Фтор является высокотоксичным веществом. Азотная кислота. Азотная кислота с добавлени- ем в нее четырехокиси азота широко применяется в сов- ременных ракетных двигателях. Азотная кислота представляет собой бесцветную тя- желую легкоподвижную жидкость, сильно дымящуюся на воздухе. В любых концентрациях она не является взрывчатым веществом. Смеси же концентрированной азотной кислоты с горючими веществами способны взры- ваться под воздействием внешних импульсов, а в неко- торых случаях и в результате экзотермических реакций, протекающих между кислотой и горючим. Азотная кислота обладает высокой коррозионной ак- тивностью. Поэтому выбор конструкционных материалов для нее ограничивается алюминием и высоколегирован- ными хромистыми и хромоникелевыми сталями. Для уменьшения коррозии в азотную кислоту вводят ингиби- торы— вещества, снижающие коррозию. В качестве ин- 77
гибитора для нее применяют, например, серную кислоту. Азотная кислота является токсичным продуктом. Пары ее при вдыхании могут вызвать отравление со смертель- ным исходом. Тетранитрометан представляет собой тяжелую прозрачную жидкость зеленовато-желтого цвета с резким специфическим запахом. Препятствием к широкому при- менению тетранитрометана в ракетной технике являются его высокая температура замерзания ( + 13,8° С) и взры- воопасность. Четырехокись азота представляет собой свет- ло-желтую, сильно летучую, легкоподвижную тяжелую жидкость. Основным ее эксплуатационным недостатком является высокая температура замерзания (—11,23°С). Перекись водорода является окислителем, лег- ко выделяющим активный свободный кислород. Концен- трированная перекись водорода представляет собой бес- цветную, прозрачную тяжелую жидкость. Она легко раз- лагается под влиянием различных примесей. Разложение сопровождается значительным выделением тепла. При загрязнении перекиси водорода разложение ее может принять самоускоряющийся характер и привести к взры- ву. Для предотвращения этого в перекись водорода вво- дят стабилизатор — фосфорную кислоту. К веществам, ускоряющим разложение перекиси водорода, относятся окислы и соли тяжелых металлов и металлы (серебро, золото, платина). Конструкционными и уплотнительными материалами для перекиси водорода являются алюминий, хромистые, хромоникелевые нержавеющие стали и пластмассы. Не- допустимо применять обычные черные металлы, а также медь, свинец. Хранится и транспортируется перекись водорода в емкостях из хромистых сталей? Емкости должны сооб- щаться с атмосферой с помощью дренажных труб, кото- рые снабжены фильтрами, исключающими возможность попадания пыли в емкости из воздуха. Перекись водоро- да является токсичным продуктом. Высокая ее концен- трация в воздухе вызывает раздражение слизистых обо- лочек глаз и носоглотки. Горючее ракетных топлив. В качестве горючего для ЖРД применяются водород, аммиак, амины, гидразин, диметилгидразин, спирты, керосин. 78
Водород является одним из перспективных горю- чих. Газообразный водород представляет собой легкий газ без цвета, запаха и вкуса, легко проникающий при повышенной температуре даже через стекло, кварц и не- которые металлы. Жидкий водород — бесцветная, легко- подвижная прозрачная жидкость. В чистом виде водород является веществом невзры- воопасным. Однако смеси его с кислородом и воздухом в широком диапазоне соотношений способны взрываться от действия теплового или электрического импульса. Температура кипения водорода —252° С, а температура замерзания —259,2° С. Так как критическая температура водорода очень низкая, хранить его в жидком виде мож- но только при условии дренажирования емкостей. Водо- род не токсичен, но вдыхание его в больших количествах может привести к удушью. А м м и а к >в промышленности получается главным об- разом непосредственно из синтеза азота и водорода. Жидкий аммиак бесцветен. Он хорошо растворяет водо- род, с воздухом и кислородом образует взрывчатые сме- си. Аммиак токсичен, при длительном вдыхании может вызвать отравление со смертельным исходом. Амины представляют собой органические производ- ные аммиака. Это окрашенные жидкости, плохо раство- ряющиеся в воде и хорошо смешивающиеся со спир- тами. Амины являются высокотоксичными продуктами. Гидразин является также производным аммиака. Он представляет собой бесцветную, прозрачную, гигро- скопичную жидкость с характерным аммиачным запахом и легко разлагается под влиянием различных катализа- торов (уголь, асбест) или при нагревании. При нагрева- нии до 230° С происходит взрывное разложение гидра- зина. Температура вспышки на воздухе равна 38° С. Он хорошо смешивается с водой, спиртами, аминами. Смесь гидразина с диметилгидразином применяется как горю- чее ракетных топлив. Гидразин коррозионно активен. Стойкими к нему являются алюминий и его сплавы, а также нержавеющие стали. В качестве прокладочного материала можно ис- пользовать полиэтилен. Гидразин токсичен, действует на слизистую оболочку глаз и может вызвать временную слепоту. 79
Диметилгидразин является производным гидра- зина. Он очень токсичен. Смеси его паров с воздухом в широком диапазоне соотношений способны взрываться. Спирты являются производными углеводородов и в ракетной технике применялись в прошлом, а в настоящее время вытеснены более эффективными горючими (угле- водороды, амины, гидразин и его производные). Горючие на основе нефтепродуктов. Нефть является наиболее мощным природным источни- ком углеводородных горючих. В ракетных двигателях используются керосиновые фракции нефти. Для улучше- ния физико-химических, энергетических и охлаждающих свойств керосиновые фракции подвергают различной об- работке. Горючие на основе нефтепродуктов коррозион- но пассивны, не токсичны и безопасны в обращении. РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Схема ракетного двигателя твердого топлива показа- на на рис. 38. Двигатель состоит из цилиндрической ка- Рис. 38. Схема ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ): камера сгорания; 2 — выхлопное сопло; 3 — твердое топливо; 4 — воспла- менитель меры сгорания 1 и выхлопного сопла 2. Камера сгора- ния заполнена твердым топливом 3. Двигатель включает- ся воспламенителем 4, помещенным в камере сгорания. В процессе горения топлива в камере образуются газы, имеющие большое давление и высокую температуру. Они с большой скоростью вытекают через сопло в атмосферу, создавая силу реакции, направленную в сторону, проти- воположную вытекающим из сопла двигателя газам. Время работы РДТТ ограничено запасом твердого топ- лива. Горение заряда происходит с торцовой поверх- ности, обращенной к соплу, либо по цилиндрической или 80
сложной формы поверхности. Температура газов в каме- ре сгорания достигает 2000° С и более, а давление дохо- дит до сот атмосфер. Газы вытекают в атмосферу с большой скоростью (2000 м/сек и более). Реактивная сила тем больше, чем значительнее мас- са газов и чем больше скорость их истечения из реак- тивного сопла. Простота конструкции РДТТ и удобство работы с твердым топливом приводят к широкому использованию их в военной технике, в том числе и в авиации. В част- ности, ракеты класса «воздух — воздух» обычно снабжа- ются двигателями твердого топлива. Для осуществления более короткого разбега при взле- те на современных самолетах также применяются поро- ховые стартовые ускорители. Двигатели твердого топли- ва используют, кроме того, и для обеспечения быстрого (без разбега) взлета легких самолетов (для так назы- ваемого точечного старта). За последние годы были существенно повышены удельная тяга и продолжительность работы двигате- лей твердого топлива. Вместо пороховых двигателей пе- риода второй мировой войны с удельным импульсом 60 кГ • сек/кГ и временем горения 5—15 сек появились РДТТ с новым составом топлива, имеющие удельный им- пульс до 250 кГ • сек/кГ и более и время горения до не- скольких минут. Это обстоятельство позволило приме- нять такие двигатели для различного рода ракет как средней («Поларис»), так и межконтинентальной («Ми- нитмен») дальности. По сравнению с ЖРД ракетные дви- гатели твердого топлива позволяют значительно сокра- тить время подготовки ракеты к пуску, длительно хра- нить заряженные топливом и готовые к пуску ракеты, а также упростить эксплуатацию и сократить количество обслуживающего состава. Несомненно, ракетные двигатели твердого топлива будут все время совершенствоваться для повышения их эксплуатационных характеристик. Совершенствование РДТТ будет идти в различных направлениях. Главным же, однако, как указывается в иностранной литературе, будет изыскание новых видов топлива. Твердое топливо должно обладать высокой весовой плотностью. Это по- зволяет сократить размеры двигателя, выделять возмож- но большее количество тепла при сгорании с образова- 0 А- Н. Пономарев g|
нием легких продуктов сгорания, что увеличивает ско- рость истечения, а следовательно, и удельный им- пульс. Давление в камере, при котором возможно устойчи- вое горение, должно быть небольшим (это уменьшает вес конструкции), так как при высоком давлении требуется большая толщина стенок, что приводит к увеличению веса камеры сгорания. Топливо должно обладать высо- кой механической прочностью, в противном случае в про- цессе горения заряд может разрушиться, что приведет к увеличению поверхности горения, повышению давления в камере и взрыву двигателя. У топлива не должны изменяться физико-химические свойства при длительном хранении. В работе двигателя могут возникать ненормальности при воспламенении заряда, в ходе горения, а также при выключении двигателя. Ненормальность при воспламене- нии может быть вызвана как недостаточной тепловой мощностью воспламенителя, так и чрезмерной мощ- ностью его. При малой энергии воспламенителя горение может заглохнуть в самом начале, не дойдя до нормаль- ного. Следовательно, воспламенитель должен обладать достаточной тепловой мощностью для обеспечения устой- чивого горения топливного заряда двигателя. Если, на- оборот, источник воспламенения обладает значительно большей мощностью, чем это необходимо, то в начале процесса воспламенения возникает пик давления, что мо- жет вызвать разрушение заряда топлива и стенок каме- ры. Ненормальность в процессе уже установившегося горения основного топливного заряда чаще всего может быть вызвана наличием трещин в нем или неоднород- ностью состава топлива. Когда по мере выгорания топ- лива поверхность горения достигает трещины, внутрь ее устремляются горячие газы. Постепенно поверхность го- рения растет, давление в камере становится больше нор- мального, а время сгорания топлива сокращается. В за- висимости от формы заряда и мест расположения тре- щин возможно даже разрушение заряда с увеличением механических потерь топлива и прекращением горения. При этом не только трещины, но и волосовины могут привести к нарушению нормального хода процесса. На рисунке 39 представлен схематический разрез дви- гателя твердого топлива, который устанавливается на 82
одной из исследовательских зарубежных ракет. Средняя тяга его равна 5000 кГ, время горения 5 сек. Топливный заряд двигателя состоит из цилиндриче- ской шашки внутреннего горения с каналом, имеющим Рис. 39. Схематический разрез РДТТ, устанавливаемого на одной из исследовательских зарубежных ракет: / — ограничительный кожух; 2 — пластмассовые кольца; 3 — бронирующее по- крытие; 4 — сопло; 5 — корпус; 6 — воспламенитель; 7 — пороховой заряд (топливо); 8 — графитовый вкладыш; 9 — керамическое покрытие в сечении форму шестиконечной звезды. Топливо — смесь перхлората аммония и полиуретана. Температура горе- ния 2225° С; вес топлива 204 кГ. Корпус двигателя стальной и представ- ляет собой тонко- стенную трубку. Концы корпуса за- щищены асбестовой тканью, пропитан- ной фенольной смо- лой. Бронирующее покрытие изготавли- вается из резины с наполнителем из по- рошкообразной слю- ды. Сопло двигателя стальное с графито- вым вкладышем и напыленным слоем Рис. 40. Ракетный двигатель твердого ОКИСИ алюминия. топлива с тягой 60 Т Скорость истечения газов 2130 м!сек. Система воспламенения — с пиротехни- ческим воспламенителем, который приводится в действие электрозапалом. 6* 83
Ракетный двигатель твердого топлива (рис. 40) с тя- гой 60 Т, временем горения 80 сек и диаметром 2000 мм демонстрировался на Парижской авиационной выставке. Вес топлива этого двигателя 20 Т. Одним из мощных РДТТ является двигатель для ра- кеты «Титан» (рис. 41). Тяга его равна 450—553 7, время горения топливного заряда 100—120 сек, длина 25 м, вес 250 Т. Топливный заряд ци- линдрический, трубчато-щеле- вой, с горением в каждой сек- ции изнутри и с торцов, тол- щина топливного свода 900 мм. Корпус двигателя стальной, внутренняя поверхность его имеет резиноподобную изоля- цию, которая покрыта клея- щим материалом для скрепле- ния топлива с теплозащитным покрытием. Длина сопла дви- гателя 3 м, диаметр выходного сечения сопла 2,7 м. В качест- ве воспламенителя основного заряда в этом двигателе при- меняются небольшие запаль- ные РДТТ. Для регулирования вектора тяги используется впрыск в сопло жидкой четы- рехокиси азота, подаваемой под давлением. Для отсечки тяги используются два отвер- Рис. 41. Схема РДТТ ракеты «Титан»: 1 — носовой обтекатель; 2 — узел системы зажигания; 3 — передняя часть двигате- ля; 4 — основные секции двигателя; 5 — задняя часть двигателя; 6 — узел задней юбки двигателя; 7 — кольцевой коллектор системы регулирования вектора тяги, распо- ложенный на сопле; 8 — узел баков си- стемы регулирования вектора тяги; 9 — носовой обтекатель; 10 — бак с газообраз- ным азотом под высоким давлением: //, 12 — передний и задний баки с четы- рехокисью азота 84
стия в передней крышке двигателя (которые открывают- ся при отсечке). На ракете «Титам» ЗС устанавливаются два таких боковых двигателя. Широко применяются РДТТ «Рокитдайн». Например, один из РДТТ «Рокитдайн» с тягой 1600 кГ устанавли- вается на ракете класса «воздух — воздух» «Сайдуин- дер». Диаметр его 127 мм. В качестве топлива в нем используется флексайдан (на основе полибутадиена). Вес топлива 27 кГ. Один из американских конструкторов космических ракет в качестве силовой установки первой ступени пред- лагает использовать ракетный двигатель твердого топли- ва «Локхид-156» с тягой 1360 Г, временем горения 60 сек, и весом топлива 318 Т. Диаметр двигателя 4 м, длина 24,4 м. Корпус двигателя состоит из трех секций. Центральная секция весом 150 Т имеет длину 6,7 м. РДТТ «Локхид-156» снабжен системой регулирования вектора тяги путем впрыска в сопло жидкости или газа, размещенных в 12 баках, которые расположены вокруг основания сопла. Для впрыскивания жидкости или газа имеются 24 форсунки. Рис. 42. Схема РДТТ «Тиокол», имеющего тягу 77—91 Т, устанав- ливаемого на ракету «Минитмен»: / — корпус; 2 — покрытие и изоляция; 3 — сопло; 4 — топливный заряд; 5 — воспламенитель 85
В иностранной печати указывается, что в настоящей время для изготовления корпусов и сопел РДТТ широко применяются пластик и стекловолокно. В частности, двигатель «Тиокол», используемый в качестве тормозного на космическом корабле «Джеминай», имеет сопло, изго- товленное из усиленного пластика. Сопло должно выдер- живать температуру выхлопных газов до 3595° С. Двига- тель «Тиокол» (рис. 42), предназначенный для третьей ступени ракеты «Минитмен», имеет корпус, выполненный из стекловолокна (корпус изготовлен методом намотки). Корпуса РДТТ «Эроджет», установленные на первой и второй ступенях ракеты «Поларис», также выполнены из стекловолокна. КОМБИНИРОВАННЫЕ ДВИГАТЕЛИ На летательных аппаратах, имеющих скорости поле- та, соответствующие числу М = 4 и более, могут приме- няться так называемые комбинированные двигатели. Они представляют собой органическое сочетание двигателей отдельных типов: турбореактивных и прямоточных, ра- кетных и турбореактивных и т. д. В настоящее время известны следующие схемы комби- нированных двигателей: турбопрямоточные, турборакет- ные (ракетно-турбинные) и ракетно-прямоточные. Из самого названия этих двигателей уже понятно, на основе каких схем они разрабатываются. Турбопрямоточные двигатели представляют собой со- четание турбореактивного или двухконтурного и прямо- точного двигателей. ТРД (ДТРД) работает до скоростей, соответствующих числу М = 3, затем он выключается и вступает в действие прямоточный ВРД. Схема турбопрямоточного ВРД, состоящего из ДТРДФ (двигатель с форсажной камерой) и ПВРД, раз- работанного фирмой «Норд Авиасьон», приведена на рис. 43. Этот двигатель рассчитан на скорость полета, со- Рис. 43. Комбинированная силовая установка «Норд Авиасьон», состоящая из ПВРД и ДТРДФ 86
ответствующую числу М = 4,5-ь6. ДТРДФ размещен внутри ПВРД. В этой силовой установке воздухозабор- ник общий, створчатый, регулируемый. Между вентиля- тором и входом в компрессор имеются створки, пропус- кающие воздух соответственно для работы ДТРДФ или ПВРД. Реактивное сопло общее — сверхзвуковое и до- звуковое у ДТРДФ. Турборакетный двигатель работает как обычный ТРД, но его турбина приводится в действие от газов, вытекаю- щих из камеры ракетного двигателя. На рисунке 44 показана схема турборакетного дви- гателя, демонстрировавшаяся на выставке в Фанборо Рис. 44. Принципиальная схема турборакетного двигателя (Англия). Двигатель состоит из осесимметричного регули- руемого воздухозаборника с центральным телом. Ком- прессор двигателя двухступенчатый, лопатки и диски его выполнены из никелевого сплава. Турбина четырехсту- пенчатая, работает на продуктах сгорания ЖРД, обога- щенных горючим, и приводит компрессор через редук- тор. Корпус редуктора имеет двойные стенки, между ко- торыми пропускается вода для охлаждения. В качестве топлива для ЖРД применяются керосин (горючее) и жидкий кислород (окислитель). Топливо ТРД — керосин. Реактивное сопло осесимметричное, регулируемое, с центральным телом. Площадь критического сечения регу- лируется положением створок сопла. В иностранной печати указывается, что этот двига- тель предназначается для воздушно-космического само- лета. $7
Ракетно-прямоточный двигатель представляет собой сочетание ракетного двигателя (ЖРД или РДТТ) с пря- моточным. Схема такого двигателя приведена на рис. 45. Неспособность ПВРД работать в статических услови- ях и при малых скоростях полета «преодолевается» тем, что на этих режимах работает ракетный двигатель, сам создающий тягу и эжектирующий массы воздуха. Смесь 12 3 4 Рис. 45. Схема ракетно-прямоточного двигателя: / — воздухозаборник; 2 — жидкостно-реактивный двигатель; 3 — каме- ра смешения; 4 — прямоточная камера продуктов сгорания ракетного двигателя и эжектируемо- го воздуха, истекая из общего реактивного сопла, созда- ет тягу. По достижении больших скоростей вступает в работу ПВРД. Такой тип двигателя может найти применение на ра- кетах, гиперзвуковых и орбитальных самолетах. АТОМНЫЕ (ЯДЕРНЫЕ) СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ Атомный (ядерный) двигатель может обеспечить са- молету огромную, практически неограниченную даль- ность полета на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. В чем основное отличие ядерных силовых установок от обычных? В том, что в них в качестве источника теп- ловой энергии применяется ядерный реактор, где проис- ходит управляемая реакция — деление ядер горючего. Тепловая мощность его необычно большая. В течение нескольких лет в иностранной литературе освещается состояние работ в области использования ядерной энергии для авиационных двигателей, которые могли бы быть применены на дирижаблях, самолетах и космических кораблях, 8?
В американском журнале «Авиэйшен Уик», 1967, № 18, говорится о том, что командование ВВС об- ратилось к одной из фирм с просьбой провести подроб- ный анализ различных целевых назначений самолета с ядерной силовой установкой и дать ответ на вопрос, мо- жет ли такой самолет, во-первых, оправдать затраты на его разработку, а во-вторых, будет ли он выгоднее по стоимости самолета с двигателями на химическом топ- ливе. В число самолетов, которые подвергались такому анализу, входили транспортные, службы оповещения и предупреждения, самолеты для патрулирования, самоле- ты-танкеры и самолеты, используемые для запуска стра- тегических ракет. Исследования проводились примени- тельно к самолетам с большими взлетными весами (450—680 Т). Изучалось также и такое необычное целевое назна- чение летательного аппарата с ядерной силовой установ- кой, как использование его в качестве буксира для пере- гонки самолетов через океан и доставки их в случае необходимости в зону военных действий. Рассматрива- лась, кроме того, возможность создания самолета с вер- тикальным взлетом и посадкой, оснащенного ядерной силовой установкой. Высказывается предположение, что в атомном само- лете будут использоваться двухконтурные двигатели с большой степенью двухконтурности. На взлете и посад- ке, т. е. на тех этапах, когда наиболее часто происходят аварии, самолет будет работать на химическом топливе. Первый самолет с ядерной силовой установкой будет, как полагают, дозвуковым; крейсерская скорость его бу- дет соответствовать числу М = 0,7-ь0,8 на высоте около 11 км. Для передачи тепловой энергии от реактора к теп- лообменнику двух контурного двигателя, как полагают, будет использоваться замкнутый контур с жидким ме- таллом или инертным газом в качестве теплоносителя. Материалы об исследованиях фирма доложила на третьей объединенной конференции специалистов по дви- гателям, проведенной американским институтом аэро- навтики и астронавтики. Ею был сделан вывод о том, что в настоящее время создание самолета с ядерной си- ловой установкой имеет реальную основу и целесообраз- но по экономическим соображениям. Такой самолет, име- ющий дальность полета свыше 8300—9300 км, может 89
нести больше полезного груза, чем самолет с аналогич- ным взлетным весом, но с двигателями на химическом топливе. В иностранной литературе указывается, что примене- ние ядерных двигателей для сверхзвуковых самолетов является лишь вопросом времени. В зарубежной печати обсуждается вопрос и об ис- пользовании ядерной силовой установки на дирижаблях. Рис. 46. Схема ядерного авиационного ТРД (рабочее тело нагревается в теплообменнике промежуточным теплоносителем): / — воздухозаборник; 2 — компрессор; 3 — теплообменник, в ко- тором воздух нагревается, отнимая тепло от промежуточного теплоносителя; 4 — турбина; 5 —реактивное сопло; 6 — реактор, в котором нагревается промежуточный теплоноситель; 7 — экран реактора; 8 — насос для прокачки теплоносителя Для дирижабля, как отмечается, требуется ядерный ре- актор диаметром 3,6 м с общим весом силовой установ- ки около 60 Т. Такой дирижабль может нести полезный груз весом примерно 400 Т и использоваться для транс- портировки огромных баллистических ракет от места их производства к месту пуска. Схема ядерного авиационного двигателя приведена на рис. 46. 90
Имеются выполненные образцы ядерных ракетных двигателей. На рис. 47 по- казан американский экспе- риментальный ядерный ра- кетный двигатель «Нерва». Его корпус выполнен из алюминия. Реактор содержит тепло- выделяющие элементы из карбида урана, покрытого пиролитическим графитом. Отражатель бериллиевый. Максимальная тепловая мощность реактора ИЗО мет. Максимальная температура газов на выходе из реактора 2050° С. Рабочим веществом является водород, который подается ТНА вначале в ох- лаждающую рубашку реак- тора, а затем в активную его зону. Турбина ТНА работа- ет на газообразном водоро- де, отбираемом за реакто- ром через отверстие в сопле и разбавляемом холодным водородом для получения пе- ред турбиной температуры 400° С. Мощность турбины 650 л. с. Двигатель имеет тягу, равную 23 Т, и удель- ную тягу 760—800 кГ • сек!кГ. Время его работы 30 мин. Двигатель «Нерва» пред- полагают использовать в по- следней ступени космической ракеты. 2 1 Рис. 47. Экспериментальный ядерный ракетный двигатель «Нерва»: 1 — рама, воспринимающая тяговое усилие: 2 — шаровые баллоны со сжатым газом; 3 — пневматический механизм, регулирующий положе- ние стержней реактора; 4 — сопло для управления по курсу; 5 — ядер- ный реактор; 6 — трубопроводы для подачи газа в ТНА; 7 — сопло труб- чатой конструкции
Глава 2 ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ ОСНОВНЫЕ ОПРЕДЕЛЕНИЯ В данной главе читатель встретится с рядом терми- нов и определений, которые желательно напомнить для уяснения излагаемого материала. Профиль крыла. Профилем крыла (оперения) назы- вается форма его поперечного сечения. Наиболее распро- страненными профилями являются следующие: выпук- ло-вогнутые, плоско-выпуклые, двояко-выпуклые, ромбо- видные и клиновидные. Размах крыла — это расстояние между концами крыла. Хорда. Хордой называется расстояние между перед- ней и задней кромками крыла. Длина ее обычно изме- няется по размаху крыла. Поэтому говорят о средней хорде. Кривизна. Кривизной называется отношение стрелы прогиба образующей профиля к хорде профиля. Кривиз- на положительна, когда средняя линия профиля откло- няется вверх, отрицательна, когда она отклоняется вниз. Подъемная сила и лобовое сопротивление. При отно- сительном движении тела и воздуха образуется полная аэродинамическая сила крыла. В большинстве случаев эту силу разлагают на составляющие так, что одна из них направлена вдоль скорости движения, другая — пер- пендикулярно к ней. Первая называется лобовым сопро- тивлением, вторая подъемной силой. 92
Подъемная сила определяется по формуле где су — коэффициент подъемной силы (он зависит от формы крыла в плане, профиля крыла и угла атаки). Из формулы видно, что подъемная сила зависит от коэффициента подъемной силы, площади крыла, плотно- сти воздуха и квадрата воздушной скорости. Для осуществления горизонтального полета необхо- димо, чтобы подъемная сила была равна весу самолета. При увеличении угла атаки коэффициент подъемной силы увеличивается до определенного значения. Макси- мальное значение коэффициента подъемной силы опре- деляется таким углом атаки, при котором начинается срыв воздушного потока. Этот угол (угол срыва потока) называется критическим углом атаки. При критическом угле атаки скорость полета наименьшая. Поэтому существует и другое название угла максималь- ного коэффициента подъемной силы — угол минималь- ной скорости. При увеличении веса летательного аппарата возра- стает нагрузка на крыло. Следовательно, чтобы лететь на том же угле атаки, на котором самолет летел до уве- личения веса, необходимо увеличить скорость. Лобовое сопротивление — это сопротивление, оказываемое движущемуся телу потоком воздуха, обте- кающего его. Сила лобового сопротивления определяется по фор- муле x=Cvs^, х 2 где сх — коэффициент лобового сопротивления, завися- щий от тех же факторов, что и су. Таким образом, сила лобового сопротивления зависит от коэффициента сх, площади крыла, плотности воздуха и скорости. С увеличением угла атаки коэффициент ло- бового сопротивления возрастает. Сопротивление движению самолета вперед оказы- вают кроме крыла, фюзеляжа, хвостового оперения и другие поверхности самолета. Сопротивление частей, ко- торые не участвуют в образовании подъемной силы, на- 93
зывается вредным. Лобовое сопротивление профилей, которое возникает в связи с образованием подъемной силы, называется индуктивным. Как вредное, так и индуктивное сопротивление изменяется пропорцио- нально квадрату скорости. В горизонтальном полете сила тяги равна силе лобо- вого сопротивления. Скорость самолета в этом случае постоянная. Если сила тяги уменьшается по величине так, что сила лобового сопротивления становится боль- ше ее, то появляется неуравновешенная, действующая назад сила. Она вызывает отрицательное ускорение или замедление поступательной скорости. Снижение посту- пательной скорости вызывает в свою очередь снижение лобового сопротивления. Когда сила лобового сопротив- ления уменьшится до величины, равной силе тяги, само- лет приобретет постоянную скорость, но при этом будет двигаться с новой, меньшей скоростью. И, наоборот, если сила тяги станет больше силы лобового сопротив- ления, то появится неуравновешенная сила, направлен- ная вперед. Она вызывает положительное ускорение са- молета и увеличение поступательной скорости. В горизонтальном полете на высоте самолет лети г быстрее, чем при том же угле атаки на уровне моря. Это происходит потому, что плотность воздуха на больших высотах уменьшается. Уменьшение плотности компенси- руется увеличением скорости. Для обеспечения поступательного движения крыла в воздухе необходимо иметь постоянно действующую силу, равную силе лобового сопротивления. Эта сила, умно- женная на скорость, равна мощности, которая расхо- дуется для обеспечения поступательного движения. Удлинение крыла. Форма крыла в плане характери- зуется удлинением, которое Для прямоугольного крыла определяется отношением его размаха I к хорде Ь. При другой форме крыла для определения удлинения поль- зуются средней хордой (6ср = —, где S — площадь крыла в плане). В этом случае удлинение крыла определяется по формуле x=J-=A. ^ср 5 94
Управление самолетом. Управление самолетом осу- ществляется с помощью управляющих поверхностей, ко- торыми являются элероны, интерцепторы, рули высоты, рули направления, управляемые стабилизаторы и трим- меры. Элероны и интерцепторы служат для накренения ле- тательного аппарата и вывода его из крена. Элероны устанавливаются в задней части крыла (один элерон на правой части крыла, другой — на ле- вой). Управляет ими летчик, отклоняя ручку управления. При этом один элерон опускается вниз, другой подни- мается вверх, создавая таким образом вращающий мо- мент, который накреняет самолет или, наоборот, выво- дит его из крена. Интерцепторы представляют собой пластины, выдвигаемые на верхней поверхности каждой половины крыла перпендикулярно к направлению полета (рис. 48). Рис. 48. Схемы интерцепторов Они служат для увеличения эффективности поперечного управления. При отклонении интерцептора на верхней поверхности начинается срыв потока, уменьшается раз- режение и подъемная сила соответствующей половины крыла падает. Руль высоты служит для управления самолетом в продольном направлении (по тангажу), т. е. относи- тельно поперечной оси самолета. Крепится он к непо- движной горизонтальной части хвостового оперения — 95
к стабилизатору, служащему для обеспечения продоль- ной устойчивости самолета. На большинстве современ- ных сверхзвуковых самолетов руля высоты нет. Его роль выполняет управляемый стабилизатор. Руль направления (его иногда называют ру- лем поворота) предназначен для изменения направления полета (курса) летательного аппарата. Крепится он к неподвижной вертикальной части хвостового оперения — к килю, служащему для сохранения путевой устойчи- вости. Управление самолетом с помощью управляющих по- верхностей производится за счет действия аэродинами- ческих сил. При отклонении, например, руля высоты вниз поток воздуха, обтекая стабилизатор с отклонен- ным рулем, образует силу, направленную вверх. При этом образуется момент относительно центра тяжести самолета, поворачивающий самолет вокруг поперечной оси так, что его нос опускается вниз. Триммер представляет собой небольшую поверх- ность, устанавливаемую шарнирно на элероне, руле вы- соты и руле направления (рис. 49). Он предназначен для уменьшения или снятия нагрузки с рычагов управления. Дело в том, что, отклоняя рычаги управления, летчик должен приложить определенное усилие для преодоле- ния шарнирного момента на руле от аэродинамических сил. Усилия на рычаги управления для самолета-истре- бителя, например, не должны превышать 10—15 кГ. Однако с ростом скорости усилия значительно увеличи- ваются и летчик не может отклонить управляющую по- верхность, а если даже отклонит, то будет с трудом удер- живать ее в отклоненном положении. Для уменьшения этих нагрузок и служит триммер. Им можно компенси- ровать шарнирный момент и даже полностью снять на- грузку с рычагов управления. Предположим, что нужно наклонить самолет вниз. Для этого отклоняют триммер руля высоты вверх. На триммере возникает аэродинамическая сила, которая бу- дет воздействовать на поверхность руля высоты. В ре- зультате воздействия этой силы руль высоты отклонится в противоположном направлении, т. е. вниз. Аэродинами- ческая сила, образующаяся на руле, будет в результате действия этой силы повертывать нос самолета вокруг поперечной оси вниз. 96
Летчик управляет рулями и элеронами с помощью органов управления, установленных в кабине летатель- ного аппарата: ручки управления на легких самолетах (штурвала на тяжелых самолетах) и ножных педалей. Органы управления связаны с управляющими поверхно- стями посредством проводки, которая выполняется гиб- кой (тросовой), жесткой (трубчатые тяги, шарнирно со- единенные между собой) и смешанной (тросовая и труб- чатые тяги). Рис. 49. Схема основного управления самолетом «Скайхоук» А-4Д: / — ручка управления; 2 — педали; 3 — гидроусилители; 4 — загрузочные ме- ханизмы; 5 — триммеры На рисунке 49 в качестве примера приведена схема основного управления самолетом «Скайхоук» А-4Д. С помощью ручки (штурвала) производится управ- ление рулем высоты и элеронами, с помощью педалей — рулем направления. Управление триммерами выполняет- ся обычно с помощью штурвальчиков, расположенных в кабине. Для управления самолетом кроме обычных рулевых поверхностей, о которых сказано выше, применяются так называемые рули двойного назначения. Такими рулями являются элевоны, рули направления двой- ного назначения и элероны двойного на- значения. В частности, элевоны выполняют функции рулей высоты и элеронов, давая возможность управлять 7 А Н. Пономарев 97
самолетом в продольном направлении и по крену. Эле- роны двойного назначения имеют такое же назначение, как и элевоны. Рули направления двойного назначения используются для управления по курсу и тангажу. Тормозные щитки, как следует из самого их назва- ния, используются для получения тормозного эффекта путем создания большого сопротивления самолету. Механизация крыла. Современные самолеты имеют большую нагрузку на крыло. Это приводит к значитель- ному увеличению посадочной скорости, что сильно Рис. 50. Элементы механизации крыла усложняет посадку. Снизить посадочную скорость мож- но путем увеличения подъемной силы крыла при посад- ке. Это достигается приспособлениями, устанавливаемы- ми на крыле, с помощью которых изменяются аэродина- мические силы, действующие на него. Такими приспо соблениями являются предкрылки, закрылки, щитки и т. д. (рис. 50). Предкрылок располагается вдоль передней кром- ки крыла (рис. 51). В диапазоне обычных углов атаки предкрылок прижат к крылу. При полете на больших углах атаки вследствие разряжения над предкрылком он отходит от носка крыла и образует профилированную щель. Воздушный поток проходит через эту щель на верхнюю поверхность крыла и улучшает его обтекание. 98
При этом срыв потока с крыла затягивается до больших углов атаки, что позволяет увеличить критический угол атаки и повысить подъемную силу крыла. а Рис. 51. Предкрылок: а — срыв потока без предкрылка; б — вы- двинутый предкрылок устраняет срыв по- тока Закрылок представляет собой хвостовую часть крыла, которая может отклоняться вниз на определен- ный угол (рис. 52). Это простой закрылок. Есть закрыл-
ки выдвижные (одно-, двух- и трехщелевые). Они не только отклоняются, но и выдвигаются. В последнем случае площадь крыла увеличивается на 10—12%. Щиток — поверхность, расположенная под крылом в хвостовой его части. Отклонение щитков или закрыл- ков увеличивает кривизну профиля крыла, вызывает рост подъемной силы и лобового сопротивления, что сни- жает минимальную скорость полета самолета. При пол- ном отклонении щитков или закрылков (при посадке щитки отклоняются на 50—60°, а при взлете на 15—20°) подъемная сила увеличивается на 20—30%, что ведет к уменьшению длины пробега. Имеются и другие конструктивные способы для уве- личения подъемной силы крыла: управление погранич- ным слоем крыла, применение крыла с конической крут- кой, отклонение носка крыла (это увеличивает кривизну профиля) и др. НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ АЭРОДИНАМИКИ Во всех случаях обтекания тела сверхзвуковым пото- ком воздуха впереди тела образуется так называемый скачок уплотнения. Образование скачка уплотнения при обтекании тела, например крыла самолета, сверхзвуковым потоком воз- духа обусловливается сжимаемостью воздуха. Малые возмущения в воздухе (уплотнения), создаваемые каж- дым элементом поверхности тела, обтекаемого сверхзву- ковым потоком, накладываются одно на другое, сумми- руются, в результате чего впереди тела образуется уже сильное возмущение — скачок уплотнения. Наибольшую интенсивность скачок уплотнения имеет непосредственно перед телом. По мере удаления от него интенсивность вызванных им в воздухе возмущений под действием вязкости ослабевает, и вдали от тела скачок уплотнения постепенно переходит в волну слабых воз- мущений. В чем основная особенность скачка уплотнения? В том, что фронт его весьма узок. В связи с этим проис- ходят резкое ударное уменьшение скорости потока и рез- кое увеличение давления, температуры и плотности воз- духа. 100
Скачок уплотнения — граница, разделяющая поток на две части: невозмущенную (перед фронтом скачка) и возмущенную (за фронтом скачка). Между фронтом скачка и передней лобовой поверхностью тела находится прослойка воздуха со значительно повышенным давле- нием. Для набегающего невозмущенного потока она представляет преграду, преодолевая которую, поток испытывает своеобразный удар. Этот удар сопровож- дается внезапной потерей нормальной (перпендикуляр- ной к преграде) скорости и соответствующим увеличе- нием давления. Можно, следовательно, сказать, что сверхзвуковой поток внезапно как бы наталкивается на препятствие и его приспособление к форме тела, т. е. к обтеканию его, начинается только за фронтом скачка уплотнения. Если же тело обтекается воздухом с дозвуковой ско- ростью, то создаваемое им возмущение, связанное с тор- можением потока, распространяется в виде волн давле- ния против потока далеко вперед от передней части тела. Это приводит к тому, что поток газа еще задолго до под- хода к телу начинает постепенно деформироваться и приспосабливаться к его обтеканию. Скачки уплотнения могут быть прямыми и косыми. Прямым называется такой скачок, поверхность (фронт) которого перпендикулярна к направлению ско- рости набегающего невозмущенного потока, т. е. состав- ляет с ней угол, равный 90°. Торможение потока на пря- мом скачке оказывается столь значительным, что за ним скорость потока всегда становится меньше скорости зву- ка, как бы велика она ни была перед скачком. Косым называется такой скачок, поверхность которого обра- зует с направлением набегающего невозмущенного по- тока острый угол. При одной и той же скорости набе- гающего невозмущенного потока косой скачок всегда слабее прямого. На косом скачке скорость снижается, а давление возрастает в меньшей степени, чем на прямом скачке. Скорость потока воздуха за косым скачком мо- жет быть и меньше и больше скорости звука. В общем случае сверхзвукового обтекания тупоносых тел скачок уплотнения имеет криволинейную форму. В своей перед- ней части скачок прямой, а по мере удаления от тела угол наклона скачка уменьшается, приближаясь к углу слабых возмущений 101
Торможение потока на скачке уплотнения приводит к тому, что часть его кинетической энергии необратимо переходит в тепло. Потеря механической энергии, пре- образуемой в тепло на скачке уплотнения, — причина особого рода сопротивления, возникающего лишь при наличии сверхзвуковых зон обтекания. Называется оно волновым сопротивлением. Величина его зави- сит от отношения скорости потока или скорости полета самолета к скорости звука а. Это отношение называется числом М полета j. При малых скоростях полета (М < 0,5) сжимаемость воздуха также проявляется, но столь незначительно, что для таких скоростей можно считать воздух несжимае- мым газом. Только большие скорости полета, соизмери- мые со скоростью распространения звука, заставляют учитывать влияние сжимаемости в связи со значитель- ным изменением аэродинамических характеристик на та- ких скоростях. Из сказанного выше можно, казалось бы, сделать вывод о том, что большие коэффициенты сопротивления возникают, когда самолет летит со скоростью, превы- шающей скорость распространения звука. Но этот вы- вод не будет правильным. Опыт показывает, что коэф- фициенты сопротивления значительно увеличиваются на скоростях полета, несколько меньших скорости распро- странения звука. Отсюда и появился термин «звуковой барьер». Следует сказать, что на дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях основным источником волно- вых сопротивлений является крыло. Известно, что при обтекании крыла местные скорости воздуха над крылом больше, чем скорость набегающего потока. Если увели- чивать скорость полета, то в некоторый момент местные скорости воздуха над крылом станут равны местной ско- рости распространения звука. Скорость полета, при ко- торой наступает это равенство, называется критиче- ской скоростью, а соответствующее ей число М — критическим числом полета. Увеличение скорости полета выше критической при- водит к образованию над крылом зон местных сверхзву- ковых скоростей, в которых возникают местные скачки уплотнения. В этом случае наступает так называемый 102
волновой кризис и сопротивление самолета начи- нает резко возрастать при дальнейшем увеличении ско- рости полета. Было установлено, что изменение геометрических ха- рактеристик профиля крыла существенно влияет на ве- личину критического числа М, т. е. сдвигает резкое нара- стание сопротивления на большие значения числа М полета. Так, уменьшение относительной толщины и кри- визны профиля, расположение наибольшей кривизны и Рис. 53. К вопросу об определении относительной толщины и кривизны профиля крыла толщины профиля ближе к середине крыла способствуют повышению критического числа М профиля, а следова- тельно, и всего крыла. Относительной толщиной профиля с называется отно- шение его наибольшей толщины (с) к хорде (Ь) (рис. 53, а). Чаще всего относительную толщину выра- жают в процентах. Если, например, с=0,24 м, а Ь=2 м, то относительная толщина равна с= -^- = 0,12, или 12%. Относительной кривизной профиля называется отно- шение наибольшей стрелы прогиба средней линии (f) к хорде профиля; ее также выражают в процентах (рис. 53, б). Следует отметить, что профили с меньшей относи- тельной толщиной имеют не только большие критиче- ские числа М, но и меньшее волновое сопротивление на околозвуковых, звуковых и сверхзвуковых скоростях полета. Одним из эффективных средств, уменьшающих влия- ние сжимаемости воздуха на аэродинамические характе- ристики крыла, является придание крылу стреловидной формы в плане. Такое крыло при заданной скорости по- лета имеет меньшее волновое сопротивление по сравне- нию с крылом, у которого передняя кромка расположена 103
Перпендикулярно к набегающему потоку (прямое кры- ло). Чем это объясняется? Прямое крыло обтекается потоком, имеющим пол- ную скорость набегающего потока V. У стреловидного Рис. 54. Разложение пол- ной скорости, обтекаю- щей стреловидное кры- ло крыла со скоростью крыла вектор скорости набегаю- щего потока V (рис. 54) состав- ляет некоторый угол с передней кромкой крыла, отличный от пря- мого. При разложении этого век- тора получается вектор Vi, на- правленный вдоль размаха, и век- тор У2, направленный перпендику- лярно к кромке крыла. Поток, движущийся со скоростью Vi па- раллельно размаху крыла, не из- меняет давления над крылом. Изменяет ее лишь поток, движу- щийся перпендикулярно к кромке V2, которая меньше скорости набе- гающего потока. Таким образом, у стреловидного крыла возникновение и развитие волнового кризиса наступит позже и будет проис- ходить более плавно, чем у крыла, не имею- щего стреловидности. Такова физическая картина обтекания стреловидного крыла. Стреловидное крыло имеет преимущества пе- ред прямым крылом только до тех пор, пока передняя его кромка дозвуковая, т. е. пока она находится внутри конуса возмущения, как это показано на рис. 55. Если же ско- Рис. 55. Обтекание передних кромок крыла модели самолета при сверх- звуковой скорости набегающего по- тока рость полета такова, что передняя кромка крыла сверхзвуковая, то стреловидное крыло 104
не будет уже иметь преимуществ по сравнению с прямым крылом. Стреловидное крыло имеет существенные преимуще- ства по сравнению с прямым благодаря меньшему росту сопротивления и незначительному изменению моментов на больших скоростях. Однако оно обладает меньшими критическими углами атаки и меньшими максимальны- ми коэффициентами подъемной силы. Подъемная сила стреловидного крыла начинает уменьшаться за счет бо- лее раннего срыва потока с концевых сечений при мень- ших углах атаки, чем у прямого крыла. Преждевремен- ный срыв потока с концов крыла ухудшает аэродинами- ческие характеристики самолета. Срыв потока с концов крыла (концевой срыв) умень- шает подъемную силу и изменяет продольный момент на кабрирование. Это приводит иногда к неустойчивости самолета на больших углах атаки. Концевой срыв ухуд- шает также условия работы элеронов. Чтобы устранить этот недостаток стреловидного крыла, в концевых сече- ниях его ставят профили, имеющие большие максималь- ные коэффициенты подъемной силы. Это улучшает так- же моментные характеристики крыла на больших углах атаки. Кроме того, для получения приемлемого «проте- кания» срыва используются крутка крыла, профили с кривизной, управление пограничным слоем (сдув и от- сос). Для уменьшения сопротивления самолета необходи- мо «поддерживать» пограничный слой на его внешних поверхностях в ламинарном состоянии. Переход погра- ничного слоя к турбулентному состоянию является глав- ной причиной увеличения сопротивления. Было установ- лено как теоретически, так и экспериментально, что путем ламинаризации обтекания можно уменьшить сопро- тивление трения в четыре или пять раз по сравнению с его обычной величиной. Аэродинамические формы современных дозвуковых самолетов усовершенствованы до такой степени, что 75% (а иногда даже больше) вредного сопротивления составляет сопротивление трения. Следовательно, усо- вершенствования, позволяющие улучшить аэродинамиче- ские характеристики самолета и уменьшить сопротивле- ние трения, являются в настоящее время очень привле- кательными. Ламинаризация обтекания представляется Ю5
сейчас наиболее обещающим аэродинамическим мето- дом уменьшения сопротивления, особенно дозвуковых самолетов. Это подтвердили исследования, проведенные в аэродинамических трубах и на экспериментальных са- молетах. В иностранной печати указывается, что в настоящее время можно создать транспортные самолеты с лами- нарным обтеканием, имеющие такую дальность полета, которую невозможно достичь на самолетах без ламина- ризации потока. Приводится такой пример. Если взять обычный транспортный самолет, спроектированный на дальность полета 9000 км с максимальной платной на- грузкой 68 Г, то для полета на большую дальность плат- ная нагрузка должна быть значительно уменьшена. При этом же взлетном весе самолет с ламинаризацией обте- кания будет способен нести платную нагрузку 68 Т на расстояние 11 600 км или при той же дальности полета, что и у обычного самолета, можно будет увеличить плат- ную нагрузку на 46%. Справедливо указывается, что такое улучшение ха- рактеристик не может быть достигнуто путем каких-либо отдельных усовершенствований двигателя, аэродинамики или конструкции самолета. Исключением может быть только самолет с атомным двигателем, но для его созда- ния, как известно, необходимо преодолеть многочислен- ные технические трудности. Ламинаризацию потока на крыле удалось осущест- вить путем отсоса и сдува пограничного слоя с его по- верхности. Для отсоса и сдува пограничного слоя необ- ходимо затратить определенную мощность. Реактивные двигатели, устанавливаемые на современные самолеты, позволяют «отбирать» эту мощность без значительного ухудшения характеристик силовой установки. При экспериментах, в которых изучалась эффектив- ность отсасывания пограничного слоя с крыла, сначала применялась пористая поверхность крыла, которая мо- жет обеспечивать равномерное распределение отсасыва- ния. Однако при изготовлении пористых поверхностей встретился ряд трудностей, которые не преодолены до сих пор, поэтому был предложен другой способ отсасы- вания пограничного слоя — через щели. Вначале иссле- дования по отсасыванию пограничного слоя с крыла про- водились на прямых, а затем и на стреловидных крыль- 106
ях как в аэродинамических трубах, так и на самолетах. Они показали реальную возможность создания самолета с отсасыванием пограничного слоя с поверхности крыла. Был сконструирован экспериментальный самолет Х-21. На нем, по сообщениям иностранной печати, уже совер- шено более 200 полетов. На поверхности крыла этого самолета вдоль размаха имеется много узких щелей. Воздух, засасываемый в щели с поверхности крыла, про- ходит через каналы, расположенные внутри крыла, и регулируемые клапаны к отсасывающим насосам, уста- новленным в гондолах под крылом. Щели в обшивке крыла расположены на расстоянии в среднем 50 мм одна от другой. Кроме того, на носке крыла между кор- невым сечением и гондолами отсасывающих насосов прорезаны вертикальные щели на расстоянии 37,5 мм одна от другой. В зарубежной печати приводятся сведения о том, что для определения границы между областями ламинар- ного и турбулентного течений на поверхности крыла и оценки устойчивости ламинарного и пограничного слоев использовалось много приборов, ранее неизвестных. В результате ламинаризации обтекания 78% площа- ди поверхности, занятой щелями, полный коэффициент сопротивления самолета уменьшился с сх=0,022 до сх = 0,0179. Это соответствует увеличению аэродинами- ческого качества самолета с 15,2 до 18,8, т. е. на 23%. При ламинаризации обтекания всей поверхности со ще- лями аэродинамическое качество должно возрасти на 32%. При ламинаризации только 78% площади по- верхности крыла со щелями дальность полета самолета увеличилась на 11 %. Управление пограничным слоем (УПС) применяется на боевых самолетах. В частности, как сообщается в иностранной печати, на самолете F-4 «Фантом» осуще- ствляется управление пограничным слоем посредством сдува его. Это дало возможность при нормальном взлет- ном весе уменьшить скорость при заходе на посадку на 22 км!час. Помимо этого, как указывается, значительно улучшаются характеристики поперечного управления, на английском палубном самолете «Бакэнир» для уве- ТГйчения подъемной силы также применяется система сдува пограничного слоя. Коэффициент подъемной силы с~использованием системы сдува пограничного слоя ра- 107
вен 2, что п оз вол ило уменьшить скорость срыва пример - но на 46 км!час при обычном взлете или при взлете с помощью катапульты (этот коэффициент без использо- вания УПС равен 1,30). Поэтому взлет самолетов «Бакэ- нир» с английских авианосцев без применения УПС не производится. Отбор воздуха от компрессора двигателя на самоле- те «Бакэнир»' для осуществления сдува пограничного слоя (около 10% общего весового расхода) уменьшает тягу^ создаваемую двигателем, примерно на 16%. одна- ко ОКолб /и % этой потери восстанавливается благодаря тяге, создаваемой щелями, уменьшая общую потерю тяги до 3%. На самолете установлены двигатели, обору- дованные двухрежимной топливной системой, ооеспёчй- вающей дополнительную подачу топлива к двигателю при включении системы УПС. Это лает возможность увеличить тягу примерно до такой же величины, как, и при выключенной системе УПС. Следовательно, общая тяга, создаваемая двигателями и щелями при включен- ной системе УПС. получается даже выше, чем при вы- ключенной системе УПС. Испытания самолета «Бакэнир» на срыв показали, что задачи, поставленные при проектировании системы УГ1С, были успешно решены (cv________ при взлете достиг ПрИМерНО 2,2, ЭффеКТИВНОСТЬ ЭЛРрлнлп плтя пдг.^_-плг»гя. точной для устранения сваливания, которое ограничива- ло угол атаки). Последующие испытания этого самоле- та на авианосцах показали, что минимальная скорость взлета при использовании системы УПС стала меньше (как и скорость захопа ..на. посаттку). что значительно облегчает использование егп г ппттпттппп^г В иностранной печати справедливо указываетея, что использование У11С позволяет уменьшить взлетную ско- рость и, следовательно, нагрузку на пневматики колес. Это исключительно важно при большом взлетном весе самолета. Применение УПС значительно сокращает так- же ДЛИНу ПрлАРгя" ’ ~ Для улучшения обтекания стреловидного крыла на его верхней поверхности устанавливают перегородки и гребни. Они меняют характер распределения давления по размаху, что кроме улучшения моментных характери- стик расширяет также диапазон используемых значений коэффициента подъемной силы крыла. 108
В настоящее время для уменьшения волнового со- противления крыла на больших сверхзвуковых скоро- стях полета широко применяются специальные скорост- ные профили малой относительной толщины (тонкие профили). Это вызвано тем, что волновое сопротивление пропорционально квадрату относительной толщины про- филя крыла. Следовательно, чем меньше относительная толщина профиля крыла, тем меньше волновое сопро- тивление. В связи с этим современные конструкции имеют относительную толщину профиля не 12—14%, ка- кой она была у дозвуковых самолетов, а 3—6%. Следует сказать, что применение тонких крыльев свя- зано с большими аэродинамическими, конструктивными и производственными трудностями, особенно если эти крылья имеют и значительную стреловидность. Поэтому сейчас на сверхзвуковых самолетах начинают применять треугольные крылья небольших удлинений (с малым размахом, но с большой хордой). Эти крылья также по- зволяют заметно уменьшить влияние волнового кризиса. Они имеют еще и то достоинство, что вследствие малого размаха испытывают сравнительно небольшие нагрузки от изгиба. Поэтому можно обеспечить достаточную их прочность при малой толщине и таким образом исполь- зовать дополнительно преимущества тонкого профиля. Многие современные самолеты имеют крыло с кони- ческой кривизной. Такое крыло составлено из профилей, кривизна носков которых прогрессивно увеличивается от корневой части крыла к его концевой части, захватывая все большую и большую часть хорды. Конической кри- визна называется потому, что она образована лучами, идущими из некоторой вершины (например, из вершины треугольного крыла). Для стреловидного крыла преимущества конической кривизны ограничены и уменьшаются с уменьшением стреловидности. В СССР, США и Франции построены самолеты с из- меняемой в полете стреловидностью крыла (с изменяе- мой геометрией). Такое крыло дает самолету ряд "пре- имуществ. Чтобы при взлете, наборе высоты, крейсер- ской дозвуковой скорости и посадке иметь наименьшее сопротивление самолета, желательно иметь прямое кры- ~ло, при переходе через звуковой барьер — стреловидное крыло с большим удлинением, а на сверхзвуковых ско- 109
ростях полета — крыло с еще большей стреловидностью й малым удлинением. ’ Особенностью самолетов с крылом изменяемой стре- ловидности в полете является сочетание преимуществ самолета с прямым крылом и самолета со стреловидным крылом. Крыло изменяемой стреловидности весьма эффективно при обычном взлете с разбегом и имеет хорошие характеристики при сверхзвуковых скоростям (рис. Ьб). Основным фактором, улучшающим характеристики самолета с крылом изменяемой стреловидности, являет- ся возможность совершать крейсерский полет на дозву- ковой скорости с большим аэродинамическим качеством. Самолет с крылом изменяемой стреловидности более безопасен при отказе силовой установки. Возможность установки крыла в положение для полета с малой до- звуковой скоростью облегчает посадку с неработающими двигателями. Термины «изменяемая стреловидность» и «изменяе- мая геометрия» однозначны, однако первый более точен, так как изменение угла стреловидности является основ- ной задачей самолетов, у которых форма крыла в плане изменяется в полете. Следует сказать, что при этом одновременно изменяются и другие параметры, такие, как размах, удлинение крыла, относительная толщина. У самолета с крылом изменяемой стреловипмпсти возможность выбора наиболее попхопятпего угла стрело- видности не только расширяет диапазон скоростей, но и улучшает характеристики на всех режимах. Для осуще- ствления взлета нужна максимально возможная подъем- ная сила в сочетании с ппотатпчно малым сопротивле- нием. Для постижения мякгималкип возможной подъем- ной силы в этом случае требуется угол стреловидности примерно 2(Г. На набор высоты с работающими двига- телями угол стреловидности влияет незначительно, но ближе к потолку для дозвукового набора высоты выгод нее применять малые или умеренные углы стреловидно- сти. На дозвуковом крейсерском полете оптимальным углом стреловидности является малый или умеренный. Для достижения максимальной скорости в горизонталь- ном полете требуются как можно большие углы стрело- видности. На очень малых высотах максимальная ско- рость может определяться динамическими характеристи- 110
Самолет с крылом изменяемой стреловидности -----Крыло изменяемой ______стреловидности Неподвижное стрело- видное крыло Рис. 56. Сравнение характеристик самолетов с крылом изменяемой стреловидности и с неподвижным крылом: вверху — изменение аэродинамического качества в зависимости от числа М; внизу — изменение характеристик самолета в зависимости от длины взлетной дистанции 111
ками самолета при порывах ветра, а не/лобовым сопро- тивлением и тягой, поэтому может быть оправдано использование предельных углов стреловидности. Нако- нец, при ожидании разрешения на посадку, заходе на по- садку и посадке более выгодно крыло с большим удли- нением (прямое крыло). Дальность и продолжительность полета самолета с крылом изменяемой стреловидности значительно больше, чем самолета с фиксированным кры- лом, так как на таком самолете имеется возможность установки оптимального угла стреловидности на раз- личных режимах полета. При выборе конфигурации самолета с крылом изме- няемой стреловидности добиваются прежде всего, чтобы запас продольной' устойчивости оыл приемлемым при всех углах стреловидности. __ Для самолета с крылом изменяемой стреловипности очень важен и правильный выбор удельной нагрузки на крыло. Если самолет должен иметь хорошие взлетно- посадочные характеристики и большую дальность на дозвуковом крейсерском режиме, желательно иметь от- носительно малую Нагрузку на крыло. Если же необхо- димы достаточно продолжительный полет на малой вы- соте с большой скоростью и быстрый разгон до сверх- звуковых скоростей с одновременным набором высоты для ведения воздушного боя, то удельная нагрузка на крыло должна быть значительно больше. Для многоцелевого истребителя с крылом изменяе- мой стреловидности выбор относительно большой удель- ной нагрузки, видимо, является лучшим компромиссным решением. Это приводит к необходимости применения самых совершенных средств механизации крыла для обеспечения хороших взлетно-посадочных характери- стик. Для сохранения маневренности при дозвуковых скоростях профиль крыла должен отличаться высокими критическими значениями числа М при используемых углах атаки. В иностранной печати отмечается, что если на крыле изменяемой стреловидности поворотный шарнир консо- ли располагать вне фюзеляжа для уменьшения смеще- ния фокуса относительно центра тяжести при отклоне- нии крыла, то это приведет к тому, что корневая часть крыла с большим углом стреловидности останется не- подвижной при отклонении подвижной консоли, что 412
весьма неудобно. Механизировать можно только по- движную часть крыла. При больших углах атаки вихрь, сходящий с корневой части крыла с большим углом стреловидности, может привести к резкому кабриоова- нию самолета, если он не имеет стабилизатора большой площади. Этот вихрь может также вызвать моптное дви- жение пограничного слоя по размаху в зоне задней кромки, что может привести к срыву потока на концах крыла, также вызывающему кабрирпвамш^ и гуишгтнрп- но снизить эффективность яакрыпупп лоэтому п р е д л а - Гается устанавливать шарнир ближе к борту фюзеляжа, что позволяет механизировать крыло по всему размаху и обеспечить большое значение су при очень малом мо- менте. При этом центр тяжести самолета будет позади фокуса крыла и, следовательно, большой стабилизатор, все еще необходимый для обеспечения балансировки при повороте крыла, может существенно повышать подъемную силу. На срывном режиме подъемная сила, приложенная к точке, находящейся перед центром тяже- сти, вызывает благоприятный пикирующий момент. В иностранной печати указывается, что сейчас иссле- дуется новый профиль крыла, получивший название суперкритического. Крыло с новым профилем имеет плоскую верхнюю плвррунпгть-. и фыигирлв-яииут щель, расположенную вблизи задней кромки. Щель обеспечивает перетекание воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю, в результате чего задерживается срыв пограничного слоя и отдаляется начало быстрого роста сопротивления до больших значений околозвуко- вых скоростей. Суперкритический профиль фактически является околозвуковым, но для него обычный резкий рост сопротивления будет наступать при более высоком критическом числе М полета, чем для существующих дозвуковых крыльев. Предполагается, что применение такого профиля крыла улучшит характеристики истреби- телей с крылом изменяемой стреловидности, особенно при полетах на максимальную дальность с развернутым крылом. Применение крыла с суперкритическим профилем на дозвуковых транспортных самолетах с ТРД, например на «Боинг-707», позволит, по данным зарубежной печа- ти, улучшить экономичность в крейсерском полете на 15% и достичь скорости, соответствующей числу М = g А. Н. Пономарев 113
= 0,9, без увеличения тяги двигателя. В настоящее вре- мя скорость дозвуковых пассажирских самолетов с ТРД ограничена критическим числом М=0,8, но, как показы- вают опыты в аэродинамических трубах, их скорость может быть увеличена до М = 0,96*^0,98. При этих опы- тах щель была расположена на участке крыла от 22 до 86% полуразмаха. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ После того как был преодолен звуковой барьер и современные самолеты стали летать не только со скоро- стью звука, но и значительно быстрее, конструкторы встретились с новой трудностью — аэродинамическим нагревом. При небольших скоростях полета кинетиче- ская энергия заторможенного в пограничном слое воз- духа, обращаемая в тепло, была невелика; температура поверхности самолета оставалась практически неизмен- ной. При больших сверхзвуковых скоростях получаемое от торможения воздуха тепло вызывает уже существен- ное увеличение температуры поверхности самолета. Наглядно иллюстрирует аэродинамический нагрев конструкции самолета в зависимости от скорости полета рис. 57, на котором указаны температуры нагрева само- лета, летящего в стратосфере в диапазоне скоростей, соответствующих числам М=1 и М = 4. Из рисунка вид- но, что при скорости полета, близкой к числу М=4, температура наиболее нагретых частей самолета дости- гает 320° С. На этом же рисунке внизу слева указаны температуры в различных точках самолета при скорости, равной 3200 км!час\ справа указаны температуры, при которых работают различные детали турбореактивного двигателя, устанавливаемого на самолете. Температура воздуха, входящего в компрессор двигателя, достигает 320°С. Из рисунка видно также, что для скоростей по- лета 2000 км)час и немного больше в конструкции само- лета применимы легкие сплавы; при дальнейшем увели- чении скорости необходимо использовать более прочные при высоких температурах титановые сплавы. Наконец, при скоростях, превышающих 3000 км!час, а следова- тельно, и при еще больших нагревах требуется приме- нять специальные стали и сплавы, Н4
Ь*С(Н>11Км) ЛЕТНЫЕ СВОЙСТВА САМОЛЕТОВ Совокупность всех летных данных (максимальной скорости, скороподъемности, потолка, дальности полета, маневренности, управляемости, устойчивости, взлетных и посадочных характеристик и т. д.) не может быть оп- тимальной для самолетов всех назначений. Поэтому при конструировании самолета в зависимости от его типа, назначения и в соответствии с предъявляемыми к нему требованиями выбираются те качества, которые являют- ся для него определяющими (например, наилучшее со- 8* 115
Чётание скорости, маневра и скороподъемности для од- ного самолета; дальности, скорости и потолка — для другого и т. д.). Путь создания самолета вкратце таков. Вначале ма- шина «рождается» в конструкторском бюро, где на осно- вании назначения самолета (будет ли это истребитель, ракетоносец или самолет для использования в народном хозяйстве) и заданных летных данных делаются различ- ные варианты его моделей и компоновок. Модели про- дуваются в аэродинамических трубах, чтобы определить их аэродинамические характеристики. Из всех проверен- ных моделей выбирается та, которая наиболее полно отвечает по своим аэродинамическим качествам тем тре- бованиям, которые заданы самолету. Затем разрабаты- ваются чертежи, производятся прочностные расчеты де- талей самолета и строится опытный его образец, после чего начинаются различные испытания его. Во время испытаний некоторые части самолета, не удовлетворяю- щие техническим условиям, проектируются и строятся заново. Если летные испытания самолета покажут его хорошие качества, он передается в серийное производ- ство. Следует подчеркнуть, что в настоящее время при соз- дании самолета используются все достижения современ- ной науки, техники и технологии производства. Летные свойства определяются аэродинамическими характеристиками самолетов, тяговооруженностью, вы- сотными и скоростными характеристиками и экономич- ностью двигателей. Тяговооруженность определяется ко- личеством килограммов тяги, развиваемой двигателями, на каждый килограмм веса самолета. Максимальная скорость самолета — одно из главных и основных качеств самолета, значение кото- рого трудно переоценить. Носителям ракет и разведчи- кам высокая максимальная скорость полета необходима, чтобы уменьшить время пребывания над территорией противника и над целью, а также чтобы затруднить борьбу с ними наземных средств и истребителей против- ника. Истребителям преимущество в скорости, помимо этого, обеспечивает инициативу в воздушном бою. Скороподъемность самолета — одна из ос- новных его характеристик, особенно для самолетов- истребителей. Для увеличения скороподъемности необ- 116
ХОДИМо иметь большие избытки тяги двигателя. При больших избытках тяги набор высоты может происхо- дить даже с увеличением скорости по траектории. Высокая скороподъемность самолета-истребителя в сочетании с высокой скоростью полета обеспечивает ему быстрое занятие исходной для атаки позиции и таким образом сокращает время, необходимое для перехвата самолета противника. У самолетов других типов высо- кая скороподъемность сокращает время набора высоты, наивыгоднейшей по дальности и безопасности полета. Потолок самолета — это наибольшая высота полета, которую может достичь самолет. Зависит она в основном от тяговооруженности и несущих свойств самолета. Особенно большое значение высота потолка имеет для истребителя. Чем больше потолок истребите- ля, тем успешнее он может вести борьбу с высотными самолетами противника. Тяжелым самолетам — носителям ракет высокий по- толок необходим для того, чтобы затруднить борьбу с ними наземных и воздушных средств обороны противни- ка, а также для ослабления влияния на полет неблаго- приятных метеорологических условий. Для современных самолетов различают два вида по- толка: статический и динамический. Статический потолок — это та наибольшая высота, на которой обеспечивается установившийся полет самолета. Дина- мический потолок — это наибольшая высота, ко- торую достигает самолет, используя запасенную кинети- ческую энергию. Очевидно, что динамический потолок достигается при неустановившемся движении самолета. Следует отметить, что в настоящее время в целях более успешного преодоления ПВО противника большое значение придается полетам на малых и предельно ма- лых высотах. Дальность полета для самолета конкретного типа определяется километровым расходом топлива. Поэтому улучшение экономичности реактивных двигате- лей— одна из важных задач, стоящих перед конструкто- рами. Самолеты с реактивными двигателями на высотах 10—12 км имеют дальность полета, значительно боль- шую, чем у земли, в то время как самолеты с поршне- выми двигателями на номинальном режиме на высоте имеют дальность, практически одинаковую с дально- 117
стью полета у земли. Поэтому в отличие От самолетов с поршневыми двигателями современные реактивные само- леты на больших высотах имеют большие дальности по- лета— 10000—15 000 /см без дозаправки топливом в по- лете. Маневренность. Движение самолета в воздухе и на земле состоит из большого числа маневров. Обыч- но под маневренностью самолета понимают его способ- ность изменять за определенный промежуток времени скорость, высоту и направление полета. В соответствии с этим маневренность самолета характеризуется измене- нием параметров движения и положения самолета в пространстве. Показателями маневренности самолета, связанными со скоростью, являются: минимально возможная ско- рость установившегося полета, максимальная горизон- тальная скорость установившегося полета, максималь- ная горизонтальная скорость при полете на полной мощ- ности, предельно допустимая по условиям прочности самолета или по его управляемости скорость полета. Показателем маневренности самолета можно считать также посадочную скорость и быстроту изменения скоро- сти полета. Показателями маневренности в вертикальной плос- кости могут служить скороподъемность, потолок, макси- мальная и минимальная скорости снижения самолета. Превышение по высоте над противником является весь- ма важным фактором, позволяющим использовать до- полнительный запас потенциальной энергии, определяе- мой высотой, на которой находится самолет, для выпол- нения маневров. Показателями маневренности являются также радиус и время выполнения установившегося горизонтального виража, время выполнения фигур высшего пилотажа, потери или набора высоты и скорости при выполнении фигур. Маневренность самолета, наконец, определяется характеристикой его движения по земле, т. е. временем разбега и пробега и возможными радиусами разворотов при рулежке с работающими двигателями. Управляемость. Под управляемостью самолета понимается способность его отвечать соответствующими движениями на отклонение летчиком руля высоты, эле- ронов и руля направления. 118
Летчик судит об управляемости самолета по величи- не перемещения рычагов управления рулями и по уси- лиям, прикладываемым им к рычагам для поддержания определенного режима полета и выполнения маневров. Устойчивость. Устойчивостью самолета принято называть его способность сохранять режим полета и возвращаться к нему после воздействия на самолет раз- личного рода возмущений. Для оценки качества само- лета в отношении его устойчивости и управляемости существенным является не только то, вернется ли само- лет после подействовавшего на него возмущения в ис- ходный режим полета. Важно знать, как быстро про- изойдет это возвращение, насколько изменится движение самолета под влиянием определенного возмущения в первый момент и каков будет характер возмущенного движения. Самолет должен иметь оптимальную устойчивость. Как слишком большая, так и малая устойчивость силь- но утомляет летчика и делает полет, особенно при небольшой устойчивости, опасным. При большой устойчивости для изменения режима полета нужно на большую величину, чем при оптималь- ной статической устойчивости, отклонять рули, для чего следует прикладывать большие усилия к рычагам управ- ления. Запаса рулей может даже не хватить для изме- нения режима полета, и самолет станет неуправляемым. Наоборот, самолет с малой устойчивостью требует очень малых отклонений рулей и малых усилий, что ухудшает «чувство управления» и точность управления. При ма- лой устойчивости летчику беспрерывно приходится рабо- тать рулями. Это сильно его утомляет. Таким образом, устойчивость, управляемость и безопасность полета тес- но связаны между собой. Следует отметить, что полет на неустойчивом самолете возможен, хотя и опасен для летчика. Полет же на неуправляемом самолете вообще невозможен, он неизбежно окончится катастрофой, как катастрофой оканчивается езда на автомобиле с поло- манным управлением. Поэтому управляемость опреде- ляет возможность полета на самолете. При больших скоростях полета усилия на ручке управления претерпевают заметные изменения и могу» достигать больших величин, в результате чего затрудня- ется управление. Эти трудности могут быть преодолены П9
с помощью так называемой нелинейной передачи от руля к ручке управления или благодаря введению в систему управления специальных механизмов — гидроусилителей (бустеров). Гидроусилители могут быть обратимыми и необрати- мыми. Схема действия необратимого гидроусили- теля показана на рис. 58. Летчик, отклоняя от себя руч- ку управления, перемещает золотник гидроусилителя в Рис. 58. Схема необратимого гидроусилителя с рычаж- ной обратной связью положение, при котором в полость b цилиндра начинает поступать жидкость под определенным давлением, соз- даваемым насосом. Под давлением жидкости поршень перемещается и через силовой шток отклоняет руль вы- соты вниз. При отклонении ручки в обратную сторону жидкость поступает в полость а цилиндра и руль откло- няется в другую сторону. Таким образом, весь шарнир- ный момент руля воспринимается поршнем гидроусили- теля и летчику приходится затрачивать лишь небольшое усилие на перемещение золотника. Так как эти ничтож- ные усилия не дают летчику «чувства управления», то усилия желательной величины обычно создают, вклю- чая в систему управления специальные пружины или грузы, усилия на преодоление сопротивления которых не зависят от скоростного напора или числа М полета. 120
В этом случае летчик не сталкивается с изменениями шарнирного момента руля, вызываемыми влиянием сжи- маемости воздуха. Поэтому такой гидроусилитель назы- вают необратимым. Обратимый гидроусилитель отличается от необратимого тем, что он воспринимает не весь шарнирный момент руля, а только некоторую его часть. При этом на ручку управления действует уси- лие пружин или грузов, как и в предыдущем случае, и, кроме того, часть усилия, создаваемого аэродинамиче- ским шарнирным моментом руля. Таким образом, если аэродинамический шарнирный момент претерпевает рез- кие изменения, летчик ощущает эти изменения в умень- шенном масштабе. Шарнирными моментами называются моменты отно- сительно оси шарниров, около которых поворачиваются органы управления. Величина шарнирного момента опре- деляет величину усилия, которое летчик должен прило- жить к управлению самолетом. Чем больше шарнирный момент, тем больше это усилие. Взлетные характеристики. Взлет можно схематически разбить на следующие этапы: разбег по земле, разгон над землей для набора скорости и подъем. Для выполнения взлета летчик переводит двигатель на взлетный режим. Самолет трогается с места и начинает разбег. Разбег происходит под действием ускоряющей силы, равной избытку тяги. Когда самолет достигает скорости отрыва, летчик увеличивает угол атаки крыла плавным отклонением ручки управления рулем высоты на себя. Это приводит к увеличению подъемной силы, и самолет отрывается от земли. Затем самолет разго- няется над землей, при этом летчик непрерывно умень- шает угол атаки. По достижении эволютивной скорости летчик несколько увеличивает угол атаки, переводя самолет в набор высоты. Участки разгона и перехода в набор высоты могут быть заменены одним переходным участком, на котором самолет летит по некоторой кри- вой с постепенным набором высоты. После уборки шас- си на высоте 5—10 м наклон траектории увеличивается. Время, затрачиваемое на взлет, и длина взлетной дистанции самолета зависят от скорости отрыва и уско- рения при разбеге. Скорость отрыва самолета от земли определяется в основном нагрузкой на квадратный метр крыла и величиной коэффициента подъемной силы при 121
Отрыве, большая загрузка военного реактивного само- лета горючим и боеприпасами приводит в некоторых случаях к высоким нагрузкам на квадратный метр кры- ла, что усложняет взлет. Перегруженный самолет может вообще не взлететь. Ему не хватит для этого длины ВПП. Величина ускорения при разбеге зависит от избытка тяги силовой установки. Чем больше избыток тяги, тем большее ускорение на взлете можно получить, тем, сле- довательно. быстрее мпжмп лтпркятьгя пт чрмли Форси- рование тяги реактивных двигателей на взлете дает возможность увеличить ускорение. Еще большую воз- можность увеличения ускорения при разбеге дает помрь мо форсирования применение стартовых ускорителей. Благодаря получению в этом случае значительной сум- марной тяги взлет реактивных самолетов, например истребителей, может осуществляться на очень коротких дистанциях. На длину разбега влияют кроме веса самолета и тя- говооруженности силовой установки аэродинамические "Характеристики самолета, температура, плотность окрТ" жающего воздуха (высота аэродрома над уровнем мо- ря) и ветер. Например при rqttptp гям плетя-бомбарди^ ровщика весом 77 Т с аэродрома, расположенного на высоте 600 м над уровнем моря, и температуре воздуха 4° С длина разбега составляет 2300 л/г, при повышении температуры до 26° С на том же аэродроме длина раз- бега увеличивается до 3000 м. Повышение уровня аэро- дрома на 300 м приводит к увеличению длины разбега еще на 300 м. На взлет влияют также состояние поверх- ности ВПП аэродрома и ее уклон. Для взлета подав- ляющего большинства реактивных самолетов приме- няются бетонированные ВПП и сборно-разборные металлические ВПП на грунте. В особых случаях приме- няются наклонные ВПП. По садочные характеристики. Посадка СО- СТОИТ ИЗ ВОЗДУШНОГО участка, на кптпрпм прпиянпттитгя снижение самолета, приземления и пробега по земле. Воздушный участок включает планирование, выравни- вание, выдерживание и парашютирование. Упрощение посадки и повышение ее безопасности достигается пла- нированием с малой вертикальной скоростью. В этом случае лётчик срдииитипк1т--7тгГко*Может определить тот 122
момент, когда следует переводить самолет из режима планирования в режим выравнивания для погашения вертикальной скорости. В конце выравнивания самолет движется горизонтально (или почти горизонтально). На выдерживании скорость движения самолета гасится до минимально возможной. Когда подъемная сила стано- вится меньше веса самолета, начинается парашютиро- вание. Окончательно скорость гасится на пробеге. Так же как и при взлете, на длину пробега самолета влияют: посадочный ИРГ ядрппииямииргкир характери- стики, температура и плотность воздуха, состояние по- верхности посадочной полосы, ее наклон и ветер (пл. садка обычно совершается против ветра). Высокие посадочные скорости современных реактив- ных самолетов обусловливают большой пробег их после посадки. Чтобы уменьшить пробег, необходимо интен- сивно тормозить самолет. Применение тормозов для та- кого торможения ограничивается их износом и износом пневматиков. Поэтому для торможения самолетов начи- нают все шире и шире применять посадочные парашюты, а также реверсивные устройства, создающие отрица- тельную тягу. Применение посадочных парашютов, и особенно реверса тяги, позволяет значительно сократить длину пробега после посадки. С точки зрения воздей- ствия на конструкцию самолета реверс тяги наиболее приемлем: он обеспечивает значительно меньшие уско- рения, вызванные торможением. Кроме того, при при- менении реверса тяги значительно уменьшается износ покрышек колес шасси самолетов, обеспечивается боль- шая безопасность самолетов и увеличивается возмож- ность использовать аэродромы меньших размеров. Прав- да, реверсивное устройство увеличивает вес и стоимость самолета, усложняет его конструкцию и даже несколько уменьшает тягу двигателя, установленного на самолете. Торможение самолетов на пробеге осуществляют так- же путем применения задерживающих устройств няпр^- мер сеток. Наиболее, широки пспп.тшяуртсд~ т.яттР жение для самолетов, базирующихся на авианосцах. В последнее время конструкторы самолетов, особен- но тактической авиации, начинают работать над созда^ йием таких самолетов, которые осуществляли бы взлет без разбега и посадку на небольшую плбЩйДКу, т е. были бы независимыми от аэродромов в оощепри- 123
пятом смысле слова. При современном состоянии тех- ники вертикальный взлет самолета не представляет больших трудностей. Для его осуществления нужно только, чтобы располагаемая тяга была больше веса летательного аппарата. Иными словами, необходимо иметь очень большую тяговооруженность самолета. Си- ловые установки для таких самолетов созданы и с успе- хом используются. Создание скоростного боевого самолета с вертикаль- ным взлетом и посадкой требует решения ряда сложных задач. Одна из них — обеспечение устойчивости и управ- ляемости при взлете и посадке, а также при малых ско- ростях полета, когда нормальные аэродинамические рули работают весьма неэффективно или совсем не ра- ботают. Однако работы по созданию вертикально взле- тающих аппаратов в последнее время ведутся весьма интенсивно. Взлет некоторых истребителей осуществляется с пус- ковой тележки. Самолет устанавливается на направляю- щие, смонтированные на автоприцепе. Затем запускает- ся двигатель, установленный на самолете. Когда тяга достигнет максимальной величины, воспламенится допол- нительная стартовая ракета (ускоритель). Самолет под действием суммарной тяги двигателя и ускорителя взле- тает. Такие стартовые установки вначале использовались для осуществления взлета управляемых с земли самоле- тов-снарядов, а затем стали применяться и для взлета пилотируемых самолетов-истребителей. Применение этой установки обеспечивает возможность взлета самолета в гористой местности, в лесу и других местах, куда она может быть доставлена на автоприцепе. Недостатком таких самолетов является то, что их по- садка осуществляется на обычные аэродромы. На некоторые летные характеристики самолета ока- зывает влияние его вес. Вес конструкции в самолетостро- ении всегда являлся одним из основных критериев, кото- рым оценивалось качество вновь спроектированного са- молета. При создании реактивных самолетов требования к уменьшению веса становятся еще более актуальными. Переход на сверхзвуковые скорости налагает весьма серьезные ограничения по весу, вызываемые особенностя- ми сверхзвуковой аэродинамики и, как следствие, осо- бенностями геометрии самолета Кроме того, большой 124
вес самолета приводит к увеличению нагрузки на грунт, к росту взлетных и посадочных скоростей и дистанций, а это в свою очередь приводит к удлинению взлетно-по- садочных полос. Большой вес самолетов также ограничи- вает использование их с грунтовых аэродромов. ДЕЙСТВИЕ ДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК НА САМОЛЕТ В процессе горизонтального полета самолета (особен- но у земли), на взлете и посадке на него действуют ди- намические нагрузки. Действие динамических нагрузок значительно отличается от действия статических нагру- зок. Для конструктивных элементов самолета, узлов крепления агрегатов и оборудования динамические на- грузки могут оказаться главными, определяющими их прочность. Динамические нагрузки вызываются: — циклической болтанкой самолета при полете в тур- булизированных слоях атмосферы; — флаттером частей самолета; — аэродинамическими силами, возникающими при срыве потока. Циклическая болтанка самолета связана с наличием турбулизированных слоев атмосферы, в кото- рых восходящие потоки чередуются с нисходящими. Ча- стота воздействия порывов на самолет зависит от их про- тяженности L и скорости полета V. Рассмотрим действие циклических порывов на само- лет с полужестким крылом, пренебрегая перемещением фюзеляжа по вертикали, внутренним трением конструк- ции и влиянием деформации кручения. Предположим, что скорость циклических порывов изменяется по сину- соидальному закону (рис. 59). При действии восходяще- го порыва подъемная сила на крыле возрастает и оно прогибается вверх; при действии нисходящего порыва подъемная сила уменьшается и крыло прогибается вниз. На крыло действует внешний циклический поток и по- ток, образующийся в результате колебательного движе- ния крыла. Первый поток возбуждает колебания, а вто- рой— демпфирует их. При наступлении резонанса ам- плитуды колебаний крыла получаются большими, в свя- зи с чем значительно увеличиваются деформации крыла и напряжение в силовых элементах. Возникают большие 125
местные перегрузки (на двигатели, подвесные баки, под- весное вооружение, оборудование и другие агрегаты, рас- положенные на крыле и в крыле). Например, при мак- симальном значении циклической скорости №0 = 5 м/сек и частоте колебаний v = 2 гц перегрузка на конце крыла достигает 10,5. Рис. 59. Циклические порывы в атмосфере При появлении болтанки летчик может вывести са- молет из резонанса изменением режима полета (ско- рости и высоты). Флаттером частей самолета называются самовозбуждающиеся колебания под действием аэроди- намических сил. Силы, возбуждающие колебания, зави- сят от характера движения самой колеблющейся си- стемы. Флаттер возникает на определенной скорости, назы- ваемой критической. Он характеризуется быстрым уве- личением амплитуды колебаний и разрушением конст- рукции. В связи с этим к самолету предъявляется требо- вание, чтобы критическая его скорость была выше мак- симально допустимой скорости полета. Для повышения критической скорости на самолете осуществляется ряд конструктивных мероприятий. Наибольшую опасность представляет флаттер крыла и оперения. Основными видами флаттера крыла являют- 126
£я изгибно-элеронный и изгибно-крутильный. Первый со- провождается изгибом крыла и отклонением элерона, второй — изгибом и кручением крыла. Рассмотрим физическую картину возникновения из- гибно-элеронного флаттера. Предположим, что летчик не Рис. 60. К вопросу о возникновении колебаний элеронов держит ручку управления и вследствие этого элерон мо- жет свободно отклоняться. В горизонтальном полете при действии вертикального порыва подъемная сила на кры- ле увеличивается и из-за гибкости крыла увеличивается его прогиб. При мгновенном прекращении порыва под действием сил упругости крыло совершает движение в направлении исходного положения. Если центр тяжести элерона, как это обычно бывает, расположен позади его оси вращения, то элерон по инерции будет отставать от крыла, т. е. будет отклоняться вверх (рис. 60). Вследст- вие этого крыло займет исходное положение (в положе- нии 3 на рисунке), а элерон отклонится вверх. Крыло, имея некоторую скорость, не остановится в положении 3, а по инерции продолжит отклонение вниз с замедлением. Элерон догонит крыло, его угол отклонения уменьшит- ся. В положении 5 прогиб крыла будет максимальным, а отклонение элерона будет равно нулю. Далее картина повторится (положения 6, 7, 8 и 9). Таким образом, изгибные колебания крыла происхо- дят совместно с колебаниями элерона. Причем отклоне- ния элерона сдвинуты по фазе относительно прогибов крыла. Аэродинамические нагрузки, действующие на крйло, изменяются как вследствие изгибных колебаний 127
крыла, так и вследствие отклонения элерона. При этом приращение подъемной силы за счет отклонения элерона направлено по скорости колебаний крыла, т. е. возбуж- дает колебания. При увеличении скорости полета воз- буждающие силы пропорциональны квадрату скорости, а демпфирующие — скорости в первой степени. Из этого очевидно, что наступит такая скорость, при которой ра- бота возбуждающих сил будет равна работе демпфиру- ющих сил. Это и есть критическая скорость изгибно-эле- ронного флаттера. Рис. 61. К вопросу о возникновении изгибно-крутильного флаттера Если .критическая скорость меньше максимальной ско- рости полета, принимаются меры для ее увеличения, для чего используется весовая балансировка элерона. Суть ее состоит в перемещении центра тяжести элерона в ме- сто, находящееся впереди оси его вращения, за счет уста- новки специальных распределенных по длине или сосре- доточенных свинцовых (чугунных) грузов. В результате сдвиг фаз между отклонением элерона и прогибом кры- ла изменяется так, что подъемная сила вследствие от- клонения элерона из возбуждающей становится демпфи- рующей и развития колебаний не происходит. Изгибно-крутильный флаттер происходит в результа- те одновременных изгибных и крутильных колебаний (рис. 61). При изгибных колебаниях крыла вследствие несовпадения центра тяжести и центра жесткости крыло закручивается. При этом возникает сила, вызванная из- менением углов атаки вследствие крутки. Эта сила, как 128
видно из рис. 61, возбуждает колебания. Критическая скорость изгибно-крутильного флаттера зависит от жест- кости крыла на кручение и взаимного расположения фо- куса, центра жесткости и центра тяжести крыла. Для повышения критической скорости изгибно-крутильного флаттера устанавливают балансиры (выносные или внут- ри крыла). Рулевой флаттер хвостового оперения развивается аналогично изгибно-элеронному. Флаттер горизонтально- го оперения сопровождается изгибом или кручением фю- зеляжа и отклонением руля высоты, а флаттер вертикаль- ного оперения — изгибом и кручением фюзеляжа и от- клонением руля направления. Критические скорости флаттера оперения, так же как и крыла, повышаются благодаря установке балансиров на рулях высоты и на- правления. Современные самолеты проектируются и строятся та- ким образом, чтобы значения критической скорости для всех видов флаттера заведомо превышали скорости, встречающиеся в эксплуатации самолета. Однако в лет- ной практике известны случаи возникновения самоко- лебаний в горизонтальном полете или при пикировании. Причиной их являются повреждения балансировочных грузов, конструкции и др. Во всех случаях, если колеба- ния возникли, летчик обязан резко погасить скорость, быстро убрав газ и взяв ручку на себя. Одним из распространенных видов вынужденных колебаний частей самолета в полете является их тряска (бафтинг), вызванная потоком воздуха, завихренным при обтекании впереди лежащих частей. Часто встреча- ются с явлением бафтинга хвостового оперения. Завих- ренный поток, попадая на оперение, создает воздушные ударные нагрузки периодического характера, вызываю- щие колебания оперения. Различают чаще всего два вида бафтинга хвостового оперения. К первому виду относится нормальный баф- тинг— тряска хвостового оперения из-за периодического воздействия на него вихрей, срывающихся с находящих- ся впереди частей самолета при полете на небольших скоростях. Так, может произойти срыв потока с крыла при полете на углах атаки, близких к критическим, раз- личных надстроек на крыле или фюзеляже, с неудачного по форме сопряжения крыла с фюзеляжем и т. д. 9- А. Н. Пономарев 129
К другому виду относится скоростной бафтийг — тряска хвостового оперения в полете на больших ско- ростях. Вследствие возникновения волнового кризиса на кры- ле или других частях самолета, расположенных впереди оперения, происходит срыв потока за скачком уплотне- ния. Экспериментальные и теоретические исследования показывают, что при нормальном и скоростном бафтин- ге при срыве потока с крыла или другой части самолета за ними образуется вихревая дорожка с шахматным расположением вихрей. При увеличении скорости полета из-за сжимаемости воздуха высота завихренной зоны растет. Особенно резкое увеличение интенсивности вих- ревой дорожки происходит в момент возникновения вол- нового кризиса. Бафтинг ощущается в виде ударов по оперению почти правильного периодического характера и вызывает по- дергивание управления и вздрагивание конструкции са- молета. В случае интенсивного вихреобразования, осо- бенно когда частота вынужденных колебаний близка к собственной частоте колебаний оперения, амплитуды ко- лебаний оперения и фюзеляжа могут быть настолько большими, что будут происходить остаточные деформа- ции конструкции или даже ее разрушение. Поэтому при проектировании самолета большое внимание уделяется улучшению обтекания самолета, особенно в местах соч- ленения крыла и фюзеляжа. Оперение по возможности выносят из зоны действия вихрей. При возникновении бафтинга рекомендуется изме- нить режим полета. В частности, если бафтинг возникает на большом угле атаки, необходимо перейти на меньший угол; если бафтинг возникает на большой скорости по- лета, ее следует резко уменьшить. БОЕВЫЕ САМОЛЕТЫ В иностранной печати сообщается, что в ВВС США в 70-х годах будет проводиться модернизация самолет- ного парка в основном путем разработки и поставки на вооружение новых и частично модификации существую- щих типов самолетов. Основу стратегической бомбардировочной авиации в ближайшие годы составят самолеты В-52. Предполагает- 130
ся поступление на вооружение некоторого количества бомбардировщиков FB-111 и разработка стратегического бомбардировщика В-1, предназначенного для замены са- молетов В-52. Для вооружения всех типов стратегиче- ских бомбардировщиков разрабатывается ракета класса «воздух—поверхность» и дозвуковая крылатая ракета, основным назначением которой является противодейст- вие работе системы обнаружения и управления средства- ми перехвата противника. Намечается также совершен- ствование и развитие стратегических сил обороны от бомбардировщиков противника. Основными «элемента- ми» системы ПВО будут являться истребители-перехват- чики с большой дальностью действия и мощным воору- жением, включающим ракеты класса «воздух — воздух», для поражения бомбардировщиков противника, летящих на малой высоте; бортовая система ПВО (ОВАКС *) и наземные загоризонтные РЛС. Должен быть также ре- шен вопрос о том, какой из существующих истребителей- перехватчиков можно будет использовать с большим эф- фектом и, если нужно, модифицировать его в 70-х годах. Основу тактической авиации составят многоцелевые самолеты-истребители «Фантом». На смену этим само- летам должны «прийти» новые истребители F-14 и F-15, предназначенные для завоевания господства в воздухе. Полагают также, что тактическая авиация будет ис- пытывать большую потребность в самолете специального типа для непосредственной поддержки наземных войск в целях замены самолетов А-IE и F-100. Планируется, что таким самолетом будет одноместный штурмовик АХ с исключительно высокими маневренностью и живуче- стью. Для вооружения будущих самолетов тактической авиации разрабатываются ракеты двух типов: класса «воздух — поверхность» (одна из них, с электрооптиче- ской системой наведения, предназначается для действия по прочным подвижным целям) и класса «воздух — воз- дух»— для использования в ближнем воздушном бою (этой ракетой будет вооружен самолет-истреби- тель F-15). 1 ОВАКС — система противосамолетной обороны. Это фактиче- ски летающий штаб, позволяющий принимать решения на основе передвижений самолетов противника, обнаруженных бортовыми ра- диолокаторами. 9* 131
В 70-х годах должна продолжаться программа усо- вершенствования обычных авиационных боеприпасов, и особенно бомб общего назначения, путем использования в них лазерных, инфракрасных и телевизионных систем наведения. Поставка транспортных самолетов С-5А должна быть закончена в 1973 финансовом году. В зарубежной литературе сообщается также, что воз- никла необходимость в разработке нового легкого тран- спортного самолета в целях дополнения существующего парка самолетов этого типа для переброски войск в пре- делах театра военных действий. В настоящее время в США изучаются вопросы созда- ния самолетов с вертикальным и укороченным взлетом и посадкой. Как указывается в печати, большое внима- ние уделяется разработке самолета с укороченным взле- том и посадкой, которым может явиться турбовинтовой самолет с отклоняющимся крылом, так как он лучше всего удовлетворяет предъявленным требованиям и раз- работка его в техническом отношении наименее риско- ванна. Прототипом такого самолета может быть ХС-142 (из трех опытных самолетов ХС-142 два разбились при испытаниях. — А. П.). Самолеты тактической авиации Наиболее распространенным многоцелевым самоле- том в США и некоторых других капиталистических стра- нах является самолет F-4 «Фантом» фирмы «Мак-Доннэлл» (рис. 62). Он используется в зависи- мости от модификации как истребитель-перехватчик, ист- ребитель-бомбардировщик и разведчик. Его серийное производство начато в 1961 г. В ВМС этот самолет ис- пользуется в качестве истребителя-перехватчика (F-4B) и разведчика (RF-4B). В ВВС он применяется как истре- битель-бомбардировщик (F-4C) и разведчик (RF-4C). На самолетах «Фантом» F-4B и RF-4B установлены два двигателя J79-GE-15. С 1967 г. серийно начали выпу- скаться модификации этого самолета — F-4E для ВВС и F-4J для ВМС. Они отличаются от самолетов F-4C и F-4B в основном тем, что на них установлены двигатели J79-GE-17, имеющие большую тягу и меньший расход топлива, и внутри фюзеляжа размещена шестистволь- ная пушка М-61А-1 «Вулкан». 132
По конструкции самолет F-4 «Фантом» является двухместным низкопланом со стреловидным крылом (угол стреловидности %=45°) тонкого профиля (относи- тельная толщина — с = 0,051). Крыло имеет удлине- ние 2,82, довольно значительное для сверхзвукового са- молета. У крыла отгибается носок и осуществляется сдув пограничного слоя с носка и закрылков. Это сделано с Рис. 62. Общий вид самолета «Фантом» F-4 целью улучшить взлетно-посадочные характеристики са- молета. Емкость баков, расположенных внутри фюзеляжа и крыла, равна 7900 л. Кроме того, могут быть подвешены три бака общей емкостью 5500 л. Нормальный взлетный вес самолета с четырьмя уп- равляемыми реактивными снарядами «Спэрроу» или с одной бомбой весом 900 кГ— 20 850 кГ, а с четырьмя управляемыми реактивными снарядами «Спэрроу» и тремя подвесными топливными баками — 24 800 кГ. Практическая дальность полета при максимальном взлетном весе (24 800 кГ) — 3900 км. * В варианте перехватчика самолет вооружен четырьмя 133
управляемыми ракетами «Спэрроу» или четырьмя раке- тами «Сайдуиндер». Под крылом и фюзеляжем могут быть подвешены баки, бомбы, реактивные снаряды (сум-‘ марный вес подвесок 7250 кГ). При действии по назем- ным целям на самолете могут подвешиваться 18 бомб по> 340 кГ или 11 бомб по 450 кГ, или 11 напалмовых ре- зервуаров, или 4 ракеты класса «воздух — земля» «Бул- лпап», или 15 контейнеров с реактивными неуправляемы- ми снарядами. Естественно, возможны различные комбинации ука- занного вооружения. Конструктивная схема самолета приведена на рис. 63'.. Планер имеет семь основных частей. Носовая часть фю- зеляжа состоит из двух половин с продольным разъемом в целях уменьшения объема монтажных работ. Общая длина самолета равна 17,65 м. Средняя часть фюзеляжа длиной около 6,7 м имеет два основных шпангоута для крепления крыла, выполненных из механически обрабо- танных плит. На участке между отсеками топливных ба- ков и верхней частью отсека двигателей фюзеляж имеет двойные стенки, между которыми продувается воздух для охлаждения отсеков топливных баков. Воздух отби- рается от двигателей и после использования выводится в атмосферу через отверстия по бокам фюзеляжа. Хво- стовая часть фюзеляжа располагается над зоной истече- ния горячих газов. Обшивка хвостовой части фюзеляжа снизу имеет двойные стенки, между которыми пропус- кается воздух из встречного потока для охлаждения об- шивки. Киль устанавливается на хвостовой части фюзе- ляжа. Основной частью конструкции планера является цент- роплан; размах центроплана равен 8,2 м. Кессон крыла герметизирован на некотором участке хорд и образует два топливных бака-отсека общей емкостью 2800 л. Большая часть элементов центроплана, включая откло- няющиеся носки, закрылки, элероны и воздушные тор- моза, а также хвостовые части элеронов и закрылков, имеет сотовый заполнитель. На передней кромке конце- вых частей крыла сделаны «наплывы» для устранения продольной неустойчивости при маневрах с большими перегрузками. Самолет снабжен управляемым стабилизатором без руля высоты. Средняя часть стабилизатора находится в 134
Зак. 191 (к стр. 135)
Рис. 63. Компоновочная схема самолета F-4 «Фантом» Конструкция планера / — откидывающийся обтекатель антенны радиолокатора; 2 — передняя герме- тичная перегородка; 3 — кресла фирмы «Мартин Бекер» Мк.5; 4,— задняя герметичная перегородка; 5 — пневмоцилиндр фонаря кабины; 6 — убирающая- ся подножка; 7 — стенка канала воздухозаборника, обработанная методом химического фрезерования; 8—каркас козырька фонаря кабины, изготовлен- ный методом штамповки; 9 — верхний лонжерон фюзеляжа; 10— главный шпангоут сборной конструкции; 11—главный шпангоут, обработанный меха- нически; 12— титановый полушпангоут; 13—титановые обшивка и шпангоуты; 14 — законцовка киля из стекловолокна; 15 — фрезерованная полка лонжерона киля; 16 — обшнвка, изготовленная методом химического фрезерования; 17 — конструкция с сотовым заполнителем; 18 — шпангоуты, кованные из лег- кого сплава; 19 — внутренняя титановая обшивка; 20— панель из нержавеющей стали в зоне выхлопных газов; 21 — отсек и створка тормозного парашюта; 22 — титановый лонжерон стабилизатора; 23 — нервюра стабилизатора из не- ржавеющей стали; 24 — нервюра стабилизатора из легкого сплава; 25— сталь- ной узел подвески стабилизатора; 26 — балансировочный груз из нержавею- щей стали; 27 — титановая обшивка; 28 — обшивка из легкого сплава: 29— узел крепления троса катапульты; 30 — болтовое соединение крыла с фю- зеляжем; 31 — лонжероны крыла из легкого сплава; 32—кованые нервюры; 33— панель переменного сечення обшивки кессона крыла; 34 — элементы крепления верхней н нижней обшивки крыла; 35 — внутренняя перегородка крыла; 36 — обшивка с сотовым заполнителем; 37 — нервюра крыла из пла- кированного дюралюминия; 38 — стрингеры; 39 — трапециевидная съемная па- нель крыла, изготовленная методом химического фрезерования; 40 — узлы под- вески пилона; 41—силовой цилиндр складывания коисолп крыла; 42 — штыри защелки; 43 — механизм штырей защелок Воздушные системы (В) В!— турбохолодильннк системы охлаждения оборудования (блок, системы кондиционирования воздуха в кабине на правом борту); В2 — воздухозабор- ник; ВЗ — теплообменник; В4 — воздухопровод системы охлаждения радио- локатора; В5 — трубопровод системы отбора воздуха от двигателя; В6 — жид- костио-воздушный теплообменник радиолокатора; В7—насос системы жид- костно-воздушного теплообменника; В8 — обдув лобового стекла; В9 — пнев- матический стеклоочиститель; В10 — воздухопровод системы отбора воздуха от двигателя для УПС передней кромки крыла; ВЦ — воздухопровод системы отбора воздуха от двигателя для системы УПС закрылков; В12 — щели си- стемы УПС; В13 — воздухозаборник системы охлаждения хвостового конуса; В14 — отверстия в шпангоутах для прохода воздуха между обшивками для охлаждения топливных баков; В15 — баллон с жидким кислородом (испаритель за сиденьем) Силовая установка (С) С1 — неподвижный отсекатель пограничного слоя; С2 — подвижная створка воздухозаборника; СЗ — шарнир подвески створки; С4 — отверстия для сдува пограничного слоя; С5 — выпускные отверстия системы сдува пограничного слоя; Сб — поворотный перепускной клапан; С7 — ТРДД «Роллс-Ройс» RB.168—25R- С8 — маслобак; С9 — отбор воздуха для противообледенительной системы; СЮ — выход охлаждающего воздуха: CJ1 — створка вспомогатель- ного воздухозаборника (аналогичная створка находится под фюзеляжем): С12 — блок системы зажигания; С13 — съемные панели (вдоль всего отсека двигателя); С14 — регулируемое реактивное сопло; С15 — цилиндры управле- ния реактивным соплом; С16 — воздушное уплотнение; С17 — передний узел крепления двигателя; С18 — заднее кольцо крепления двигателя Аварийная система и приемники аэродромного питания (А) А1 — аварийная ветрянка; А2 — привод; АЗ — воздушные баллоны системы выпуска главных ног шассн; А4 — воздушный баллон системы тормозов; А5 — воздушный баллон системы выпуска передней ноги шасси; Л6 —воз- душный баллон системы управления закрылками; А7 — розетка аэродромного питания; А8 — пульт управления и зарядки гидросистемы от наземных источ- ников Система управления (У) У1 — рычаги управления двигателями; У2 — рычаг управления закрылками; УЗ — рычаг управления аварийной ветрянкой; У4 — датчик величины отклоне- ния на ручке управления; У5 — элементы системы управления элеронами; Уб—рулевая машина поперечного управления в системе автопилота; У7 — ме- ханизм управления зависанием элеронов; У8 — бустер элерона; У9 — демпфер элерона; У10—зависающий элерон (угол отклонения вниз 30°, вверх 1°); У11 — шарнир подвески элерона (на нижней поверхности); У12 — протнво- флаттерный шарнир подвески элерона; У13 — воздушный тормоз (угол откло- нения 45°); У14—цилиндр уборки и выпуска воздушного тормоза; У15 — ин- терцепторы (максимальный угол отклонения 45°); У16 — силовой цилиндр уп- равления интерцептором; У17—простой закрылок с системой сдува погра- ничного слоя; У18 — цилиндр уборки н выпуска закрылка; У19 — отклоняю- щийся носок крыла; У20 — шарнир подвески; У21 — цилиндр управления носком крыла; У22 — тяги управления стабилизатором; У23 — тросы управле- ния стабилизатором; У24 — бустер стабилизатора; У25 — автомат усилий си- стемы управления стабилизатором; У26—приемник давления системы автома- та усилий; У27 — неподвижный предкрылок стабилизатора; У28 — автомат усилий руля направления; У29 — бустер руля направления; УЗО — весовая ба- лансировка; У31 — задерживающий крюк; У32 - механизм управления крюком Шасси (Ш) Ш1 — механизм поворота передней ногн; Ш2 — створки ниш шасси; ШЗ — ве- личина удлинения передней ногн шассн на 1 м при взлете с катапульты; Ш4 — цилиндр уборки и выпуска основной ногн шассн; Ш5 — тяга укорачи- вания стойки прн убирании шасси; Ш6 — замок убранного положения основ- ной ноги шассн; Ш7 — швартовочный узел Топливная система (Т) 71— мягкие топливные баки; 72 — соединительный топливопровод (для подачи топлива самотеком прн опущенном носе самолета); 73 — расходный топливный бак; Т4 — подкачивающий насос; 75 — топливопровод подвода топлива к дви- гателю; 76 — топливный насос; 77 — подкачивающий насос; 78 — трубопровод подвода топлива; T9 — дренажная система; ТЮ —- магистраль системы доза- правки топливом в воздухе; '/'//—дренаж; 712 — топливный бак-отсек; 713 — датчики топлнвомера; 714 — перекрывной топливный кран; 715 — пере- крывной кран подвесного топливного бака; 716 — регулятор давления подвес- ного топливного бака; 717 — убирающийся приемник топлива системы доза- • правки топливом в воздухе; 718 — подвесной бак Приборное и электронное оборудование (П) П1 — радиолокационная антенна с гидравлическим приводом (панорамная ра- диолокация, поиск, слежение, управление ракетами); /72 — уплотнение отсека; ПЗ — блок радиолокатора (сельсинная система, управление питанием, датчик вычислителя перехвата цели); П4 — центральная гировертикаль; /75 — элект- ронное оборудование; /76 — блок управления индикатором; /77 — индикатор оператора РЛС перехвата; П8 — блок индикации на лобовом стекле; П9 — вы- числитель системы управления огнем и устранения помех; П10 — индикатор- ные лампочки системы захода на посадку; /7//—блоки навигационного обо- рудования и системы опознавания под полом кабины; /7/2 — антенна системы опознавания; /713 — антенна связной УКВ радиостанции; /7/4—антенна си- стемы «Такая»; /7/5— резервный компас; /7/6—датчик угла атаки; ПГ7 — ра- диовысотомер; П18 — приемник полного давления; П19 — аэронавигационный огонь; П20—строевой огонь Оружие и наружные подвески (О) □/ — управляемая ракета класса «воздух — воздух» А1М-ЗД «Сайдуиндер»; 02 — управляемая ракета «Спэрроу» III; ОЗ—пусковое устройство с пиро- механизмом; 04 — контейнер с разведывательным оборудованием; 05 — окна для фотоаппаратов; Об — радиолокатор бокового обзора

зоне высоких температур (из-за близости к выхлопным струям двигателей). Поэтому стабилизатор выполнен в основном из титана, а носок его — из нержавеющей ста- ли. Концевые части стабилизатора изготовлены в основ- ном из алюминиевого сплава. Главные ноги шасси имеют одноколесные стойки с масляными амортизаторами. Давление в пневматиках около 14 кГ/см2 при весе самолета примерно 23 Т и при эксплуатации с сухопутных аэродромов. При базирова- нии на авианосцах давление в пневматиках равно при- мерно 25 кГ/см2. На носовой стойке шасси установлены два небольших колеса и имеется пневматический привод, позволяющий удлинять стойку при взлете для увеличе- ния угла атаки и улучшения взлетных характеристик са- молета. Шасси рассчитано на посадочный вес 17 200 кГ и вертикальную скорость снижения 7 м/сек,. Самолет оборудован задерживающим устройством (крюком) и тормозным парашютом. Ручка управления крюком расположена в передней кабине. Крюк опускает- ся вниз под действием амортизатора и собственного ве- са. Тормозной парашют диаметром 4,9 м с кольцевыми прорезями размещается в отсеке под килем. На самолетах F-4 «Фантом», которые приобретаются Англией, устанавливаются два английских двухконтур- ных турбореактивных двигателя «Спэй» 4. Основным со- ображением в пользу установки этих двигателей взамен американских является, как отмечается в иностранной печати, их более низкий удельный расход топлива, что позволяет при прочих равных условиях увеличить про- должительность и дальность полета. Указывает- ся, что большая тяга двигателей «Спэй» по сравнению с американскими обеспечивает более быстрый разгон, по- скольку вес самолета «Фантом» английского и американ- ского вариантов почти одинаков. Кроме того, у более мощных двигателей представляется возможным отбирать больше воздуха для системы управления пограничным слоем. Использование системы управления пограничным слоем значительно улучшает характеристики самолета в полете с малой скоростью. 1 Двигатели «Спэй» имеют большую тягу, чем американские двигатели J79-GE-15 и J79-GE-17. Тяга двигателя «Спэй» 9500 кГ с форсажем, в то время как тяга двигателя J79-GE-15 — 7700 кГ, a J79-GE-17 — 8170 кГ. 135
Самолет снабжен боковыми воздухозаборниками с от- водом пограничного слоя. Требуемый весовой расход воз- духа на всех режимах полета поддерживается с помо- щью створок в воздушных каналах. Положение этих створок изменяется в зависимости от числа М. потока воздуха в канале воздухозаборника по сигналам от вы- числителя аэродинамических параметров. Избыточный воздух выводится в атмосферу. Работа форсажных камер регулируется во всем ди- апазоне форсирования тяги вплоть до максимального форсажного режима. Площадь сечения сопла изменяется автоматически гидравлическими приводами в зависи- мости от положения рычага управления' двигателями и температуры выхлопных газов. Топливо размещено в баках, занимающих всю сред- нюю часть фюзеляжа над двигателями, и в двух баках- отсеках, образованных кессонами крыла. Каждый бак питает две магистрали, подающие топливо к обоим дви- гателям. Заправка и слив топлива производятся через одну горловину, находящуюся под фюзеляжем. На самолете можно установить три подвесных топ- ливных бака: один емкостью 2700 л — под фюзеляжем и два емкостью по 1440 л — под крылом. Для самолета с подвесными баками установлены ограничения по ско- рости и выполнению некоторых маневров. Система дренажа баков-отсеков и фюзеляжных баков имеет общий коллектор, который заканчивается патруб- ком, выступающим наружу под рулем направления. В качестве поверхностей управления самолетом слу- жат управляемый стабилизатор, руль направления, эле- роны, интерцепторы, воздушные тормоза, отклоняющиеся носки крыла и закрылки. Стабилизатор имеет фиксиро- ванные «предкрылки» для повышения его эффективности при малых посадочных скоростях, допустимых для этого самолета. Ему придан отрицательный угол попереч- ного V. Отрицательный угол поперечного V обеспечива- ет такое расположение концевых частей стабилизатора, при котором самолет имеет хорошие характеристики про- дольной устойчивости в широком диапазоне углов атаки крыла. Стабилизатор расположен достаточно высоко, чтобы не подвергаться непосредственному воздействию выхлопных газов. 136
Управление по тангажу осуществляется передачей команд через систему жестких тяг, тросов и качалок к спаренным сервоклапанам необратимой бустерной систе- мы, которые дозируют подачу жидкости в рабочие каме- ры цилиндров. Параллельно командные сигналы подают- ся рулевой машине автопилота, установленной на узле привода. В цепь управления включено загрузочное уст- ройство, создающее усилие на ручке управления. Усилие управления создается сильфоном, к которому подводится воздух от приемника полного давления, установленного на киле. Сильфон через качалки воздействует на привод стабилизатора. Изменение скоростного напора нарушает равновесие сильфона и системы пружин, а результирую- щее усилие передается на ручку управления. Ручка уп- равления отклоняется по сигналу автопилота. Управление по курсу выполняется рулем направления, который соединен с педалями через систему жестких тяг, тросов и качалок. Поперечное управление осуществляется с помощью элеронов и интерцепторов (последние в убранном поло- жении располагаются заподлицо с верхней поверхностью крыла). Два воздушных тормоза с гидравлическим приводом установлены на нижней поверхности центроплана. Два закрылка и четыре секции отклоняющихся носков крыла управляются одним рычагом, размещенным на панели управления закрылками. В одном из положений откло- ненных носков включается система управления погра- ничным слоем носков. При отклонении закрылков на максимальный угол включается их система управления пограничным слоем. Система управления пограничным слоем, препятствуя отрыву потока при больших углах атаки и тем самым увеличивая коэффициент подъемной силы, позволяет уменьшить скорость при заходе на по- садку и посадочную скорость. Воздух для системы уп- равления пограничным слоем отбирается от компрессо- ров высокого давления двигателей и подается по возду- хопроводам, смонтированным в крыле между отклоняю- щимися носками и лонжероном и между закрылками и балкой, к которой примыкают закрылки. Гидравлическая система, снабжающая энергией все самолетные устройства, состоит из трех независимых си- стем. 137
Воздушная система, имеющаяся на самолете, служит для аварийного управления отклоняющимися носками крыла и закрылками, открытия фонаря кабины, аварий- ного выпуска шасси и управления тормозами колес. Воз- дух для этой системы отбирается от двигателей самоле- та и сжимается до давления приблизительно 200 кГ/см2 компрессором, который приводится в действие гидромо- тором. Электрическая система питается от двух установлен- ных на двигателях генераторов мощностью по 30 ква. Имеется аварийный генератор с приводом от ветрянки, обеспечивающий питание системы при скорости полета не менее 240 км/час. Для запуска двигателей исполь- зуются аккумуляторные батареи. На самолете установлен автопилот, снабженный уст- ройством для выдерживания заданной скорости, высоты и числа М полета. Основным элементом бортовой системы управления огнем самолета является доплеровский радиолокатор с чашеобразной антенной диаметром 812 мм. Система, как указывается в иностранной печати, имеет вычислитель- ное устройство для наведения ракет. Это устройство оп- ределяет расстояние до цели и скорость сближения. Оно может использоваться также для обнаружения целей, панорамного изображения местности, при полете по при- водным маякам и в режиме следования рельефу мест- ности. Для выполнения разведывательных задач на самоле- те «Фантом» в английском варианте будут устанавли- ваться подвесные контейнеры <с разведывательным обору- дованием. Контейнер имеет форму подвесного бака и подвешивается обычно под фюзеляжем самолета. Такая форма контейнера выбрана для согласования его аэро- динамических характеристик с общей аэродинамической компоновкой планера. В контейнере устанавливаются четыре фотоаппарата (один фотоаппарат для плановой, один для перспективной и два для боковой перспектив- ной съемки), радиолокатор бокового обзора и оптическая система с линейной разверткой. Радиолокатор бокового обзора служит только для ве- дения разведки и навигационных функций не выполняет. Оптическая система с линейной разверткой должна обес- печивать обзор местности последовательными полосами 138
перпендикулярно к линии бйзирования с помощью зер- кала и фотоэлементов, чувствительных к инфракрасному излучению. Сигнал от фотоэлемента подается на видеоза- писывающее устройство. Для питания кислородом членов экипажа на самоле- те установлен газификатор жидкого кислорода ем- костью 10 л. Индивидуальные источники кислорода, установленные на каждом кресле, используются после катапультирования. На самолете имеются две системы кондиционирова- ния воздуха: одна — для кабин, другая — для охлажде- ния электронного оборудования. Кондиционированный воздух используется также для высотных костюмов и для системы противозапотевания. Воздух в эту систему поступает от воздухозаборников, расположенных по обе- им сторонам носовой части фюзеляжа. Стандартным вооружением для самолета в варианте истребителя-перехватчика являются управляемые раке- ты «Спэрроу» и «Сайдуиндер». Система наведения ра- кеты «Спэрроу» — полуактивная радиолокационная, а ракеты «Сайдуиндер» — тепловая. Английский самолет «Фантом» предполагается воору- жать разрабатываемыми ракетами класса «воздух — земля» типа «Мартел» с телевизионной системой наве- дения или с самонаведением на радиолокационное излу- чение цели. Максимальная скорость полета самолета с такими ракетами 2200 км/час, практический потолок 15—18 км. Максимально допустимая скорость у земли около 1400 км/час. В иностранной печати сообщается о том, что в боях во Вьетнаме обнаружился следующий недостаток само- лета F-4 «Фантом». В ближнем воздушном бою киль не обеспечивал необходимую путевую устойчивость при больших углах атаки, самолет становился неустойчивым и срывался в штопор. Этот недостаток был устранен по предложению NASA путем применения предкрылков. Для характеристики самолета F-4 «Фантом» приве- дем описание его полета при заводских испытаниях, сде- ланное одним из журналистов. Полет продолжитель- ностью 53 мин выполнялся для проверки автопилота и демонстрации характеристик самолета. При взлете нос- ки крыла были отклонены на максимальный угол, а за- крылки на 30°. Самолет оторвался от земли при ско- 139
рости около 285 км/час, через 30 сек ойа достигла 740 км/час, и самолет начал набирать высоту на ско- рости М = 0,7 с включенными форсажными камерами. Через 2 мин 35 сек он набрал высоту 10 700 м при ско- рости М = 0,9; через 3,5 мин достиг скорости М=1,2, а через 4 мин — М=1,4. При этом истинная воздушная скорость была около 1480 км/час. Скорость, соответст- вующая числу М = 2, была достигнута через 5 мин 42 сек после начала разбега. Через несколько секунд после этого на высоте примерно 12 000 м была получена ско- рость М = 2,1 (2220 км/час). Когда самолет оказался на высоте 11300 м в 120 км от места вылета, из общего запаса топлива во внутренних баках, равного при взле- те 5450 кГ, осталось 2600 кГ. Половина израсходованно- го топлива была истрачена на набор высоты и разгон до скорости М = 2,1 с включенными форсажными каме- рами. При выключении форсажных камер скорость умень- шилась. При М=1,2 были выпущены воздушные тормо- за. Самолет был выведен на режим срыва, и при скоро- сти 350 км/час появился незначительный бафтинг, кото- рый заметно усилился при скорости 295 км/час. На скорости 280 км/час самолет начал раскачиваться относи- тельно продольной оси, а при скорости 260 км/час его нос опустился, имея незначительное сваливание на кры- ло. При выходе из режима срыва летчик в течение при- мерно 1 мин проверял работу автопилота. Затем полет продолжался со скоростью 900 км/час на высоте 11 200 м. Через 29 мин после взлета самолет начал сни- жаться по крутой траектории с отклоненными воз- душными тормозами с вертикальной скоростью 30 м/сек. В шестидесятых годах в США проводились разработ- ка, испытания и начато серийное производство много- целевого истребителя F-111 (рис. 64) под условным обо- значением TF-X (истребитель тактический эксперимен- тальный) для ВВС и ВМС. Тактико-техническими требо- ваниями на этот самолет предусматривалось выполнить его с крылом изменяемой стреловидности. Применение такого крыла было вызвано, как сообщалось в иностран- ной печати, необходимостью удовлетворить высокие и противоречивые требования ВВС и флота, которые пре- дусматривали иметь многоцелевой самолет, рассчитан- 140
г Рис. 64. Схема самолета F-111 ный на различные режимы полета и варианты использо- вания (рис. 65). Для ВМС самолет F-111B должен был осуществлять взлет с помощью катапульты с палубы, Н,м 24000 н,м Завоевание превосход- 24000 ства в воздухе (М>2,5) 1ZOOO 1500 300- Разведка (м*2) ^ Поддержка войск X Разведка (М*0,Ю Перегоночный полет (М=о,85) 12000- 1500 F~11B Завоевание пре- / \ восходства в / \воздухе (м^2,5) {Разведка (м=2) z±—300 - действие за линией срронта (Maf,z) 500 5000 L,km 200 500 L,km дальность,км Раннее обнару- жение, патру- рование (М-0,5) Поддержка де- сантов (Ms0,85) Разведка (м=/,2) Рис. 65. Типичные варианты тактического применения самолетов F-111A и F-111B а посадку на палубу — с помощью задерживающих уст- ройств. Самолет этого варианта должен был иметь мень- ший взлетный вес, меньшую высоту киля и более корот- кий фюзеляж для удобства размещения на авианосцах. 141
Первый опытный самолет для ВВС F-111A совершил полет в декабре 1964 г., а самолетF-l 11В — в мае 1965г. В зарубежной печати был опубликован ряд техниче- ских данных самолетов F-111A и F-111B, которые при- ведены ниже. Данные самолета Самолет F-111A F-111B Площадь крыла, м1 2 * 64 ~66 Максимальный размах, м . 19,2 21,3 Минимальный размах, м 9,74 10,3 Максимальная стреловидность, град 72,5 72,5 Минимальная стреловидность, град 16 16 Длина фюзеляжа, м 22,4 20,3 Высота, м 5,22 5,08 Тяга двигателей, кГ 18000 18000 Экипаж палубного самолета, предназначенного в ос- новном для использования в качестве истребителя ПВО, состоял из летчика и оператора системы управления огнем и наведения ракет. В качестве вооружения на этом самолете предназначались ракеты «воздух—воздух» «Феникс» с комбинированной системой наведения (ра- диолокационной и инфракрасной). Ракеты размещались в отсеке вооружения фюзеляжа и на шарнирных пило- нах подвижных частей крыла 4. Ракета «Феникс», являющаяся в настоящее время одной из основных на самолетах-истребителях США, имеет вес около 450 кГ, длину 3,96 м. В качестве силовой установки ракеты применяется РДТТ, в котором камера сгорания соединена с соплом выхлопной трубой. Такая конструкция позволяет разместить топливный заряд бли- же к носовой части ракеты, что должно уменьшить смещение центра тяжести ракеты при выгорании топли- 1 В американской литературе сообщалось, что в связи с силь- ным утяжелением конструкции и увеличением стоимости самолет F-111B серийно выпускаться не будет. 142
ва. Ракета наводится на цель на начальном участке полета радиолокационной полуактивной системой, а на конечном участке — активной системой наведения. Помимо ракеты «Феникс» в современные американ- ские системы входит комплекс самолетного оборудова- ния, обеспечивающий обнаружение целей и управление огнем для их поражения. В самолетную систему управ- ления огнем обычно входят импульсный доплеровский радиолокатор, инфракрасная установка поиска и сопро- вождения, высокоскоростной вычислитель и два основ- ных индикатора, находящиеся перед оператором управ- ления огнем. Американские военные специалисты полагают, что система наведения ракеты «Феникс» обладает опреде- ленными преимуществами по сравнению с системой наведения ракеты «Фолкон», которая предназначалась для вооружения самолетов-перехватчиков YF-12A. Обе ракеты имеют радиолокационную полуактивную систе- му наведения. Однако применение на ракете «Феникс» активного самонаведения на конечном участке траекто- рии полета увеличивает его точность и дальность дей- ствия наведения. Кроме того, система наведения раке- ты «Фолкон» может осуществлять сопровождение только одной цели, поэтому самолетное бортовое оборудование вначале должно обеспечивать перехват одной цели, а за- тем осуществлять поиск другой. Самолет F-111 представляет собой двухместный многоцелевой истребитель с крылом изменяемой стрело- видности (рис. 66). Крыло самолета высокорасположен- ное, с толстым профилем, без элеронов, выпол- нено с отрицательной круткой, набрано из про- филей NACA-63, имеющих большую кривизну при минимальной стреловидности. Поперечное управле- ние самолетом при малых скоростях (при углах стреловидности до 45°) осуществляется интерцепторами, расположенными перед закрылками, а при больших скоростях (при стреловидности крыла более 45°) — пу- тем дифференциального отклонения правой и левой ча- стей горизонтального оперения. Интерцепторы применя- ются также в качестве воздушных тормозов и «гасите- лей» подъемной силы при посадке. Площадь неподвижной части крыла составляет примерно 20% общей пло- щади крыла в развернутом положении. Около 50% пло- 143
щади этой части расположено впереди центра тяжести самолета. Система привода крыла гидромеханическая. Состоит она из двух гидравлических двигателей с коробками передач, винтовых домкратов для непосредственного при- вода подвижных частей крыла через шарнирные связи. Управление системой привода крыла осуществляется ручкой, размещенной на левом борту кабины. При пере- мещении ручки вперед угол стреловидности увеличивает- ся, а при перемещении назад — уменьшается. В случае выхода из строя гидродвигателей привода крыла по- следнее становится в положение максимальной стрело- видности. Продолжительность цикла изменения стрело- видности крыла от минимальной до максимальной со- ставляет 20 сек. Соединение неподвижной и подвижной частей крыла герметизировано. Поворотные части крыла выполнены в основном из алюминиевых сплавов, а неподвижная часть — из стали. Обшивка неподвижной части выполнена из алюминие- вых панелей с сотовым заполнителем. Внутренняя кон- струкция средней части крыла включает топливные ба- ки-отсеки. Фюзеляж с большим поперечным сечением состоит из передней части, в которой находятся двухместная кабина и отсек передней ноги шасси, средней части, имеющей отсеки для размещения оборудования, воору- жения и главных ног шасси, и хвостовой части с отсека- ми для двигателей. Сиденья для двух летчиков, состав- ляющих экипаж самолета, размещены в кабине рядом. Как сообщается в иностранной печати, компоновка ка- бины самолета с сиденьями, расположенными рядом, была выбрана для облегчения координации действий чле- нов экипажа, а также из условия выполнения требова- ний к длине самолета. Управление самолетом дублирова- но. В зависимости от обстановки управление может быть переключено от одного летчика к другому. Сравнительно большая ширина кабины привела к необходимости сместить назад воздухозаборники и дви- гатели, а для компенсации изменения центра тяжести — применить горизонтальное оперение большой площади. Силовая установка самолета F-111 состоит из двух ДТРД с форсажной камерой. Статическая тяга каждого двигателя с включенным форсажем равна 9000 кГ. Дви- 144
2 Рис. 66. Компоновочная схема самолета F-111A. Снаряд / — откидывающийся обтекатель антенны радиолокатора; 2 — поисковая радиолокационная антен- на; 3 — радиолокатор слежения за местностью (дуплексная поисковая антенна); 4 — главный отсек электронного оборудования; 5 — электронное оборудование 6 — крышка люка доступа к электрон- ному оборудованию (по бортам фюзеляжа); / — инфракрасная система предупреждения об атаке нз задней полусферы; 8 — газификатор кислорода; 9— линия отделения катапультируемой кап- сулы; 10 — механизм открывания фонаря; // — титановый каркас фонаря; /2 — узел крепления стропы парашюта; 13 — парашют капсулы (выбрасывается с помощью взрывного устройства); /4 — поплавковое устройство; 15 — самонадувающнеся поплавки; 16 — надувной баллон; /7 — ру- коятка открывании фонаря снаружи; 18 — днище бака — крышка отсека вооружения; 19 — створка люка отсека вооружения; 20 — вооружение, размещенное во внутреннем отсеке; 2/— топливные баки-отсекн; 22 — горловина для заправки топливом с шолета — приемник топлива в полете; 23 — расширительный бак; 24 — штуцер для заправки топливом под давлением; 25 — подвесной сбрасываемый бак; 26 — фторосиликоновое уплотнение бак^; 27 — губа воздухозаборника (в выдви- нутом вперед положении); 28 — привод воздухозаборника; 29 — вспомогательный воздухозаборник; 30 - щели для отвода пограничного слоя и вентиляции отсека двигателя; 31 — отверстие для отсасывания пограничного слоя; 32 — центральный конус воздухозаборника в переднем положе- нии; 33 — внутренние турбулизаторы; 34 — направляющие воздухозаборника; 35 — система конди- ционирования воздуха в кабине; 36 — теплообменник; 37 — выход воздуха из теплообменника; 38 — подача воздуха в кабину и отсеки электронного оборудования; 39 — домкраты поворота кры- ла; 40 — гидромотор; “// — редуктор; 42— ведущие шестерни; “/// — синхронизирующий вал; 44 — привод обратной связи к суммирующему устройству; 45 — стальная балка шарниров; 46-ось «Феникс* устанавливается только на самолете F-111B: шарниров и подшипника; 47 — стальной шарнирный узел кессона крыла; 48 — механически обрабо- танные лонжероны нз стали н легкого сплава; 49 — механически обработанные шпангоуты и пере- городки из стали и легкого сплава; 50 — механически обработанные панели обшивки; 5/— пневма- тические уплотнения, закрывающие щели крыла; 52— привод горизонтального оперения; 53 — шар- нир горизонтального оперения; 54—дифференциальное отклонение панелей оперения для попереч- ного управления; 55 — интерцепторы, отклоняемые симметрично для уменьшения подъемной силы; 56 — закрылок; 57 — привод закрылка; 58 — щель, закрываемая при убирании закрылка; 59 — на- правляющая закрылка; 60 — направляющая предкрылка; 6/— предкрылки; 62 — поворачивающийся пилон; 63 — снаряд «Феникс»; 64 — узлы крепления пилонов; 65 — параллельная проводка ^пилонов; 66 — неповорачнвающийся сбрасываемый пилон; 67— цилиндр управления передней ногой шасси; 68 — пневматики низкого давления; 69 — силовой цилиндр убирания шасси; 70 — складывающийся подкос; // — главный шарнир; 72 — неподвижный конец амортизационной стойки; 73 — параллельная проводка колее; 74 — створка ниши основной ноги шасси - воздушный тормоз; 75 —ДТРД; 76 — эжекторное выхлопное сопло; 77 — шарнирные створки люков доступа к двигателю; 78 - рама двигателя; 79— антенна; 80 — коротковолновая антенна; 81 — ультракоротковолновая антенна; 82 — М-метр, вариометр и указатель воздушной скорости; 83 — высотомер; 84 — указатель курса и дальности полета; 85 — ручка аварийного сбрасывания наружных подвесок; 86 — панель управления сбрасыванием наружных подвесок: 87 — панель управления шасси; 88— табло сигнальных указате- лей; 89—приборы контроля работы двигателя; 90— запасные пилотажные приборы; 9! — панель управления радиооборудованием; 92 - рукоятка управления углом стреловидности крыла; 93 си- стема сдувания дождевых капель Зак. 191 (к стр. 145)

гатели установлены в хвостовой части фюзеляжа. Воз- духозаборники двигателя боковые, изменяемой геомет- рии. В систему регулирования входа воздуха в двига- тель входят подвижный полуконус, перемещающийся вперед и назад, и створки перепуска воздуха. Самолет F-111A вооружен неуправляемыми реактив- ными снарядами и бомбами, а также ракетами класса «воздух—воздух» (в случае его применения для борьбы с воздушным противником). На самолете F-111A используется комплексная си- стема оборудования. Она выполняет несколько функций: осуществляет точную навигацию самолета; управляет запуском ракет класса «воздух—воздух» с полуактивным радиолокационным наведением и ракет класса «воз- дух— земля»; управляет бомбометанием и стрельбой из пушек; осуществляет связь, автоматическое следо- вание рельефу местности и опознавание принадлежно- сти самолета. Во всех звеньях системы, как отмечается в иностранной печати, применены микросхемы и совер- шенные полупроводниковые элементы. Указывается, что в систему входят следующие основные элементы: радио- локатор управления огнем, радиолокатор следования рельефу местности, блок оптических средств, вычисли- тели, инерциальное навигационное устройство, инди- каторы. Радиолокатор управления огнем обеспе- чивает большую точность стрельбы на малых высо- тах и наведения ракет класса «воздух — воздух» по сравнению с радиолокатором, которым был снабжен са- молет раньше. Радиолокатор создает узкий пучок незатухающей электромагнитной энергии для по- луактивного наведения ракет класса «воздух — воздух», устанавливаемых на самолете наряду с ракетами клас- са «воздух — воздух» с инфракрасным наведением, и ракеты класса «воздух — земля» типа «Шрайк». Он спо- собен выполнять радиолокационную съемку местности при тактических боевых полетах и поиск воздушных целей в любую погоду. Отмечается, что дальность поиска и сопровождения цели при применении этого радиолока- тора значительно увеличена. В режиме съемки радиолокационных карт экипаж может уточнить свое местоположение по наземным ори- ентирам, осуществить бомбометание под фиксированным А Н. Пономарев 14F)
углом и синхронное бомбометание, а также получить на- вигационные данные методом счисления пути. Съемка местности осуществляется в секторе, средняя линия ко- торого совпадает с курсом самолета. Радиолокатор следования рельефу ме- стности непрерывно выдает летчику информацию о расстоянии до земли в полетах на малых высотах (вплоть до высоты 75 м над поверхностью земли) и осу- ществляет автоматическое следование рельефу местно- сти на этих высотах. В зарубежной литературе указывается, что этот ра- диолокатор имеет две антенны, два приемника, два пере- датчика и два вычислителя проверки работоспособности аппаратуры. Луч одной из антенн развертывается по уг- лу места только по линии пути, что позволяет получать данные, необходимые для маневрирования при автома- тическом и ручном управлении в режиме следования рельефу местности. Если при этом луч второй антенны развертывается по азимуту, то летчик может вручную вести самолет в комбинированном режиме следования рельефу местности и обхода наземных препятствий. Ра- диолокатор может использоваться также в режиме изме- рения дальности до наземных объектов при бомбомета- нии с пикирования. В этом режиме антенна занимает неподвижное положение и радиолокатор измеряет даль- ность по линии визирования. Воспроизведение радиоло- кационной карты местности возможно при условии раз- вертки одной из отражательных антенн по азимуту в режиме обхода наземных препятствий. Возможна также одновременная радиолокационная съемка местности по одному каналу и следование рельефу местности по друго- му каналу. Блок оптических средств. В системе преду- смотрено несколько оптических средств целеуказания, которых нет в системах, устанавливаемых на этом само- лете ранее. В их число входят лазарный дальномер, под- система поиска и обнаружения целей в инфракрасном диапазоне и телевизионная камера, работающая при низких уровнях освещенности. Отмечается, что эти сред- ства увеличивают возможности аппаратуры самолета F-111A, но они не являются обязательными. Указывается, что подсистема, работающая в инфракрасном диапазоне, является дополнительным средством к радиолокатору 145
управления огнем. Одно из устройств подсистемы ведет поиск в широком спектре, другое — в узком. Подсистема выполняет функции радиолокатора управления огнем, если последний не может (нормально работать из-за ис- кусственных помех. В условиях полной или частичной видимости лазар выдает очень точные данные о даль- ности даже при малых углах визирования, при которых обычные бортовые радиолокаторы не могут нормально работать из-за высокого уровня местных помех. Телевизионная камера, работающая при малой осве- щенности, позволяет получать ночью изображение вы- бранной зоны или объекта бомбометания такого же вы- сокого качества, как и в дневное время. Однако в зарубежной печати указывается, что стои- мость производства лазарного дальномера весьма вы- сокая. Кроме того, возникли трудности с отображением информации в кабине, уже содержащей большое коли- чество приборов, и выбором места для размещения бло- ка оптических средств при сохранении достаточного или максимального поля зрения. Некоторые из устройств этого блока, возможно, нужно будет стабилизировать, что ограничивает выбор их размещения в носовой части са- молета, где уже находятся радиолокаторы управления огнем и следования рельефу местности и опросчики си- стемы опознавания принадлежности. Вычисления, связанные с бомбометанием, навигацией, проверкой работы комплексной системы и другими функ- циями, выполняются двумя сдвоенными вычислите- лями. В комплексной системе оборудования применено но- вое и более точное инерциальное навига- ционное устройство. Оно, как отмечается в зару- бежной литературе, выводит самолет в место назначения с отклонением около 0,9 км за 1 час полета. Однако сле- дует сказать, что предлагается устанавливать на само- лет навигационные устройства, более простые по кон- струкции и, следовательно, более дешевые, но с мень- шей точностью вывода самолета в место назначения (примерно 1,8—1,26 км за 1 час полета). В кабине размещено несколько индикаторов (в печа- ти указывается, что их пять). Первый летчик (он являет- ся командиром экипажа) и второй летчик имеют одина- 10* 147
новые приборы и индикаторы. У каждого летчика на лобовом стекле устанавливается на уровне глаз стаби- лизированный относительно поверхности земли индика- тор. На нем воспроизводится воздушная обстановка, наблюдаемая в передней полусфере. Индикатор, кроме того, выдает необходимые данные для прицеливания и наведения управляемых ракет на воздушные и наземные цели, а также команды управления, полученные в ре- зультате обработки сигналов систем навигации, посадки и радиолокатора следования рельефу местности. В иностранной печати указывается, что на лобовом стекле может быть установлен индикатор и другого типа. Полученное на нем изображение через специальную лин- зу будет отражаться на зеркало шириной 16 см, уста- новленное перед летчиком. Командир экипажа, основной задачей которого явля- ется управление полетом, снабжается индикатором воз- душной обстановки в вертикальной плоскости для де- тального отображения воздушной обстановки по верти- кали и обхода наземных препятствий, а также для ограниченного воспроизведения данных, необходимых для бомбометания. Второй летчик снабжен так называемым многофунк- циональным индикатором, на котором воспроизводится информация радиолокаторов и других датчиков более детально, чем на индикаторе воздушной обстановки в вертикальной плоскости, и в более широко изменяемых режимах. На многофункциональном индикаторе вос- производится информация всех видов, выдаваемая дат- чиками, к числу которых относятся радиолокатор перед- него обзора, приемник инфракрасного излучения, теле- визионные камеры, индикаторы управления огнем, изме- ритель времени полета до конечного пункта маршрута и индикатор кругового обзора. Многофункциональный индикатор выдает информацию о расстоянии до земли, информацию о воздушной обстановке, достаточную для управления полетом. Между местами членов экипажа предполагается разместить индикатор обстановки в горизонтальной плоскости, на котором будет указываться местоположе- ние самолета на выбранном маршруте или навигацион- ных картах. При разведывательных полетах на нем бу- дут воспроизводиться текущее местоположение, конеч- 148
ный пункт маршрута, азимут и ,линия пути, а также траектория полета по большому кругу. Комплексная система оборудования работает со- вместно с бортовыми системами опознавания принадлеж- ности самолетов, создания помех и системой связи. Система опознавания принадлежности самолетов обес- печивает быстрое опознавание своих самолетов и передает эту информацию на наземные пункты наведения. Назем- ный запросчик, синхронизированный с наземными пуско- выми радиолокаторами, которые первоначально обнару- живают самолет, запрашивает бортовой ответчик и вы- дает сигналы для воспроизведения на индикаторе поиско- вого радиолокатора. Система помех состоит из четырех взаимно связанных устройств, осуществляющих звуковое и визуальное пре- дупреждение об угрозе радиолокационного обнаруже- ния. Система помех автоматически выдает ложные отра- женные сигналы цели для создания помех радиолокато- рам, сопровождающим самолет. В систему помех входит также электрооптический следящий приемник с криоген- ным охлаждением, устанавливаемый на задней кромке киля. Этот приемник реагирует на инфракрасное излу- чение двигателей самолетов или ракет противника и пре- дупреждает летчика об опасности. Имеется также уст- ройство для разбрасывания обычной и специальной ме- таллизированной ленты для срыва атаки самолета раке- тами с инфракрасной системой наведения. Самолет снабжается также средствами пеленгации и предупреждения. Эти средства обнаруживают работу наземных и бортовых радиолокаторов, облучающих са- молет, точно определяют пеленг, подают данные о по- лете через вычислительный комплекс к инерциальному навигационному устройству, системе управления огнем и, вероятно, к индикатору на лобовом стекле, а также контролируют эффективность создаваемых помех. В иностранной печати сообщается о том (журнал «Флайт» от 2.4 1970 г.), что летные данные самолета F-111A намного уступают предъявленным к нему так- тико-техническим требованиям (ТТТ), а именно: даль- ность крейсерского полета самолета составляет 4426 км вместо 6727 км, указанных в ТТТ, т. е. на 35% меньше; максимальная скорость полета на большой высоте со- ответствует числу М = 2,2 вместо предусмотренного ТТТ 149
числа М=2,5; дальность полета со сверхзвуковой ско- ростью на малой высоте равна 48 к,м против предусмот- ренной 338 км\ длина разбега при взлете составляет не менее 1080 м вместо 850 м\ взлетный вес самолета вме- сто первоначально запланированного 31 335 кГ возрос до 37 410 кГ, т. е. на 19%, и фактическая стоимость в пять раз больше проектной стоимости. К этому следует добавить, что для увеличения скоро- сти с соответствующей числу М = 0,9 до М = 2,2 самолету требуется 4 мин вместо 1,45 мин. В зарубежной литературе также сообщается, что 22 декабря 1969 г. из-за поломки крыла самолет F-111A потерпел катастрофу. Она произошла вследствие разру- шения балки, несущей шарниры крыла. В связи с этим было принято решение о замене этой балки на выпущен- ных самолетах. Самолет А4 «Скайхоук» представляет собой цельнометаллический моноплан с низкорасположенным треугольным крылом (рис. 67). Длина самолета 11,91 м, высота 4,62 м, размах крыла 8,38 м, площадь его 24,1 м2. Рис. 67. Самолет «Скайхоук» 150
Фюзеляж типа полумонокок состоит из двух разъемных частей. В передней части фюзеляжа размещены обору- дование, кабина летчика, топливный бак и двигатель. С обеих сторон фюзеляжа за кабиной летчика установ- лены воздухозаборники. Сиденье летчика катапультиру- ется вниз. Угол стреловидности крыла по передней кром- ке равен 41°, относительная толщина крыла 6%. Крыло снабжено автоматическими предкрылками и закрылками. Элероны имеют роговую компенсацию. Впе- реди элеронов находятся турбулизаторы потока. Кон- струкция крыла трехлонжеронная. Лонжероны нераз- резные, изготовлены из одного листа толщиной 1,6 мм. Оперение однокилевое с управляемым стабилизатором. Главные ноги шасси убираются в крыло вперед с пово- ротом колес на 90°, передняя нога — в фюзеляж. Ноги шасси могут выпускаться под действием собственного веса. Силовая установка состоит из ТРД, имеющего тягу от 3500 до 5440 кГ в зависимости от модификации само- лета. Топливо размещается в кессонах крыла, а также в баках, установленных в крыле и фюзеляже за кабиной. Общая емкость топливных баков около 3000 л. Запас топлива может быть увеличен за счет подвески под кры- лом двух сбрасываемых в полете баков емкостью по 950 л или подвески бака емкостью 1150 л под фюзеля- жем. Вооружение самолета состоит из двух пушек кали- бра 20 мм, размещенных в корневых частях крыла. На подвесках крыла и фюзеляжа (одна подвеска под фюзе- ляжем, две под крылом) могут подвешиваться бомбы или неуправляемые реактивные снаряды, или управляе- мые реактивные снаряды «Буллпап», или аппаратура для создания радиолокационных помех. Например, один из вариантов бомбовой нагрузки может быть такой: одна бомба весом 1360 кГ подвешивается по фюзеляжем или две бомбы весом по 450 кГ подвешиваются под крылом. Могут быть и другие комбинации размещения вооруже- ния самолета на подвесках. В иностранной печати отмечается, что оборудование и системы самолета «Скайхоук» выполнены «облегчен- ного типа» за счет уменьшения веса отдельных агрегатов и систем, упрощения их конструкции (например, сиденья летчика, систем наддува и кондиционирования и т. д.) 151
и объединения агрегатов оборудования в блоки (напри- мер, связное оборудование). На самолете нет аварийной гидравлической системы и аккумуляторов. Вместо акку- муляторов установлен небольшой генератор с приводом от ветрянки. Нормальный вес самолета от 7000 до 7740 кГ, мак- симальный взлетный вес от 11 000 до 12 440 кГ. Вес пу- стого самолета 4500 кГ. Максимальная скорость у зем- ли 1100 км/час (без наружных подвесок), дальность полета с полным запасом топлива в баках 1850 км, а с подвесными топливными баками 2300 км, перего- ночная— до 5000 км; продолжительность полета с пол- ным запасом топлива в баках самолета 1,5 час. Самолет «Скайхоук» имеет несколько модификаций (типов). Летные данные самолета разных модификаций неодинаковы. Последней модификацией является самолет СА-4Е. Установленный на нем двигатель имеет статическую тягу на 41% больше и удельный расход топлива на 17— 24% меньше, чем у ТРД, которым снабжен самолет А-4Е. В связи с этим потребовалось сделать некоторые изменения в конструкции самолета (увеличить размеры воздухозаборников, площадь крыла и т. д.). Французский самолет «Мираж» ШЕ яв- ляется модификацией истребителя ПВО и ударного са- молета «Мираж» III, рассчитанного на скорость полета, соответствующую числу М>2, и состоящего на воору- жении ВВС Франции и других стран (рис. 68). Предна- значается самолет «Мираж» IIIE для выполнения задач ПВО, а также для поражения наземных целей на поле боя. Взлетный вес его 9500—13 500 кГ, вес пустого самоле- та 6900—7300 кГ; максимальная скорость: у земли 1400 км/час, на высоте 2300 км/час (число М = 2,15); длина разбега 700—1500 м (в зависимости от взлетного веса), длина пробега при посадке с использованием тормозного парашюта 700 м. Силовая установка самолета «Мираж» ШЕ состоит из одного ТРД, развивающего максимальную статиче- скую тягу у земли 6215 кГ с включенной форсажной ка- мерой и 4400 кГ, когда она не включена. Двигатель снаб- жен автоматической системой регулирования числа обо- ротов. Эта система дает возможность увеличивать тягу при скорости, превышающей число М=1,4. Общая ем- 152
кость топливных баков самолета 3300 л. Запас топлива может быть увеличен за счет подвески под крылом двух сбрасываемых в полете баков емкостью по 1700 л и под- вески бака емкостью 1300 л под фюзеляжем. Рис. 68. Самолет «Мираж» ШЕ На самолете установлен ЖРД, являющийся вспомо- гательным двигателем. Его тяга 1450 кГ. Работает он на том же горючем, что и основной ТРД. ЖРД включа- ется в полете на короткое время (до 80 сек). В зарубежной литературе говорится о том, что на самолете «Мираж» IIIE установлено совершенное обо- рудование, позволяющее осуществлять навигацию, уп- равление полетом, обнаружение целей и управление ог- нем. В частности, указывается, что самолет снабжен си- стемой опознавания «свой — чужой». Имеется также си- стема, которая показывает расстояние до любого места в пределах дальности полета. С помощью оборудования может быть определено положение нескольких «группи- ровок» самолетов противника, положение каждого само- лета в этой «группировке» и т. д. Вооружение самолета состоит из ракет, пушек, бомб. Для поражения наземных целей самолет, имеющий две пушки, может быть также вооружен 36 ракетами класса «воздух — земля» и двумя бомбами весом по 454 кГ или десятью бомбами весом по 227 кГ. В иностранной печати указывается, что в зависимости от боевых заданий самолет «Мираж» ШЕ может быть оснащен одним из следующих видов оружия: 153
1. Управляемые ракеты: а) одна ракета «Матра» 530 класса «воздух — воз- дух», она подвешивается под фюзеляж, снабжена РДТТ и четырьмя хвостовыми стабилизаторами. Система на- ведения ракеты радиолокационная, полуактивная, реаги- рующая на отраженные от цели сигналы радиолокатора, или инфракрасная, реагирующая на излучение выхлоп- ных газов двигателей самолета. Запуск ракеты может осуществляться вручную или автоматически по сигналу радиолокатора; б) две ракеты «Сайдуиндер» с инфракрасной систе- мой самонаведения. Они подвешиваются под крылом и могут запускаться поодиночке или залпом с интервалом 2 сек между двумя запусками. 2. Пушки. Блок двух пушек калибра 30 мм может быть размещен в переднем отсеке фюзеляжа вместо топливного бака емкостью 325 л. Пушки снабжены элек- троприводом, а снаряды — электрозапалом. Пушки вме- сте с боезапасом (2 ящика по 125 снарядов) смонтиро- ваны в съемном блоке. 3. Неуправляемые реактивные снаряды. Самолет может нести два подкрыльных контейнера, в пе- редней части каждого из которых размещается 18 НУ PC калибром 68 мм. Задняя часть контейнеров представляет собой топливные баки емкостью по 250 л. Допустимые условия полета для запуска снарядов ограничены ско- ростью 1110 км!час. 4. Бомбы. Под фюзеляжем самолета на подвесках могут быть подвешены две бомбы по 400 кГ, две бомбы по 227 или 454 кГ, или две напалмовые бомбы емкостью по 317 л. Кроме того, под крылом могут подвешиваться восемь бомб по 227 кГ или две бомбы по 454 кГ. Управление огнем обеспечивается радиолокатором и прицелом. Радиолокатор осуществляет поиск и обнару- жение цели, захват ее и автоматическое слежение за ней; расчет траектории сближения с целью и передачу соот- ветствующих команд на прицел. В случае применения для поражения цели ракеты «Матра» 530 радиолокатор дает сигнал на запуск ее и обеспечивает летчику инфор- мацию, необходимую для выхода из атаки. В случае применения для поражения цели ракет «Сайдуиндер» подача радиолокатором команд на сближение с целью прекращается в тот момент, когда дальность до нее 154
становится меньше максимальной дальности действия ракеты, а при применении пушек — на дальности менее 2 км. После этого радиолокатор действует как дально- мер, обеспечивая для прицела возможную дальность запуска ракет «Сайдуиндер», а также дальность и кор- ректировку огня пушек. Рис. 69. Варианты боевого использования самолета «Мираж» ШЕ: I — вариант с пушками и топливным задним баком; II — вариант с баками в заднем и переднем отсеках; III — вариант при использовании ЖРД как ускорителя; / —топливный баковый отсек; 2 — жидкостный ускоритель (ЖРДЬ 3 — блок пушечных установок; 4 — бак топливный для ЖРД; 5 — бак топлив- ный; 6 — радиолокатор «Сирано»; 7 — съемный кок Когда радиолокатор «заперт на цель», прицел выпол- няет все функции, связанные с точным наведением само- лета на нее. Варианты боевого использования и внешних подвесок самолета «Мираж» ШЕ приведены на рис. 69, 70. Французский сверхзвуковой самолет «М и р а ж» G имеет крыло изменяемой стреловидности (рис. 71). Экипаж его состоит из двух человек. Самолет снабжен двухконтурным турбореактивным двигателем, развивающим на земле с включенной форсажной каме- рой максимальную тягу 10 350 кГ. Вес пустого самолета 10 350 кГ. Взлетный вес его примерно 15 000 кГ при весе 155
Рис. 70. Варианты внешних подвесок самолета «Мираж» ШЕ: / — ракета класса «воздух — воздух»; 2 — бак емкостью 1300 л; 3 — бак емко- стью 600 л; 4 — бак емкостью 500 л (для использования в сверхзвуковом по- лете); 5 — контейнер с НУРС; 6 — ядерная бомба; 7 — ракета класса «воздух — земля»; 8 — ракета класса «воздух — воздух» «Матра» 530 ; 9 — бомбодержа- тель с двумя бомбами Рис. 71. Схема самолета «Мираж» G 156
топлива 4700 кГ. При максимальном угле стреловидно- сти крыла 70° самолет развивает максимальную ско- рость, соответствующую числу М = 2,5. При полностью развернутом крыле (стреловидность крыла 20°) обеспе- чиваются хорошие взлетно-посадочные характеристики и значительное время барражирования. В иностранной печати сообщается, что при создании этого самолета были проведены большие исследования по выбору оптимального расположения поворотных шар- ниров крыла размещения ног шасси и т. д. В окончательной схеме шарниры несколько отстоят от бортов фюзеляжа. Шарнир крыла изготовлен из высоко- прочной стали. Трение в нем уменьшено благодаря при- менению специального материала. В результате, как ука- зывается, были втрое уменьшены известные до сих пор коэффициенты трения пар. Отклонение крыла производится посредством одного привода, установленного в плоскости симметрии самолета и вращающего два симметрично расположенных винто- вых домкрата. Привод вращается двумя гидравлически- ми моторами. Он создает усилие 70 Т и способен пол- ностью отклонить крыло при перегрузке, равной 3, за 15 сек. При проектировании и постройке самолета особое внимание было уделено улучшению обтекания в местах сочленения фюзеляжа с крылом. Для этой цели были использованы гибкие шторки, скользящие по поверхности крыла при его отклонении. Элементы механизации на крыле установлены на передней и задней кромках по всему размаху крыла. На самолете применяются двухщелевые закрылки большой площади и щелевые предкрылки, что дает воз- можность получать значительный коэффициент подъем- ной силы (су = 2,8). Двухщелевые закрылки имеют большую хорду и сдви- гаются далеко назад с помощью гидроприводов по на- правляющим, вписывающимся в профиль. Предкрылки могут быть установлены в два положения; одно из них, называемое промежуточным, улучшает маневренные ха- рактеристики самолета при больших перегрузках. На конструкцию поворотных шарниров был взят патент 157
При больших удельных нагрузках на крыло, дости- гающих 610 кГ/м2 при взлете, самолет имеет скорость захода на посадку 232 км/час и скорость при касании 200 км/час, что, как справедливо полагают, позволяет эксплуатировать его на сухопутных аэродромах и авиа- носцах. Управление по крену осуществляется с помощью ста- билизатора. Действие стабилизатора дополняют интер- цепторы (когда крыло установлено с малым углом стре- ловидности) . На стабилизаторе имеется небольшой серво- компенсатор, позволяющий производить продольное демпфирование без отклонения всей поверхности управ- ления. На хвостовой части фюзеляжа размещены воз- душные тормоза (два тормоза сверху фюзеляжа, два снизу), обеспечивающие интенсивное торможение, осо- бенно на сверхзвуковых скоростях полета. Для самолета «Мираж» G разработано шасси новой конструкции, которое, с одной стороны, обеспечивает достаточно хорошую поперечную устойчивость на земле, а с другой — размещение ног в убранном положении в нишах уменьшенных размеров. Убираются ноги шасси в ниши примерно за 4 сек. Первый полет на этом самолете состоялся в конце 1967 г. Одним из американских истребителей-перехватчиков является самолет «Локхид» YF-12A (рис. 72). Он вы- пускается также в варианте стратегического разведчика SR-71. Самолеты YF-12A и SR-71 ранее имели заводскую марку А-11. О самолете YF-12A впервые упомянул президент США в 1964 г., когда самолет уже был построен и про- ходил летные испытания. Опытных истребителей-пере- хватчиков YF-12A (рис. 73) построено немного. Развед- чиков SR-71 построено тоже немного (выпущена только малая серия). Сведений о технических и летных данных этих самолетов в американской печати содержится мало. Во многих случаях они противоречивы. Самолет YF-12A (SR-71) выполнен по схеме летаю- щего крыла низкоплана. Крыло треугольное, стреловид- ность его по передней кромке равна 60°. От крыла до носа самолета, кончая кабиной, нижняя часть фюзеляжа развита в несущую поверхность малого удлинения. Это 158
Рис. 72. Схема истребителя-перехватчика YF-12A Рис. 73. Истребитель-перехватчик YF-12A 159
сделано для смещения центра давления на сверхзвуко- вых скоростях полета вперед. При этом уменьшается от- клонение элеронов вверх и повышается аэродинамиче- ское качество. Силовая установка самолета состоит из двух турбо- реактивных двигателей, размещенных в гондолах крыла. Экипаж состоит из двух человек: летчика и оператора системы управления огнем. Сообщается, что максимальная скорость полета само- лета YF-12A соответствует числу М^=3,1 на высоте около 21 000 м. Фюзеляж самолета имеет большую длину. Сечение его, начиная от кабины летчиков, практически постоянное, за исключением задней части, где фюзеляж сужается. Основные ноги шасси имеют по три колеса. Внутри фюзеляжа по его окружности размещен топ- ливный бак, занимающий объем от кабины экипажа до хвостового конуса, где находится сливная топливная труба, имеющая эллиптическую форму. Фонарь кабины летчика по своей конструкции имеет большое сходство с фонарем экспериментального американского самолета Х-15. Фонарь открывается вверх и назад. Остекление его сравнительно большое. Фонарь кабины оператора системы управления огнем имеет лишь небольшие боко- вые панели, поскольку в задней кабине нет органов уп- равления. В хвостовой части фюзеляжа расположен контейнер тормозного парашюта. В конструкции самолета широко используются обте- катели и профилировка поверхностей для обеспечения достаточной устойчивости и высокого аэродинамического качества в крейсерском полете со сверхзвуковой ско- ростью. Обтекатели, начинающиеся у соединения крыла с фюзеляжем и идущие до кабины экипажа, служат для повышения путевой устойчивости. Они изменяют харак- тер обтекания хвостовой части фюзеляжа, создавая вих- ри; при этом увеличивается относительный объем возду- ха, обтекающего вертикальное оперение, вследствие чего повышается путевая устойчивость самолета. Обтекатели имеют вогнутую верхнюю и относитель- но плоскую нижнюю поверхность, поэтому они могут создавать подъемную силу. Эффективность обтекателей как несущих поверхностей достигает максимума в полете 160
с большой скоростью, когда подъемная сила требуется главным образом для того, чтобы парировать тенденцию самолета к увеличению продольного наклона на пикирова- ние при смещении назад аэродинамического фокуса, а также для уменьшения сопротивления от балансировки, которое при отсутствии дополнительной подъемной силы увеличивалось бы для компенсации момента тангажа на пикирование. Поскольку дополнительная подъемная сила создается у носовой части фюзеляжа, это позволяет отклонять вниз поверхности управления на консолях крыла. Обтекатели, идущие вдоль гондол, имеют ту же про- филировку, что и обтекатели, расположенные вдоль фю- зеляжа. Они служат для улучшения обтекания крыла и уменьшения сопротивления, а также, возможно, для повышения устойчивости. Крыло самолета имеет большую площадь. Конце- вые его консоли имеют значительную кривизну и крутку для увеличения подъемной силы. Хвостовая часть крыла отклоняющаяся и выполняет роль поверхностей управ- ления. Вертикальное оперение состоит из килей на верх- них и нижних частях гондол двигателей, а также склады- вающегося киля под хвостовой частью фюзеляжа. Верх- ние и нижние кили на гондолах установлены под уг- лом 15° к вертикали, концевые части верхних килей под- вижные и выполняют функции рулей направления. Путевое управление осуществляется отклонением ру- лей направления. Оба руля отклоняются относительно оси, расположенной примерно на середине хорды. В качестве основного конструкционного материала для изготовления планера самолета применен титан в ви- де панелей с сотовым заполнителем. Гондолы, в которых размещены двигатели, установ- лены таким образом, что большая их часть выступает под крылом. Вблизи передней части гондолы имеются створки типа жалюзи, обеспечивающие дополнительный приток воздуха в двигатель, когда воздуха, поступающе- го через воздухозаборники, недостаточно; это наблюда- ется в полете с малой скоростью и при работе двигателя на земле. Непосредственно перед горловиной сопла фор- сажной камеры имеются нерегулируемые заборники, че- рез которые поступает воздух для охлаждения форсаж- 11 А. Н. Пономарев 161
ной камеры и, возможно, некоторого увеличения тяги благодаря подогреву воздуха, обтекающего сопло. Вооружение самолета состоит из управляемых ракет класса «воздух — воздух» «Фолкон» с ядерным боевым зарядом и системой управления огнем с импульсным до- плеровским радиолокатором. Ракета, снабженная ракет- ным двигателем твердого топлива, выбрасывается с са- Рис. 74. Стратегический разведчик SR-71 молета вниз с помощью порохового заряда. В основной части ракеты размещаются неподвижные крестообразные стабилизирующие поверхности с большой площадью и стреловидностью, а в хвостовой части ракеты — неболь- шие крестообразные поверхности управления. Ракета, как сообщается в иностранной печати, рассчитана на запуск при скорости полета, соответствующей числу М=3. Та- ким образом, скорость сближения ракеты с целью мо- жет достигать 9600 км/час. Под гондолами двигателей установлены обтекаемые контейнеры с небольшими квад- ратными окнами. В контейнерах размещаются фотокаме- ры, «следящие» за ракетами в период их опытных за- пусков. Самолет-разведчик SR-71 (рис. 74) отличает- ся от самолета-перехватчика YF-12A модернизирован- ной носовой частью и удлиненным на 0,9 м фюзеляжем. Из конструкции планера исключены кили под гондолами двигателей, потому что после увеличения длины фюзе- 162
ляжа продольная устойчивость самолета улучшилась. Взлетный вес самолета около 80 Т, расчетная скорость полета более 3000 км/час, потолок около 25 000 м. Само- лет снабжен разведывательным и регистрирующим оборудованием различных видов. По сравнению с само- летом-перехватчиком запас топлива, вес и дальность самолета-разведчика увеличены, силовая установка оста- лась без изменений. Экипаж самолета SR-71 состоит из летчика и инжене- ра разведывательной системы. В начале 1969 г. ВВС и ВМС США объявили о за- ключении контрактов на разработку двух новых истреби- телей, предназначенных главным образом для завоева- ния превосходства в воздухе. Эти самолеты, называю- щиеся F-14 и F-15, должны заменить самолет F-111 и устаревшие серийные самолеты ВВС и ВМС (в том числе F-4 «Фантом II»), составив основу истребительной авиа- ции США семидесятых годов. Согласно разработанным тактико-техническим требо- ваниям они должны обладать высокой маневренностью и способностью вести воздушный бой на ближних ди- станциях. Истребитель F-14. Самолет F-14 (на стадии про- ектных исследований он назывался VFX-1, а сейчас по- лучил название F-14A) представляет собой двухместный палубный истребитель с крылом изменяемой стреловид- ности (рис. 75). Самолет оснащен двумя двигателями. Предназначается он для завоевания превосходства в воздухе, решения задач обороны флота и нанесения уда- ров по наземным надводным объектам. Основным подрядчиком по разработке и постройке самолета F-14A является фирма «Грумман». Стоимость контракта на постройку самолета F-14A составляет 388 млн. долларов. Общая стоимость работ по исследо- ванию, разработке и летным испытаниям определена в 1 млрд, долларов. Самолет F-14 намечается выпустить нескольких мо- дификаций. После закупки ВМС 50—100 самолетов F-14A первой модификации предполагается начать про- изводство самолета F-14B (раньше он назывался VFX-2) с более мощными двигателями и самолета F-14C с дви- гателями, что и у самолета F-14B, но с более совершен- ным оборудованием. 11* 163
Поступление на вооружение самолета F-14A плани- руется на 1974—1975 гг. В варианте истребителя для 'завоевания превосход- ства в воздухе самолет F-14A будет вооружен четырьмя ракетами «Спэрроу» класса «воздух — воздух» и шести- ствольной пушкой М61-А1 калибра 20 мм. Вес самолета этого варианта 24 Т. В варианте истребителя противо- Рис. 75. Схема самолета F-14A самолетной обороны флота с управляемыми ракетами «Феникс» и подвесными топливными баками вес самоле- та будет составлять 27 Т. Большая емкость подвесных топливных баков позволит применять самолет для поле- тов на большие расстояния без дозаправки топливом в воздухе. Согласно тактико-техническим требованиям макси- мальная скорость полета самолета F-14A на высоте дол- жна соответствовать числу М>2, а у земли — числу М=1,2. Скорость посадки на палубу равна 244 км/час. Конструктивно самолет F-14A выполнен следующим образом (рис. 76). Кабина экипажа вынесена вперед, форма ее обеспечивает обзор на 360°. В кабине разме- щаются летчик и оператор. Их катапультируемые кресла размещены одно за другим. Воздухозаборники располо- жены над неподвижной частью крыла. В носовой части 164
фюзеляжа находится радиолокационная станция, в левом борту — ниша для пушки. В центральной части планера коробчатого сечения размещается топливный отсек. Хво- стовая часть фюзеляжа между соплами двигателя имеет заостренную форму, позволяющую устранить донное со- противление. На верхней поверхности хвостовой части расположен тормозной щиток. В небольшой нише, за- крываемой обтекателем, установлен посадочный (тор- Рис. 76. Макет самолета F-14A мозной) крюк. Самолет имеет приемник для дозаправки топливом в воздухе. Приемник размещен на правой сто- роне фюзеляжа перед кабиной. Угол стреловидности крыла изменяется от 20° до 68°. Скорость полного перехода от малой к большой стреловидности примерно в два раза выше, чем у само- лета F-111, что связано в первую очередь с требованием обеспечения высокой маневренности в условиях ближне- го боя. Шарнир поворотной консоли расположен в боль- шом «наплыве» крыла. При больших углах стреловидно- сти подвижная часть крыла ложится сверху фюзеляжа. Неподвижная часть крыла имеет небольшое положитель- ное V для уменьшения волнового сопротивления. Изме- нение угла стреловидности крыла будет осуществляться автоматически в зависимости от скорости и высоты по- лета. Наряду с автоматической системой предусмотрено и ручное управление утлом стреловидности. Перед крылом с внешней стороны воздухозаборников расположены небольшие треугольные в плане дестабили- заторы, выдвигающиеся из передней кромки неподвиж- ной части крыла при увеличении стреловидности. Деста- 165
билизаторы предназначены для парирования перемеще- ния аэродинамического фокуса при изменении угла стре- ловидности и для некоторого уменьшения нагрузки на крыло, что, как указывается в зарубежной печати, очень важно при ведении воздушного боя и выполнении опера- ций по поддержке сухопутных войск с воздуха. При выдвинутых дестабилизаторах увеличивается запас углов для отклонения горизонтального оперения, так как в этом случае уменьшаются потребные углы на баланси- ровку и увеличиваются располагаемые углы для созда- ния перегрузок. Дестабилизаторы служат также для по- вышения путевой устойчивости, смещая вихри, сбегаю- щие с передней кромки корневой части крыла. Хвостовое оперение состоит из цельноповоротного стабилизатора и двух вертикальных килей. Кили уста- новлены на хвостовой части двигательных гондол, что обеспечивает повышение путевой устойчивости и манев- ренности при минимальном весе. В цилиндрических обте- кателях на концах килей расположена аппаратура радио- противодействия. Стабилизаторы имеют относительно большую площадь, необходимую для балансировки са- молета на больших скоростях, при изменении угла стре- ловидности и для создания больших перегрузок. Об- шивка стабилизатора выполнена из композиционного борэпоксидного материала. Шасси трехстоечной схемы. Главные ноги шасси уби- раются в неподвижную часть крыла вперед с разворотом на 90°. Передняя нога со спаренными колесами убира- ется в фюзеляж вперед. В иностранной литературе говорится, что для сниже- ния веса самолета в конструкции будут широко исполь- зованы сплавы титана и новые композиционные материа- лы, например в конструкции планера самолета должно быть использовано до 30—40% сплава титана. Силовая установка состоит из двух двухконтурных двигателей с форсажной камерой: тяга двигателей на форсаже равна 9000—10 000 кГ. На самолетах других вариантов этого типа должны устанавливаться болев мощные двухконтурные двигатели, суммарная тяга кото- рых на взлете должна составлять до 26 500 кГ. Двигате- ли двухвальные, с передним расположением вентилятора Воздухозаборники двигателей боковые, прямоугольные. Плоские, многоскачковые. с внешним сжатием. Установ- ок
лены они перед крылом под небольшим углом к фюзеля- жу. Такое расположение воздухозаборников относитель- но фюзеляжа должно обеспечивать достаточное прост- ранство для прохождения турбулентного пограничного слоя между ними без попадания его в воздухозаборник и образования пульсаций. Канал воздухозаборника вы- полнен в основном из алюминиевой сотовой панели. Воз- духозаборники регулируемые. На самолете применена новая конструкция реактив- ного сопла и его новая компоновка относительно фюзе- ляжа. Испытания самолета F-111 показали, что расположе- ние сопел рядом в тени фюзеляжа при обтекании сверх- звуковым потоком приводит к потере тяги на 30%. По- этому на самолете F-14 была принята компоновка с раз- несенными соплами. Межосевое расстояние между сопла- ми составляет примерно 2,5—3,0 диаметра двигателя. От- казались также от эжекторных сопел с внешним подсо- сом воздуха и разработали конструкцию регулируемого сопла, сужающиеся и расширяющиеся части которого об- разуются створками (лепестками), перемещающимися вперед — назад по криволинейным направляющим рей- кам, изменяя при этом проходное сечение и конфигура- цию сопла. При полете на бесфорсажном режиме створ- ки выдвигаются назад, образуя сходящееся дозвуковое сопло для внутреннего потока, а снаружи — плавную сужающуюся хвостовую часть. При этом потеря тяги со- ставляет 5—6% в дозвуковой области (в эжекторном сопле при той же компоновке потери тяги, как полагают, в 1,5—2 раза больше). На форсажном режиме створки полностью убраны внутрь (вперед), образуя сопло Ла- валя с отношением площади выхода к площади кри- тического сечения 1,2—1,3. Сопла такого типа имеют бо- лее высокие характеристики по сравнению с соплами других типов на числах М> 1,5ч-2. В иностранной пе- чати говорится, что, возможно, такие сопла будут приме- няться и на других американских истребителях. Самолет F-14 намечается оборудовать электронными системами, которые повысят его боевую эффективность. Как отмечается в зарубежной литературе, на нем будут установлены тактическая система самонаведения и пре- дупреждения, инерциальная навигационная система и т. д. Его намечено вооружить управляемыми ракетами 167
«Спэрроу» и «Феникс» класса «воздух—воздух», а так- же шестиствольной пушкой «Вулкан»; предусмотрена также установка системы бомбометания. Самолет в варианте истребителя для завоевания превосходства в воздухе должен быть вооружен че- тырьмя ракетами «Спэрроу», установленными в фюзе- ляже в полуутопленном положении, и пушкой. Для подвески сбрасываемых топливных баков или четырех ракет «Спэрроу» самолет имеет два пилона, расположенных под неподвижной частью крыла. Система управления огнем должна обеспечивать одновременный пуск и наведение ракет на несколько целей. Истребитель F-15 (его первоначальное название было FX) предполагается использовать в качестве так- тического истребителя для завоевания господства в воз- духе и установления превосходства над полем боя. Са- молет одноместный. Он должен иметь максимальную скорость, соответствующую числу М = 2. Максимальный взлетньш вес его около 20 Т. Максимальная скорость у земли должна соответствовать числу М=1,2. Радиус действия от 230 до 480 км в зависимости от назначения. Перегоночная дальность самолета до 4800 км. Самолет будет иметь, видимо, неподвижное крыло. В конструкции самолета намечено широко использовать титан и композиционные материалы с применением во- локон бора. Силовая установка должна состоять из двух двухконтурных двигателей с взлетной тягой по 10700 — 11 300 кГ. Отношение тяги двигателя к его весу ожидает- ся около 8. Высокая энерговооруженность и сравнитель- но небольшая нагрузка на крыло должны обеспечить истребителю F-15 значительные ускорения и маневрен- ность. Самолет предполагается вооружить ракетами класса «воздух — воздух» дальнего и ближнего действия и спе- циально разрабатываемой встроенной пушкой. В зару- бежной печати указывается, что некоторые специалисты предлагают использовать на самолете только пушку, утопленную в амбразуре, которая будет открываться при стрельбе. В этом случае характеристики самолета будут более высокими. Система управления огнем дол- жна иметь импульсный радиолокатор, автоматически 168
обнаруживающий цели на расстоянии до 80 км и захва- тывающий их на расстоянии примерно 18 км. В зарубежной печати говорится, что на самолеты так- тической авиации должна быть возложена задача — за- воевать превосходство в воздухе, противодействовать снабжению и перемещению войск противника, поддер- живать наземные войска и разведка. Превосходство в воздухе обеспечивает свободу проведения воздушных, наземных и морских операций. Нарушение путей снаб- жения и противодействие перемещению войск противника приводит к их изоляции от тыла и лишает возможности эффективно проводить операции. Непосредственная под- держка своих наземных войск состоит в подавлении или уничтожении наземных войск противника. Тактическая воздушная разведка дает основную информацию о дис- локации, перемещениях и боевых возможностях войск противника. По мнению иностранных специалистов, многоцелевой самолет, подобный F-111A, является идеальным для ре- шения этих задач. Но стоимость самолета F-111A и рас- ходы, связанные с обслуживанием и эксплуатацией, чрезвычайно высоки, поэтому не представляется возмож- ным иметь на вооружении достаточное количество таких самолетов для участия в военных действиях, требующих одновременного выполнения всех задач тактической авиации. К тому же этот самолет не очень хорошо при- способлен для условий, в которых должны действовать самолеты непосредственной поддержки. Поэтому в США было принято решение создать более дешевый и опера- тивно более гибкий самолет (в дополнение к тяжелым многоцелевым самолетам) для непосредственной под- держки наземных войск. Этот самолет в основном должен использоваться против небольших и подвижных целей. Таким самолетом является американский дозвуковой штурмовик «Корсар» А-7А (рис. 77) и А-7Д. Штур- мовик А-7А (палубный) предназначен для авиации ВМС, а А-7Д — для ВВС. Самолет является одномест- ным высокопланом с крылом, имеющим угол стреловид- ности 35°. На самолете А-7А (рис. 78) установлен двухконтурный ТРД TF-30-P6 без форсажной камеры, а на А-7Д — двухконтурный ТРД F-41A-1 (с большей тягой, чем TF-30-P6). Максимальный взлетный вес само- лета А-7 19800 кГ, 169
Под крыльями расположено шесть пилонов для под- вески вооружения и баков. Кроме того, на фюзеляже, с обеих его сторон, имеются две точки подвески для УРС или НУРС. Самолет во внутренних и подвесных баках может нести 7700 кГ топлива и при взлетном весе 16200 кГ может иметь дальность более 6000 км. При Рис. 77. Схема самолета А-7А создании этого самолета ставилась задача — обеспечить применение его с палубы авианосцев. Самолет несет две пушки калибра 20 мм и две управ- ляемые ракеты класса «воздух — воздух». Кроме того, он может быть вооружен ракетами «Буллпап» или «Шрайк» класса «воздух — земля», а также бомбами и неуправляемыми реактивными снарядами. Кабина летчиков защищена снизу алюминиевой бро- ней толщиной 12,7 мм и спереди стальной броней толщи- ной 9,5 мм. Максимальная скорость самолета около 1000 км!час, взлетная дистанция 2000 м. Основным конкурентом самолета А-7Д в странах, входящих в агрессивный блок НАТО, в частности в Бельгии, является французский самолет «М и- р а ж» V (рис. 79), представляющий собой модификацию самолета «Мираж» IIIE с увеличенным на 30% (500 л) запасом топлива во внутренних баках. Самолет «Ми- раж» V является наиболее дешевым из имеющихся в 170
Рис. 78. Компоновочная схема самолета «Корсар»: / — радиолокатор; 2 — обогреватель лобового стекла; 3 приборная доска; 4 ка- тапультируемое сиденье; 5 — блок АЗС и реле; 6 контейнер со снарядами для пу_ шек- 7 — качалки и рычаги управления; 8 — трансформатор-выпрямитель; 9 УКВ антенна; 10 — оборудование кондиционирования воздуха; // — передний фюзеляжный ТОПЛИВНЫЙ ОТСеК; /2 — антенна СИСТеМЫ Г? _ ипыпкАипй топливный бяк- 14 — центральный фюзеляжный топливный «Такан»; 13 — крыльевой топливный бак; отсек; 15 — отсек гидросистемы и системы 25 3 2 11 12 54 53 52 51 6 7 89 „ 10 14 15 16 17 37 36 35 34 33 32 40 39 38 19 /8 2f 27 28. 31 30 29 50 49 4847 46 управления элеронами; 16 — задний фюзеляжный топливный отсек; 17 — воздушный канал, 18 — проводка управления рулем направления и стабилизатором; 19 — качалка управления стабилизатором; 20 — силовой цилиндр стабилизатора; 2/— лонжерон киля, крепящийся к фюзеляжу; 22 — кессон киля; 23 — шарнир подвески руля направления: 24 — аэронавигационный огонь; 25 — антенна УКВ и системы опознавания; 25 — руль направления; 27 — сервомеханизм руля направления; 28 — тяги управ- ления рулем направления; 29 — управляемый стабилизатор; 30 — рычаг управления стабилизатором; 31 — сервомеханизм ста- билизатора; 32 — задерживающий крюк; 33 — реле оборудования; 34 — ДТРД «Пратт Уитни» TF-30; 35 — стартер; 36 — генератор: 37 — гидроаккумулятор; 38 — основная стойка шасси; 39 — отсек шасси; 40 — гидробак; 41 — антенна; 42 — радиолокационный высотомер; 43 — отсек радио- и электрооборудования; 44 — антенна радиолокационного маяка, 45 — газификатор жидкого кис- лорода; 46 — крюк для катапультирования; 47 — подксс передней стойки шасси; 48— приемный рукав пушки; 49 — пушка Мк.12; 50 — передняя стойка шасси; 51 — подкос, воспринимающий усилие при катапультировании; 52 — рычаги и тяги управления; 53 — педали управления; 54 — воздухозаборник
западных странах самолетов. Его максимальная ско- рость соответствует числу М = 2. Вооружение самолета «Мираж» V состоит из двух пушек калибра 30 мм, установленных в носовой части фюзеляжа. На семи наружных подвесках можно подве- сить 14 бомб и сбрасываемые топливные баки общей емкостью 1000 л или две управляемые ракеты с инфра- красной системой наведения. Самолет оборудован двумя гидравлическими система- ми, независимыми одна от другой. Одна система служит для управления полетом и аварийного выпуска шасси, другая — для управления полетом и различными систе- мами. Кроме того, на самолете имеются две резервные гидравлические системы. Катапультируемое кресло рассчитано на автоматиче- ское выбрасывание на малых и больших высотах при скорости полета 170—1300 км/час. На кресле смонтиро- ван кислородный прибор. Система герметизации и кондиционирования воздуха в кабине обеспечивает нормальные жизненные условия до высоты 22 900 м, но при полетах на высотах более 15200 м летчик должен быть одет в специальный высот- ный костюм. 172
В навигационную систему самолета «Мираж» V вхо- дит: гироцентраль; доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса; централь аэродинамических пара- метров режима полета (для определения пути следова- ния и расстояния до 12 заданных пунктов); индикатор, указывающий курс, отклонение от него, расстояние до пункта назначения и навигационные данные системы «Такан»; радиовысотомер. Рис. 80. Схема самолета «Ягуар» Радиооборудование самолета состоит из связной ра- диостанции, аварийной УКВ радиостанции, радиотеле- фонной станции для связи летчика на земле с механиком или центром управления, системы опознавания «свой — чужой», приемника навигационной системы «Такан» на 126 каналов. Другим самолетом для непосредственной поддержки войск является «Ягуар», который создается совместно английскими и французскими фирмами (рис. 80). Его максимальный полетный вес 13 000 кГ, а нормальный 10 000 кГ. Самолет должен иметь на малой высоте до- звуковую скорость полета, а на большой высоте — ско- рость до 1800 км!час. Как сообщается в иностранной печати, самолет «Ягуар» может применяться не только в качестве такти- ческого бомбардировщика для непосредственной под- держки войск, а также в качестве палубного истребите- ля. Эти варианты будут различаться в основном компо- 173
новкой кабины экипажа и, кроме того, электронными системами. Максимальный вес боевой нагрузки самолета «Ягуар» 4500 кГ, а радиус действия при полете на малой высоте до 500 км. Планер самолета разрабатывается с учетом возмож- ности выполнения маневров, связанных с большими пе- регрузками, например при полетах в турбулентной атмо- сфере на малой высоте. На самолете будет установлено крыло треугольной формы в плане. Для уменьшения пробега самолет будет снабжен системой сдува погра- ничного слоя с закрылков. Конструкция шасси рассчи- тана на эксплуатацию с грунтовых аэродромов. На самолете будут установлены пушки калибра 30 мм. На пяти пилонах может быть подвешена различ- ная боевая нагрузка, включая управляемые ракеты. Для ведения разведки он будет снабжен соответствующим разведывательным оборудованием. Штурмовик АХ. Работы по проекту самолета АХ, предназначенного для замены устаревшего поршневого штурмовика А-1 «Скайрейдер», состоящего на вооруже- нии ВВС США с 1946 г., были начаты в 1967 г. Однако ранее среди военных специалистов США не было еди- ного мнения о целесообразности разработки нового само- лета такого типа, и поэтому работы велись довольно медленно. В настоящее время ВВС США, используя опыт боевого применения самолета А-1 во Вьетнаме, пришли к выводу, что для решения задачи непосред- ственной авиационной поддержки наземных войск необ- ходим новый, специальный самолет. В начале 1970 г. министерство обороны США одобрило план разработки самолета АХ. Основными требованиями, предъявляемыми ВВС к этому самолету, являются: надежность, маневренность, продолжительность патрулирования, обеспечение полета на малых высотах днем и ночью и возможность эксплуа- тации с грунтовых аэродромов, а также простота и де- шевизна изготовления. По мнению специалистов ВВС, штурмовик АХ будет одноместным с двумя ТВД или ТРДД (тяга каждого двигателя 4000 кГ), с мощным бронированием кабины летчика и жизненно важных систем самолета. Предпо- лагается, что самолет будет иметь относительно неслож- 174
ное электронное оборудование, будет снабжен встроен- ной скорострельной пушкой калибра 30 мм с боезапасом 1000 снарядов и, кроме того, сможет нести управляемые и неуправляемые ракеты и бомбы. Примерные данные этого самолета следующие: эки- паж 2 человека, максимальная скорость полета 725 км/час, крейсерская 370—480 км/час, максимальный взлетный вес 18000—20 000 кГ. Самолеты с коротким и вертикальным взлетом и посадкой Ранее говорилось о том, что для достижения турбо- реактивными самолетами сверхзвуковой скорости на них были применены стреловидные крылья с малой толщи- ной и малыми удлинениями. Но эти крылья обладают плохими несущими свойствами на малых скоростях по- лета, что обусловило увеличение минимальных скоростей полета самолетов с такими крыльями. Увеличение поса- дочных скоростей полета и длин разбега при взлете и пробега при посадке привело к увеличению размеров аэродромов. В процессе развития авиации давно уже возникла необходимость в создании летательных аппаратов, не требующих больших аэродромов, такими летательными аппаратами явились вертолеты, которые могут вер- тикально взлетать и садиться, зависать в воздухе и дви- гаться вперед и назад. Благодаря этим качествам верто- леты нашли широкое применение не только в армии, но и в народном хозяйстве. Но вертолет имеет серьезный недостаток: его скоро - сти полета равны 250—ЗОо км!час< т. е. в 8^—10 раз мень- ше скоростей полета современных сверхзвуковых само- летов. У конструкторов возникла мысль о создании такого летательного аппарата, который мог бы, как вертолет, вертикально взлетать и садиться, а после взлета совер- шать полет, как самолет. Однако конструирование^таких аппаратов встретило большие трудности7~НеоТ)хс)ДИМо было создать легкие двигатели, решить задачу стабили- зации и управления этими аппаратами на очень малых скоростях, когда ими нельзя управлять с помощью аэро- динамических сил. Всё ЭТИ трудности Рыли преодолены 175
в последние годы. Сначала были создау^я эксперимен- тальные самолеты вертикального взлета и посадки (СВВП), сейчас конструируются самолёты целевого на- значения. Наряду с этим интенсивно Ведутся работы по Улучшению взлетно-посадочных характеристик совре- менных самолетов и созданию самолетов с коротким взлетом и посадкой— Уменьшение взлетной и посадочной дистанций обес- печивается увеличением подъемной силы крыла в про- цессе взлета и посадки, увеличением ускорения самолета на разбеге и торможения на прооеге, а также приложе- нием силы тяги силовой установки в направлении, обес- печивающем образование вертикальной составляющей тяги. Увеличение подъемной силы крыла осуществляется применением механизации крыла для изменения кривиз- ны профиля (отклонением предкрылков, передней части крыла и закрылков), крыла с изменяемой стреловидно- стью (позволяющего увеличить удлинение крыла), а так- же путем управления пограничным слоем (отсос или сдув пограничного слоя). Как уже говорилось, предкрылок представляет собой установленное вдоль передней кромки крыла подвижное устройство. В нормальном полете оно прижато к крылу, а при взлете и посадке отодвигается от него, образуя щель перед крылом. Воздух из области повышенного давления начинает проходить через щель, создавая разрежение на предкрылке. При этом срыва потока не происходит до больших углов атаки, коэффициент подъемной силы существенно возрастает и одновремен- но значительно увеличивается критический угол атаки. Отклоняющаяся передняя' часть крыла и закрылки из- меняют кривизну крыла и обеспечивают значительное увеличение коэффициента подъемной силы на всех углах атаки. Изменяя стреловидность крыла, можно получить хорошие взлетно-посадочные и летные характеристики во всем диапазоне скоростей и высот полета., ~ В последние годы широкое распространение получи- ло управление пограничным слоем (УПс) как средство Увеличения подъемной силы на взлетных и посадочный режимах полета. Управление пограничным слоем — это принудительное сдувание или отсос пограничного слоя
с верхней поверхности крыла, предкрылков или закрыл- йбв ъа больших углах атаки. Отсос пограничного слоя, как правило, производится у носка профиля крыла или у носка предкрылка. Осуществляется он вдоль всей пе- редней кромки. Ддя этого в кромке сделаны отверстия или щели. Воздух д^я сдува пограничного слоя подается на переднюю кромку предкрылка или закрылка. На рис. 81 приведены графики за- висимости коэффициента подъем- ной силы для крыла без механи- зации (а), для крыла с закрыл- ком (б) и для крыла с закрылком и сдувом пограничного слоя (в). Из графиков видно, что коэффи- циент подъемной силы у крыла со сдувом пограничного слоя резке возрастает во всем диапазоне уг- лов атаки, а его максимальное значение достигается практически на том же угле атаки, что и у крыла без сдува пограничного слоя и механизации. Для обеспе- чения работы системы сдува по- граничного слоя применяется сжатый воздух, который отбира- Рис. 81. Изменение ко- эффициента подъемной силы крыла по углу атаки: а — для крыла без механи- зации; б — для крыла с за- крылком; в — для крыла с закрылком и сдувом погра- ничного слоя ется за компрессором двигателя самолета (рис. 82), или сжатый воздух, который подается от спе- циального генератора сжатого воздуха. Взлетная дистанция самолета может быть значительно сокраще-"" на путем увеличения ускорения в _ процессе взлета, а посадочная Дистанция — путем тор- можения на посадке. Увеличить ускорение, а следователь- но, уменьшить время и длину пути до достижения тре- буемой скорости взлета можно повышением тяговоору- женности самолета в процессе его'развёл ffio" дости- гается применением стартовых ускорителе^ подвеши- ваемых под фюзеляж или под крыло самолета. После взлета стартовые ускорители сбрасываются. Уменьше- ния посадочной дистанции можно достичь путем сокра- щения длины выдерживания перед пробегом и длины 12 А Н Пономарев 177
пробега. Последнее достигается увеличением эффектив- ности торможения колес, применением т/рмозных пара- шютов, реверсивных устройств гателях и реверсирования тяги на авиационных дви- винтрв для самолетов Рис. 82. Система управления пограничным слоем самолета «Ба- кэнир» Одним из весьма эффективных средств торможения реактивных самолетов является применение реверсивных устройств, с помощью которых производится поворот газового потока, прошедшего турбину, в направление, противоположное его первоначальному движению Рис. 83. Схема работы реверса тяги: а — при отсутствии реверса; б — при наличии реверса; 1 — заслонка закрыта; 2 — створка реверса открыта; 3 — заслонка открыта: 4 — створка реверса за- крытд 178
Рис. 84. Реверсор тяги ДТРД «Спей», применяемый на самолете «Гальфстрим» (рис. 83). рис. 84 показан реверсор тяги ДТРД «Спей», применяемый на самолете «Гальфстрим». Для разгона и торможения самолета используются также различного рода стационарные устройства: для разгона — ка- тапульты, для торможения — сетки, которые находят наибо- лее широкое применение на авианосцах. Однако для резкого сокра- щения взлетной и посадочной Дистанций наиболее эффектив- ные результаты дает использо- вание вертикальной составляю- щей таги силовой установки, позволяющее уменьшить величину подъемной силы са- молета, по достижении которой происходит отрыв само- лета от земли. При этом, разумеется, скорость, до кото- рой необходимо разогнать самолет для получения умень- шенной величины подъемной силы, будет меньше, а зна- чит, и длина разбега до отрыва самолета от земли умень- шится. Чем больше вертикальная составляющая тяги, тем меньше подъемная сила крыла, при которой проис- ходит отрыв самолета на разбеге Вертикальная составляющая тяги для обеспечения сокращенной дистанции взлета и посадки может быть получена отклонением реактивных сопел двигателей иди самих двигателей на определенный угол- установкой" дополнительных двигателей в вертикальное положение или под углом к оси самолета- повТГрото^^^^ёдёи" вместе с крылом и отклонением струи воздуха за воз- душными винтами. К настоящему времени уже создано немало самоле- тов с коротким разбегом и пробегом. Например, у фран- цузского самолета «Бреге 941» очень малые взлетные и посадочные дистанции обеспечиваются за счет отклоне- ния потока воздуха за воздушными винтами. Для обеспечения самолету вертикального взлета и_ посадки необходимо, чтобы его тяговооруженность была 12* 179
выше единицы, т., е. тяга двигателей, направленная Вер- тикально, была бы больше взлетного весу самолета^ b настоящее время имеется три тиля сямллртпп г вертикальным взлетом и посадкой. К первому типу отно; сятся СВВП, у которых вертикальная и горизонтапкиа« тяги создаются одними и теми же двигателями; ко вто- рому типу —- СЁВП, у которых вертикальная тяга соз- дается одной группой двигателей/ а горизонтальная — другой; к третьему типу—СВВ11. у которых ирртикяпь- ная тяга создается агрегатами усиления тяги, а горизон- тальная — маршевыми двигателями. У самолетов вертикального взлета и посадки первого типа вертикальная и горизонтальная тяги создаются по- воротом потока выхлопных газов ТРД или ДТРД и по- воротом двигателей или винтов. Примером самолета с поворотом выхлопных газов является отечественный самолет, который демонстриро- вался на воздушном параде в Домодедово в 1967 г. лет- чиком Мухиным. Из зарубежных самолетов к этому типу относятся самолеты «Хариер», Р. 1127 и др. Разработка английского самолета «Ха- риер» началась в 1958 г. на основе экспериментального самолета Р. 1127 «Кэстрел». В период разработки само- лета было выпущено несколько его опытных образцов, на которых проверялись все «элементы», связанные с осуществлением вертикального взлета и посадки. Само- лет «Хариер» (рис. 85) предназначается для авиацион- ной поддержки сухопутных войск. По мнению англий- ских военных специалистов, он может быть применен и для вооружения средних и легких кораблей (особенно на флотах, не имеющих авианосцев) Самолет имеет полетный вес около 10 Т при взлете с разбегом и около 8 Т при вертикальном взлете. Макси- мальное число М полета без внешних подвесок равно 1,25. Силовая установка состоит из одного двухконтур- ного турбореактивного двигателя с управляемым векто- ром тяги. Схема двигателя с поворотными соплами, соз- 1 Английская фирма «Хоукер» в рекламных целях провела серию демонстрационных полетов самолета «Хариер» с пяти военных кораблей, в том числе с вертолетной ВПП итальянского крейсера- ракетоносца. 180
Рис. 85. Самолет с вертикальным взлетом и посадкой «Хариер» дающего вертикальную и горизонтальную тяги, приведе- на на рис. 86. Самолет вооружен фугасными бомбами калибра 450 кГ и неуправляемыми реактивными снарядами ка- либра 68 мм. На самолете нет несъемного пушечного вооружения, однако разработан контейнер для одной пушки калибра 30 мм. Два таких контейнера могут быть подвешены на узлах подвески. Всего на самолете имеет- ся семь пилонов подвески боевой нагрузки: четыре под крылом и три под фюзеляжем. При перегонке самолета на эти узлы могут быть подвешены топливные баки. На самолете «Хариер» применяется система индика- ции наиболее важных летных данных на лобовом стек- ле. На лобовом стекле изображаются скорость, высота, показания командного авиагоризонта и данные прицели- вания оружия. Самолет оснащен прицельно-навигационной системой, которая включает инерциальную платформу, выдающую информацию о положении самолета в навигационный вычислитель. Сигналы вычислителя приводят в действие индикатор, на экране которого изображается* движу- щаяся карта местности. На самолете нет автопилота. Это заставляет летчика управлять самолетом в течение 181
всего полета. Управление стабилизатором и элеронами выполнено с помощью дублированных гидроусилителей, управление рулем — без гидроусилителя. Величина номинальной тяги двигателя выбрана в основном из расчета среднего отбора воздуха, потребно- го для осуществления вертикального или короткого взле- Рис. 86. Схема создания горизонтальной и вертикальной тяг ДТРД с поворотными соплами: вверху — горизонтальная тяга: внизу — вертикальная тяга та и посадки с помощью системы реактивного управле- ния самолетом. Эта система работает на воздухе, отби- раемом от ступеней компрессора высокого давления, и приводится в действие, когда сопла основного двигателя поворачиваются на 20° или более от горизонтального положения в режиме полета с малой скоростью или когда выполняется вертикальный взлет. 182
В задней части фюзеляжа самолета расположен отсек. В нем размещается электронное и электрическое оборудование, охлаждаемое с помощью кондиционера, воздухозаборник которого расположен у основания киля. Электронное и электрическое оборудование устанавли- вается на единой противовибрационной стойке, укреплен- ной на каркасе фюзеляжа с помощью демпфирующих амортизаторов. В стойке выполнен канал, по которому охлаждающий воздух подводится к оборудованию. В иностранной печати сообщается, что фирма «Хоу- кер» получила заказ на строительство 60 боевых само- летов «Хариер». Указывается также, что для выполне- ния обычной задачи по авиационной поддержке назем- ных войск самолет будет базироваться на аэродромах транспортной авиации средней дальности. С таких аэро- дромов самолет с максимальной заправкой топлива и максимальной боевой нагрузкой будет перелетать на фронтовые площадки (на расстояние до 320 км), где поступит в распоряжение армейского командования. При работе в указанных условиях самолет может летать с любого грунта, однако при эксплуатации с сильно запы- ленных грунтовых площадок целесообразно производить взлет с разбегом или использовать небольшие перенос- ные покрытия. Как говорилось, вертикальная и горизонтальная тяги у СВВП первого типа могут быть созданы также пово- ротом двигателей или винтов. Выполнены СВВП, у ко- торых двигатели поворачиваются вместе с крылом, ня котором они размещены. Таким СВВП является, напри- мер, американский воен но-тр экспортный самолет Х-142 (рис. 87): он снабжен четырьмя ТИП мощностью по 2850 л. с.; взлетный нее егп 17 7\ скорость полета 680 км!час. По схеме этот самолет является моно- планом с высокорасположенным крылом. В задней части фюзеляжа имеются большой грузовой люк и откидная часть для погрузки ПёРёЬОЗИМОй 'техники. Для предот- вращения срыва потока с крыла на больших углах атаки при взлете и посадке самолет снабжен двухщелевыми закрылками по всему размаху. В процессе взлета и по- садки крыло вместе с двигателями поворачивается на требуемый угол. ~ В_ конце хвостовой балки фюзеляжа этого самолета горизонтально установлен трехлопастный винт, прийо- 183
димый во вращение через трансмиссию основными дви- гателями, Он служит для управления самолетом на ре- жиме висения и на малых скоростях (при взлете и по- садке). В горизонтальном полете этот винт отключается от приводного вала и затормаживается. Управление са- молетом на взлетно-посаддЧйЫх режимах й на ВИёёНИИ обеспечивается изменением шага воздушных винтов, хвостовым винтом, закрылками, управляемым стабили- Рис. 87. СВВП Х-142 затором и рулем направления Поперечное управление и управление по курсу осуществляются изменением по- ложения концевых частей закрылков и дифференпиаль*- ным изменением шага крайних винтов; продольное уп- раВЛбнйВ — хниитивым винтом^ Доводка самолета XC-J42 проходит с большими трудностями. Из пяти опытных самолетов три разбились, два продолжают летать; один из них демонстрировался в полете на авиационной выставке в Париже в 1967 г. Примером СВВП второго типа является француз - скии экспериментальный самолет «Баль- 3_а_к»,(рис. 88). Его взлетный врс около 7000 к/, тяговсг- оруженность по иептикапьнпй тяге 1,15. В передней и задней частях фюзеляжа установлены управляющие соп- ла для продольного и путевого управления и стабилиза^ ции. Сопла для управления по крену расположена на 184
концах крыла. Сжатый воздух для управления отбирает- ся от подъемных двигателей Силовая установка состоит из восьми вертикально размещенных попоем ньту турбпрряктинныу двигателей и одного маршевого турбореактивного двигателя. Подъ- о Рис. 88. Схема СВВП «Бальзак» с силовой установкой, состоящей из восьми подъемных и одного маршевого двигателя емные ТРД установлены в центре фюзеляжа попарно в четырех отсеках симметрично центру тяжести самолета. Маршевый двигатель расположен в задней части фюзе- ляжа. Следует отметить, что несколько самолетовтипа «Бальзак» потерпели катастрофу; возможно, что работа по дальнейшей доводке этого самолета прекращена. Сконструированы СВВП, у которых часть вертикаль- ной тяги создается подъемными двигателями, а часть — подъемно-маршевыми двигателями (или одним двигате- лем), создающими также всю требуемую горизонталь- ную тягу. По такой схеме, например, построен западнсГ- германский экспериментальный самолет VJ-1U1C-XI. Его силивия установка состоит из четырех подъемно-марш^ вых ТРД, размещенных в гондолах крыла (по два в 185
каждой гондоле), и двух подъемных ТРД, установлен- ных сзади кабины летчика. Подъемно-маршевые двига- тели могут поворачиваться от 0 пл 90° Агрегаты усиления тяги у СВВП бывают турбовен- тиляторные (рис. 89) и эжекторные. В зависимости от схемы самолета турбовентиляторные агрегаты (ТВА) Рис. 89. Конструктивная схема ТРД с тур- бовентиляторным агрегатом (ТВА) усиле- ния тяги: / — вентилятор ТВА; 2 — турбина ТВА; 3 — ТРД; 4 — заслонка размещаются или в фюзеляже, или в крыле, или в фю- зеляже и крыле. Примером СВВП с турбовентилятор- ными агрегатами является американский армейски и самолет XV-5A. Это моноплан со среднерасположен- _ным крылом. Самолет снабжен двумя ТРД, установлен- ными в фюзеляже, и двумя турбовентиляторными агрега- тами, размещенными в крыле. Турбореактивные двига- тели создают горизонтальную тягу в обычном полете, а на взлете, посадке и висении они служат генераторами газов для работы турбовентиляторных агрегатов. Схема СВВП С эжекторным агрегатом угилриия^гоги практически не отличается от схемы СВВП с ТВА- На 186
одном американском экспериментальном самолете с эжекторным агрегатом установлено два ТРЛ. R горизон- тальном полете они используются для создания горизон- тальной тяги. На взлете, висении и посадке эти двига- тели служат генераторами газов для эжекторного агрегата, размещенного в фюзеляже. Газы из ТРД посту- пают в систему эжекторных сопел, при этом большая масса воздуха проходит через эжектор в вертикальном направлении и вертикальная тяга увеличивается. Рис. 90. Компоновочная схема самолета со ще- левым крылом: 1 — щелевое крыло с эжекторами в положении, соответ- ствующем полету с крейсерской скоростью; 2 — щелевое крыло с эжекторами в положении, соответствующем взле- ту с малой длиной пробега В 1967 г. на авиационной выставке в Париже была представлена модель самолета с малой длиной разбега оригинальной схемы. Щелевое крыло имеет четыре по- воротные профилированные секции 7рис. 9()j. В трех Центральных секциях имеются продольные каналы, в ко- торые подаются газы от газогенератора, установленного в хвостовой части фюзеляжа. Вытекая через сопла в ка- налах, газы обдувают секции крыла, способствуя, подоб- но системе У11С, увеличению подъемной силы крыла. При истечении газов происходит эжекция воздуха. Изме- няя величину кцеЛёй Лбворо^бм профилированных сек- 187
ций, можно регулировать массу эжектируемого воздуха и"откЛОНЯТГ ITdtdK ёЬо вниз. Тяга, спяттякдрмяд ^ по- мощью такого эжекторного устройства пр????доднт Тягу исходного 1РД на ЬО—80%. Для увеличения подъ- ёмной силы крыла его хвостовая секция снабжена двух- щелевым закрылком. Самолеты дальней авиации В иностранной печати сообщалось, что серийный вы- пуск самолетов дальней авиации В-52 и В-58 был закон- чен в 1962 г. и для их замены разрабатывался сверхзву- ковой бомбардировщик В-70. Но его разработка была прекращена. Рис. 91. Самолет В-70 В настоящее время в США для дальней авиации раз- рабатывается стратегический самолет В-1А — носитель ракет класса «воздух — земля» и бомбардировщик FB-111A (на базе тактического истребителя-бомбарди- ровщика с крылом изменяемой стреловидности F-111A). Хотя разработка самолета В-70 (рис. 91) прекраще- на, но из-за ряда интересных конструктивных решений целесообразно с ним кратко познакомиться. Самолет имеет тонкое треугольное крыло малого удлинения с углом стреловидности 65° по передней кромке; носки крыла выполнены отклоняющимися. На крыле установлены элевоны для управления по тангажу и крену. Рассчитан он на скорость полета, соответствую- щую числу М = 3 (3200 км/час). 188
Для того чтобы не произошло заедания поверхностей управления под действием аэродинамических нагрузок, правый и левый элевоны состоят из секций (каждый из шести секций). Горизонтальное оперение (стабилизатор) установлено впереди крыла по схеме «утка». В задней части фюзеляжа имеются два киля с рулевыми поверх- ностями. Силовая установка состоит из шести ТРД, которые размещены в задней части фюзеляжа в общей гондоле под центропланом. Гондола разделена на две части та- ким образом, что образует два плоских воздухозаборни- ка с регулируемыми поверхностями, обеспечивающими необходимое торможение потока воздуха, и с регулируе- мыми сечениями горла, чем достигаются оптимальные условия эксплуатации во всем диапазоне чисел М. На верхних стенках левого и правого каналов воздухозабор- ника имеются шесть створок перепуска воздуха, распо- ложенных непосредственно впереди передней кромки киля со стороны, обращенной к фюзеляжу. В иностранной литературе указывается, что конструк- ция крыла с отклоняющимися носками была разработа- на для этого самолета в целях обеспечения необходимой путевой устойчивости при высоком аэродинамическом качестве, а тем самым оптимальной эффективности крей- серского полета. Отмечается, что при отклонении конце- вых частей крыла на угол 65° эффективная площадь вер- тикальных поверхностей устойчивости почти удваивает- ся. Экипаж самолета состоит из четырех человек: двух летчиков, штурмана-бомбардира и оператора оборони- тельной системы. Они размещаются в герметической ка- бине, расположенной в передней части фюзеляжа; каби- на экипажа снабжена системой кондиционирования воз- духа. Кресла, на которых размещаются члены экипажа, имеют сверху и снизу створки. При необходимости поки- дания самолета в аварийной ситуации член экипажа закрывает створки и кресло превращается в герметиче- скую капсулу. Затем капсула катапультируется. Опус- кается капсула на парашюте диаметром купола 10 м. Удар в момент приземления воспринимается надувной резиновой подушкой, расположенной под креслом. Под креслом размещено более 20 кГ аварийных средств. При приводнении на спокойную водную поверхность кресло может плавать с открытыми створками. 189
Самолет В-70 может быть вооружен всеми видами современного оружия в различных комбинациях, вклю- чая и атомное. Материалы и конструкция планера самолета на этом самолете работают в продолжительном крейсерском по- лете при высоких температурах. Например, планер на- гревается до 245° С, некоторые участки воздухозаборни- ков и носка крыла—до 330° С, а в отсеке двигателей вслед- ствие теплоотдачи от них температура достигает 540° С. Такой высокий нагрев конструктивных элементов планера предъявляет высокие требования к их прочно- сти, а также прочности самой конструкции. Ввиду этого конструктивные элементы планера выполнены из тита- новых сплавов, нержавеющих сталей, высокопрочной ин- струментальной стали. В конструкции широко приме- няются слоистые панели с сотовыми и гофрированными заполнителями. Панели слоистой конструкции с сотовым заполните- лем меньше деформируются под давлением воздушного потока, поэтому поверхность оказывается более ровной, чем в обычных самолетных конструкциях. Кроме того, они более устойчивы к акустической усталости, а также меньше весят, более прочны, выдерживают сильный аэродинамический нагрев. Как сообщается в иностранной печати, на самолете В-70 на долю слоистых конструкций из стали приходит- ся 68% планера самолета; большая часть остальной кон- струкции, не образующей топливных баков-отсеков, выполнена из высокопрочного титанового сплава. Осталь- ная конструкция самолета (около 17%) в основном изго- товлена из инструментальной стали (шасси, главные лонжероны передней части фюзеляжа и несущие кон- струкции крыла над отсеками двигателей). Слоистая панель состоит из четырех основных эле- ментов: заполнителя, листов обшивки, окантовок и фоль- ги твердого припоя. Для достижения необходимых летных характеристик на самолете В-70 возникла необходимость в усовершен- ствовании многих элементов систем самолета. Прежде всего это коснулось гидросистемы, которая работает под давлением 280 кГ/см2. Были разработаны новые уплот- нения, число резьбовых соединений в элементах гидро- 190
систем сокращено До минимума, применены паяные со- единения трубопроводов и т. д. Проектирование топливной системы для самолета, рассчитанного на крейсерскую скорость, соответствую- щую числу М = 3, потребовало изучения таких проблем, как предупреждение самовоспламеняемости топлива, со- хранение стабильности его при высокой температуре и осуществление теплоотвода. В качестве топлива было выбрано такое, которое имеет низкое давление паров и повышенную теплостойкость. Результаты наземных испытаний показали, что если не повышать давления топлива или повышать его незначительно, то будет про- исходить чрезмерное его испарение. Если же для пре- дотвращения испарения топлива при высоких темпера- турах наддувать баки, то это увеличит их вес. Для предотвращения испарения топлива, а следовательно, и его воспламенения был предложен такой способ: во время заправки системы топливом удалять из него кислород, а в полете наддувать баки азотом. Для защиты от нагрева внутренней поверхности мо- тогондолы на задней части каждого двигателя установ- лен слоистый с гофрированным заполнителем кожух. Кожух изнутри позолочен, а снаружи на него нанесено черное покрытие для максимального отвода тепла во вторичный воздушный поток между кожухом и двига- телем. Конструкция рассчитана на температуру 590° С, при пожаре должна выдерживать температуру 1100° С в течение необходимого времени. В настоящее время в США создается стратегический самолет В-1А. Он является дальнейшим развитием раз- рабатывавшегося ранее самолета AMSA1 (рис. 92). Самолет В-1А (рис. 93), как сообщает американ- ская печать, должен иметь дальность без заправки топ- ливом в полете примерно 16000 км и обладать возмож- ностью длительного полета на большой высоте со сверх- звуковой скоростью, соответствующей числу М = 2,2 4-2,4. Для преодоления ПВО противника самолет должен иметь возможность совершать полет на малой высоте на участках протяженностью примерно 1600 км. Его ско- рость полета на малой высоте , будет дозвуковая (соот- 1 AMSA — усовершенствованный пилотируемый стратегический самолет. 191
ветствовать числу М = 0,9), а в районе цели на участке «броска» — сверхзвуковая (соответствовать числу М = = 1,14-1,2). Рис. 92. Схема самолета AMSA Для обеспечения высоких летных характеристик в широком диапазоне высот и скоростей на самолете на- мечается установить крыло с изменяемой стреловид- ностью. Рис. 93. Стратегический самолет В-1А (рисунок) 192
Предположительно вес самолета составит 160—180 Т. Экипаж самолета четыре человека. Силовая установка должна состоять из четырех усо- вершенствованных ДТРД с форсажной камерой. Стати- ческая тяга каждого двигателя до 23 000 кГ. В зарубеж- ной литературе говорится, что успех создания этого самолета и достижение намеченных летных данных во мно- гом будут определяться совершенством силовой установ- ки. Улучшение характеристик ДТРД по сравнению с существующими двигателями этого типа предполагается получить за счет совершенствования компрессора и по- вышения рабочей температуры газов. Совершенствова- ние компрессора имеет целью получение большей рабо- ты сжатия в каждой ступени, с тем чтобы уменьшить общее число ступеней в компрессоре. Это позволит умень- шить вес и длину двигателя. Изучается возможность увеличения окружных скоростей рабочих лопаток, повы- шения их аэродинамической нагрузки, что намечается достигнуть увеличением кривизны лопаток для получе- ния более высокой степени повышения давления. Изу- чается возможность использования лопаток со щелевы- ми отверстиями, направляющих лопаток с отбором по- граничного слоя и других средств, устраняющих срыв потока. Большая работа проводится по повышению к. п.д. камер сгорания, улучшению «приспособляемости» камер к изменению режима работы и повышению прочности основных и форсажных камер сгорания. Значительное внимание уделяется улучшению характеристик реактив- ных сопел и воздухозаборников. Самолет В-1А намечается вооружить 25—32 ракета- ми класса «воздух — земля». Этот комплекс вооружения почти на 60% больше комплекса вооружения, установ- ленного на самолете В-52. В другом варианте самолет должен нести бомбовую нагрузку до 44 Т. Кроме того, в фюзеляже предполагается установить пушки для за- щиты самолета от атак истребителей-перехватчиков про- тивника. Сообщается, что на крыле самолета будут уста- новлены пилоны для установки различных видов воору- жения, в том числе оборонительного. Для того чтобы обеспечить самолету возможность преодоления ПВО противника, разрабатывается специ- альная диверсионная ракета. Она будет создавать элек- 13 А Н. Пономарев 193
тронные помехи радиолокаторам ПВО. Запускать дивер- сионную ракету предполагается задолго до достижения бомбардировщиком территории противника, когда он находится вне дальности действия оружия ПВО. В каче- стве силовой установки этой ракеты рассматривается двухконтурный двигатель. Подобная ракета установлена на самолете В-52. Ее аппаратура создает на экранах радиолокатора ПВО изображение, сравнимое с радио- локационным изображением самолета В-52, «привлекая» тем самым огонь системы ПВО на ракету. В зарубежной печати указывается, что для этого са- молета создаются новые боевые ракеты, которые будут запускаться на удалении от цели более 1000 км. Каждая ракета будет оснащена инерциальной системой наведе- ния для управления во время маршевого полета, а так- же радиолокационной аппаратурой для предупреждения столкновений с препятствиями и для обеспечения следо- вания рельефу местности в полете на малой высоте, что- бы исключить возможность раннего обнаружения их радиолокаторами противника. Для подавления средств обнаружения и пусковых установок ЗУРС противника при полете на малой вы- соте могут быть применены ракеты, установленные на самолете. Не исключена возможность применения на этом самолете ракеты для борьбы с самолетами обнару- жения и истребителями-перехватчиками. Самолет будет оснащен новейшим радиоэлектронным оборудованием *, позволяющим осуществлять «прорыв» ПВО противника. Эффективность такого оборудования для самолета-носителя подобного класса является, как не без основания полагают иностранные авиационные специалисты, более важной задачей, чем скорость полета самолета. На самолете должны быть установлены инерциаль- ная навигационная система, радиолокатор переднего обзора, выполняющий функции навигации, поиска и обна- ружения цели и управления огнем, доплеровский нави- гационный радиолокатор, инфракрасная система развед- ки и обнаружения целей, система обнаружения назем- ных и бортовых источников излучения, комплекс средств управления бортовыми системами и индикации. Вес радиоэлектронного оборудования составит более 2 Т. 194
Большие исследования ведутся в направлении ис- пользования на самолете В-1А новых конструкционных материалов, новых типов конструкции. Все это должно, по мнению зарубежной печати, уменьшить вес самолета и увеличить полезную нагрузку. Будут применены ком- позиционные материалы, слоистые конструкции и т. д. Бомбардировщик FB-111A (рис. 94) отличает- ся от самолета F-111A увеличенным на 2,1 м размахом Рис. 94. Бомбардировщик FB-11IA крыла, более мощными двигателями, усиленным шасси, новым электронным оборудованием и вооружением. Для увеличения дальности полета самолет может не- сти до шести подвесных топливных баков большой ем- кости (2270 л). Конструкция крыла рассчитана на максимальную эксплуатационную перегрузку, равную 4, при маневри- ровании с боевой нагрузкой 10 000 кГ. Колеса и пневма- тики шасси рассчитаны на большее тормозное усилие, хотя размеры их такие же, как на самолете F-111A. Са- молет имеет взлетный вес до 50000 кГ, а максимальную боевую нагрузку до 16000— 17 000 кГ. Максимальная скорость самолета без внешних под- весок на большой высоте до 2650 км!час и у земли 1470 км/час, практический потолок 18 300 и, минималь- ная высота боевого применения 150 м. Дальность полета без подвесных баков с максимальной боевой нагрузкой (50 бомб) около 4000 км. Перегоночная дальность с ше- стью подвесными баками 6600 км. 13* 195
Основное вооружение самолета должно состоять из ракет класса «воздух — земля» малой дальности, пред- назначенных для запуска с малых высот. Ракета имеет стартовый вес 550 кГ и дальность до 160 км. Самолет может нести до шести таких ракет, из них две в бомбо- отсеке и четыре на пилонах под крылом. Для ударов по тактическим целям боевая нагрузка самолета может состоять из обычных бомб, имеющих общий вес 17 000 кГ, из них 48 бомб размещены на восьми пилонах под крылом и две бомбы — в бомбоотсеке. Полет к цели с максимальной бомбовой нагрузкой, состоящей из 50 бомб, осуществляется с развернутым крылом при угле стреловидности 26°. Над целью сбрасы- ваются все бомбы, в том числе два внешних пилона с бомбами, установленные под каждым полукрылом, после чего самолет уходит от цели со сверхзвуковой ско- ростью. При угле стреловидности крыла 54° самолет может нести 38 бомб на шести пилонах под крылом, при мак- симальном угле стреловидности — 20 бомб. На самолете будет установлена усовершенствованная комплексная система электронного оборудования. Она включает инерциальную навигационную систему, группу вычислителей, панели навигационных приборов, устрой- ства для накопления и обработки информации. Навигационное оборудование состоит из астроком- паса, доплеровского радиолокатора, радиолокатора управления огнем, оптического прицела, радиолокатора следования рельефу местности, системы обнаружения и предупреждения, а также радиовысотомера.
Глава 3 СРЕДСТВА СПАСЕНИЯ ЭКИПАЖЕЙ СОВРЕМЕННЫХ ВОЕННЫХ САМОЛЕТОВ В настоящее время в качестве основных аварийных средств спасения экипажей военных самолетов приме- няются главным образом катапультируемые кресла (рис. 95, 96). Интересно проследить за совершенствованием кон- струкции катапультируемого кресла одной из иностран- ных фирм 4. В первом варианте кресло имело телескопический стреляющий механизм с двумя последовательно сраба- тывающими пиропатронами и автоматически открываю- щимся замком, регулируемую по высоте чашку кресла, «плавающие» подножки, находящиеся на уровне пола кабины, лицевую шторку, защищающую лицо и одновре- менно являющуюся приводом катапульты, и «пушку», осуществляющую вывод стабилизирующего парашюта. Это кресло не обеспечивало спасения при катапультиро- вании с малых высот и в случае потери сознания лет- чиком. Во втором варианте кресла этого типа основной пара- шют был размещен не в чашке сиденья, а в наспинном контейнере. Привязные системы кресла и парашюта были объединены в единую систему. На кресле установ- лен временной автомат, который через 5 сек после ката- пультирования открывал замок привязной системы и 1 За 21 год эта фирма выпустила 24 000 катапультируемых кресел 197
замок крепления к креслу стабилизирующего парашюта.. Ввод основного парашюта осуществлялся с помощью стабилизирующего парашюта при его отделении от крес- ла. Временной механизм имел баростатический элемент,. Рис. 95. Катапультируемое кресло препятствующий его срабатыванию и, таким образом, вводу основного парашюта на высоте более 3 км, что обеспечивало быстрый стабилизированный спуск кресла с летчиком с больших высот. Для катапультирования на больших скоростях с са- молетов, имеющих высокое расположение хвостового оперения, и для снижения минимальной безопасной вы- соты катапультирования был разработан вариант теле- 198
скептического стреляющего механизма с ходом 1830 мм и начальной скоростью 24 м/сек. Этот стреляющий ме- ханизм кроме основного пиропатрона имел две пары дополнительных зарядов, которые сгорали соответствен- но после хода 400 и 600 мм и обеспечивали работу меха- низма без превышения допустимых для человека пере- грузок. В последующем на кресле вместо подножек была Рис. 96. Устройство катапультируемого кресла: /—стреляющий механизм кресла; 2—аварийная кислородная система; 3 — за- мок типа «ножницы»; 4 — контейнер основного парашюта; 5 — чашка сиденья; 6 — ручки подъема чашки сиденья; 7 — ручка выстреливания кресла; 8 — ручка ручного отделения; 9 — носимый аварийный запас; 10 — ручное управление аварийной кислородной системой установлена система принудительного подтяга и фикса- ции ног. При катапультировании найлоновые ленты, со- единенные одним концом с замком привязной системы, а другим — с полом кабины через срезной элемент, на- тягивались и притягивали ноги летчика к чашке кресла, после чего происходил срез элемента. Для предотвра- щения разброса ног воздушным потоком натянутые лен- ты фиксировались в тормозных устройствах, допускаю- щих движение их только в одну сторону. 199
Затем в парашютную систему были введены три кас- када. Первый каскад, представляющий собой стабили- зирующий парашют, вступает в работу через 0,5 сек после катапультирования, поворачивает кресло с летчи- ком в горизонтальное положение и вводит в действие второй стабилизирующий парашют (второй каскад). Этот парашют тормозит кресло с летчиком до скорости безопасного ввода основного парашюта (третьего каска- да) и осуществляет этот ввод. Для осуществления катапультирования при разбеге и пробеге самолета ввод основного парашюта должен происходить через 1,5 сек после катапультирования, а при катапультировании на большой скорости задержка ввода основного парашюта должна быть не менее 3 сек. В связи с этим на кресло был установлен временной автомат с дополнительным перегрузочным стопором для обеспечения необходимого выдерживания времени перед вводом в действие основного парашюта после катапуль- тирования на большой скорости. Одновременно были введены усовершенствования, уменьшающие время вво- да в действие основного парашюта, улучшающие кисло- родное питание, вентиляцию костюма, и другие усовер- шенствования, что значительно упростило эксплуатацию катапультируемого кресла в комплекте с высотным обо- рудованием. Затем была разработана специальная система под- водного покидания для палубных самолетов. Эта систе- ма автоматически с помощью сжатого воздуха выбрасы- вает летчика из кабины, отделяет его от кресла и обес- печивает средствами плавучести. Как сообщает иностранная печать, анализ катапуль- тирований, закончившихся неудачно, показал, что 2/3 из них произошли на режимах планирования самолета с большой вертикальной скоростью и значительным углом пикирования. В этих условиях минимальная высота безопасного катапультирования резко возрастает и па- рашютная система кресла не успевает полностью срабо- тать даже при нормальном ее функционировании. Для обеспечения катапультирования на малых высотах необ- ходимо было увеличить высоту подброса кресла над уровнем земли. С этой целью были использованы в ка- честве дополнительного источника энергии ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ). Конструкция 200
РДТТ выполнена в виде набора труб, в каждую из ко- торых вставлен заряд. Трубы соединяются с двумя соп- лами, направленными почти параллельно спинке кресла. Включение РДТТ происходит в конце хода двухтрубно- го стреляющего механизма путем выдергивания чеки из запальника, установленного на одной из средних труб. Катапультная установка, оснащенная РДТТ, как указы- вается в зарубежной печати, была испытана в диапазо- не скоростей 0—1100 км/час с манекеном, а также на скорости 450 км/час и высоте 75 м с летчиком. Последние модификации кресла этой фирмы совер- шенствовались в направлении его автоматизации и обес- печения минимального времени для подготовки к ката- пультированию. На авиационных выставках демонстрировались ката- пультируемые кресла, устанавливаемые на американ- ских самолетах F-4, рассчитанные на скорость выбрасы- вания 24 м/сек. Под креслом установлено шесть реак- тивных сопел. Жесткий контейнер парашюта образует заголовник, а жесткий кон- тейнер спасательной лодки— сиденье. В иностранной печати справедливо указывается на то, что средства спасения экипажа современных само- летов отличаются многооб- разием функций, при этом сложность их конструкции должна сочетаться с надеж- ностью работы, которая не должна ухудшаться пос- ле длительного хранения средств на борту самолета. Практически почти «невоз- можно проверить исправ- ность многих элементов спасательного оборудования, если не считать проверку их во время регламентных ра- бот. Возьмем, например, парашют. Хотя через опре-' деленное время он распакр- Рис. 97. Высотно-компенсиру- 1ОЩИЙ костюм 201
вывается, проверяется и вновь упаковывается, в осталь- ное время проверяется лишь ранец парашюта и то внеш- ним осмотром. Несмотря на такое положение со многи- ми элементами спасательного оборудования, практика показывает, что в случае аварии спасательное снаряже- ние действует надежно. Рис. 98. Скафандр летчика В военной авиации, как известно, для полетов летно- го состава на больших высотах применяются высотные компенсирующие костюмы (создающие противодавление на некоторые части тела) и скафандры (создающие про- тиводавление на всю поверхность тела). Скафандр дол- жен обеспечивать свободу движений без наддува и при наддуве, хороший обзор, сохранение тепла и вентиляцию. На рис. 97 показан высотно-компенсирующий костюм, а на рис. 98 — скафандр летчика. Наибольшие трудности в конструктивном отношении представляют сочленение гермошлема с воротником скафандра и уплотнение у кистей рук. Обычно в кон- струкции сочленения гермошлема с воротником ска- фандра применяются шарикоподшипники. В Англии раз- работан экспериментальный раздвижной шлем (рис. 99). 20?
Рис. 99. Экспериментальный раз- движной шлем При автоматическом опускании лицевого щитка шлем герметизируется; при нали- чии противоперегрузочного костюма избы- точное давление под шлемом может быть доведено до 0,1—0,14 кГ/см1 Пока кабина загерме- тизирована, гермошлем открыт и оставляет свободной голову лет- чика, на которую наде- ты обычный летный шлем и кислородная маска. При нарушении герметизации кабины автоматическая система с анероидным датчи- ком и приводом, рабо- тающим на сжатом га- зе, почти мгновенно поднимает переднюю и заднюю половины гер- мошлема и смыкает их над головой летчика. Закрываясь, шлем за- хватывает воздух, ис- пользуемый для венти- ляции, и давление в скафандре поднимается до заданного значе- ния. Защитный шлем летчика является одним из элемен- тов защиты его в аварийной ситуации, при катапульти- ровании, аварийной посадке и ударе самолета о воду или землю. Шлем должен обеспечивать защиту головы летчика, лица и глаз от ожогов, воздействия скоростного напора, осколков при разрушении фонаря кабины, уда- ров о жесткие элементы конструкции, от тепловой и све- товой радиации при ядерном взрыве. Кроме того, кон- струкция шлема должна обеспечивать нормальную эксплуатацию кислородного снаряжения и радиотеле- фонной связи. Защитный шлем должен быть легким, не мешать поворотам головы и не вызывать болевых ощу- щений при длительном ношении. Защитный шлем состоит из каскй, светофильтра, крепления маски, противошума с телефоном. Каска изготовляется по форме головы и представляет собой жесткую конструкцию, способную выдержать значитель- ные удары (рис. 100). 203
Противошумы состоят из резиновой заглушки И мяг- кого валика и надежно изолируют ухо от проникновения шума. Для двусторонней связи шлем снабжен ларинго- фонами и телефонами. Ларингофоны крепятся вокруг шеи на ремешке. Телефоны монтируются внутри проти- вошумов и состоят из постоянных магнитов и электро- магнитов. Под воздействием электромагнитов колеблет- ся мембрана, воспроизводя звуковые колебания. Рис. 100. Слева—высотный шлем типа 12Р фирмы «Эвиэйшн». Лицевое стекло приводится в действие внешней планкой, которая после опускания стекла воз- вращается на место пружиной. Справа — шлем Мк.2 и кислородная маска типа Р2А фирмы «Эрмед». Шлем снабжен лицевым стеклом, защищающим от воздуш- ного напора и слепящего света. Стекло автоматически опускается при катапультировании Ларингофоны работают под воздействием на них механи- ческих колебаний голосовых связок. Светофильтр изготавливается из окрашенного орга- нического стекла. Работы по совершенствованию средств спасения и созданию новых видов высотного снаряжения ведутся во многих странах непрерывно. В иностранной литера- туре указывается, что один из новых видов высотного снаряжения и средства спасения объединяет высотный костюм, привязанную систему и средства плавучести. Предполагается совершенствование надувных спасатель- ных лодок в направлении снижения веса, повышения 204
устойчивости и теплоизоляции. Рассматривается также конструкция новой лодки, которая может быть переобо- рудована в палатку. Как отмечается в иностранной печати, упаковка но- симого аварийного запаса (НАЗ) с применением ва- куумных насосов позволит значительно уменьшить объем НАЗ. Отделение НАЗ на длинном фале позволит сократить вес приземляющегося члена экипажа на 20,5 кГ и соответственно уменьшить скорость призем- ления. Защиту головы летчика предполагается улучшить пу- тем повышения демпфирующих свойств шлема и его фиксации. Разрабатывается конструкция шлема, объеди- ненного с кислородной маской и двойным смотровым щитком, один из слоев которого предназначен для защи- ты глаз члена экипажа от вспышки при ядерном взрыве и дублирует наружный слой стекла. В конструкции ран- ца парашюта и подвесной системы предполагают исполь- зовать новый теплостойкий материал для защиты от огня. С ростом скоростей и высот полета катапультируе- мые кресла будут, видимо, менее пригодны для спасения члена экипажа, покидающего самолет в аварийной си- туации. При покидании самолета с очень большой вы- соты возможны смертельные ожоги. Скажем, при поки- дании летательного аппарата с высот 100—200 км, что возможно при использовании воздушно-космических са- молетов, очень сильно увеличатся скорости снижения катапультируемого кресла. Если при покидании лета- тельного аппарата с высоты 25 км максимальная ско- рость достигает 180—200 м!сек, то при покидании его с высоты 100 км она доходит до 1000 м1сек. Это объяс- няется резким падением плотности воздуха с увеличе- нием высоты. Так, если на высоте 30 км плотность воз- духа в 100 раз меньше, чем у земли, то на высоте 100 км она меньше, чем у земли примерно в 1 000 000 раз. Ско- рость падения с этой высоты достигает числа М=3. В соответствии с этим меняется и скоростной напор, а с ним и перегрузки, действующие на организм летчи- ка. Правда, перегрузки сравнительно невелики и равны примерно 5, но они действуют в течение довольно про- должительного времени (5—10 сек), что уже представ- ляет серьезную опасность для жизни. 205
При движении в Воздухе на Движущемся теле появ- ляются области, где происходит полное торможение по- тока. Это сопровождается местным нагревом до очень высоких температур, которые человек не может пере- нести. В этом случае необходимо применять специаль- ные термостойкие костюмы, способные предохранить человека от воздействия высоких температур. Очевидно, что с увеличением начальной высоты па- дения обычные методы спасения члена экипажа, т. е. ка- тапультирование с вводом стабилизирующего парашюта и дальнейший спуск на тормозном парашюте, могут ока- заться недостаточными для сохранения жизни человека до его приземления. В иностранной печати указывается, что в настоящее время создаются теплоизолирующие костюмы, которые могут обеспечить сохранение жизни летчика при поки- дании им летательного аппарата с больших высот. При покидании же самолета, совершающего полет с большой скоростью на малой высоте, летчик подвергается очень большим аэродинамическим нагрузкам. Таким образом, как при покидании самолета с очень больших высот, так и самолета, совершающего полет с большой скоростью на малой высоте, целесообразно использовать специальную капсулу. На самолете-истре- бителе в качестве катапультируемой капсулы можно использовать кабину вместе с носовой частью фюзеля- жа. Капсула представляет собой прочную герметиче- скую оболочку, которая надежно защищает летчика от декомпрессии, воздействия низких и высоких температур и от скоростного напора. При ее применении нет необ- ходимости в использовании высотной одежды. Капсула должна обеспечить защиту летчика при сни- жении на сушу и на воду даже при потере им сознания. В иностранной печати приводятся различные проекты и выполненные конструкции капсул. Самой трудной проблемой спасения экипажа с по- мощью капсулы являются ее отделение и стабилизация в условиях больших динамических нагрузок. Опоздание со стабилизацией даже на долю секунды приводит к недопустимо большим перегрузкам. Для спасения эки- пажа на малой высоте необходимо обеспечить движение капсулы вверх, чтобы мог раскрыться парашют. Для этого нужно применять ракетный двигатель. 206
Спасение экипажа самолета с помощью отделяемой кабины применено на самолете F-111 (рис. 101). Эффек- тивность отделяемой кабины для спасения экипажа была доказана, как сообщает иностранная печать, Рис. 101. Схема работы системы спасения экипажа самолета F-111 с отделяемой кабиной: / — отделение кабины от планера (тяга ракетного двигателя 16 000 кГ); 2 — этап стабилизации; 3 — раскрытие вытяжного парашюта; 4 — раскрытие основного парашюта; 5 — заполнение воздушного амортизатора перед призем- лением; 6 — положение кабины на земле и на поверхности воды (справа) 19 октября 1967 г., когда экипаж был вынужден поки- нуть самолет в. полете. После 55 мин полета на высоте 12 200 м на скорости, близкой к числу М = 1,8, самолет потерял устойчивость, затем последовали «срыв» в компрессоре двигателя и потеря тяги. Из строя вышли основная, а затем резервная гидросистемы, и летчикам стало трудно управлять самолетом. Экипаж катапуль- тировался в отделяемой кабине при индикаторной ско- рости 520 км/час на высоте около 8200 м. §07
По заявлению летчиков, подготовка к катапультиро- ванию потребовала несколько минут. Летчики должны были принять требуемое положение в креслах, опустить их, затянуть привязные ремни и проверить готовность всех агрегатов. Они условились, что один из них будет пытаться управлять самолетом, а второй отделит каби- ну от самолета. После отделения кабины от самолета перегрузки были приемлемыми. Траектория полета ка- бины, по-видимому, была параболической, при сниже- нии носовая часть кабины была несколько поднята, а при приземлении кабина выровнялась. Стабилизирую- щий парашют и кили обеспечили устойчивость кабины в полете. Летчики несколько раз видели падающий са- молет, пока не раскрылись парашюты. Самолет нахо- дился выше кабины на 180—270 м и левее ее. Кабина приземлилась на относительно ровной поверхности в высокой траве. Удар при посадке был слабым. Выход из кабины не представил трудностей, хотя она перевер- нулась на правый борт. Летчики вышли из кабины че- рез левый выходной люк. В иностранной печати сообщается, что в настоящее время разрабатывается система спасения экипажей са- молетов с применением баллонов, наполненных горячим воздухом, способных обеспечить пребывание человека в воздухе в течение 30 мин после покидания самолета (рис. 102). При использовании стандартных парашютов, скорость снижения которых относительно велика, спа- сательный самолет не успевает достигнуть места остав- ления экипажем аварийного самолета. Применение бал- лонов, как полагают, позволит спасательному самолету достичь вовремя места покидания членами экипажа аварийного самолета и спасти их. В комплект системы «баллон — парашют» входят бачок с топливом, средства управления и парашют. После катапультирования кресла раскрываются три вытяжных парашюта для первоначальной стабилизации и торможения. Затем вытягивается основной парашют и отделяется катапультируемое кресло. Вытягивание баллона из ранца, прикрепленного к куполу парашюта, происходит под действием скоростного напора. Баллон заполняется горячим воздухом за 31 сек. Когда баллон приобретает подъемную силу, парашют складывается, однако при отказе баллона он опять наполняется. На- 20§
грев воздуха, подаваемого в баллон, обеспечивается на- гревателем, который за 60 сек, нагревает воздух до тем- пературы 120° С. Баллон обеспечивает висение на вы- соте 1800 м в течение 30 мин. Человек, «захваченный» в воздухе спасательным самолетом, может быть подтя- нут к самолету или отбуксирован в более безопасное Рис. 102. Система средств спасения «баллон — парашют» место, где он может совершить обычное снижение на парашюте. Как показали исследования, в умеренных климатических условиях можно буксировать человека со скоростью 370 км!час в течение длительного времени. Одна из фирм предусматривает даже замену обыч- ного парашюта комбинированной системой «аэростат — парашют», изготовленной из найлона с уменьшенной проницаемостью (рис. 103). Система устанавливается на спинке катапультируемого кресла. После катапуль- тирования летчика нагреватель, прикрепленный за шле- мом летчика, включается автоматически, когда баллон заполняется воздухом. При работе нагревателя в тече- ние 30 сек выделяющееся тепло нагревает воздух в бал- лоне настолько, что баллон «приобретает» необходимую подъемную силу для уравновешивания веса летчика. Потеря высоты за это время достигает 244 м. Отмечает- |4 А. Н. Пономарев £09
ся, что максимальная скорость снижения системы бу- дет 3—5 м!.сек. Система будет способна висеть на высо- те 915 м в течение 30 мин. В качестве спасательного самолета предполагается использовать транспортный самолет с буксировочным устройством. Рис. 103. Система средств спасения «аэро- стат— парашют» В иностранной печати указывалось также, что в США были проведены испытания аварийного покида- ния вертолета. Для этой цели использовался управляе- мый по радио вертолет Н-25. У него с помощью пиро- патронов лопасти несущих винтов отстреливались в стороны, а кабина экипажа отделялась от фюзеляжа. Че- рез полсекунды, когда задняя часть фюзеляжа отдаля- лась на некоторое расстояние от кабины, выстрелива- лись парашюты, на которых кабина опускалась на зем- лю. Первые испытания проводились на высоте 600 м.
—________________& _________——_________ Глава 4 ВООРУЖЕНИЕ САМОЛЕТОВ ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Вооружение самолетов должно соответствовать его назначению и характеру боевых действий, которые ему предстоит выполнять. Следует сказать, что рост скоростей полета резко сократил время, которым располагает летчик для свое- временной реакции на меняющиеся условия полета, а также для обнаружения и поражения цели. Это при- вело к широкому применению на самолетах электрон- ных средств автоматизации управления полетом и веде- ния огня. На земле для быстрой подготовки вооруже- ния к боевому использованию большое распространение получили съемные и взаимозаменяемые агрегаты воору- жения, и особенно контейнеры и многоцелевые под- вески. Большие диапазоны скоростей и высот полета, воору- жение самолета различными средствами поражения цели (пушки, управляемые и неуправляемые ракеты, бомбы), а также необходимость в выполнении разных боевых задач значительно усложнили средства навига- ции и управления огнем. В настоящее время для навигации все больше при- меняются комплексные системы. Одной из таких систем является инерциальная доплеровская система навига- ции, которая дает возможность определять с высокой точностью угол сноса и путевую скорость самолета. Применяются также вычислители аэродинамических 14* 211
параметров режимов полета, получающие сигналы от датчиков параметров окружающей атмосферы и выдаю- щие сигналы различным самолетным системам и прибо- рам. Благодаря этому устраняется необходимость иметь отдельные вычислительные устройства для каждой си- стемы навигации, а значит, уменьшаются вес и слож- ность оборудования. Наряду с радиолокационным прицелом на истреби- телях применяются оптические и инфракрасные прице- лы, чтобы повысить боевые возможности самолета при ясной погоде (днем и ночью). Задачей многоцелевого истребителя является завое- вание господства в воздухе и непосредственная под- держка войск на поле боя. Поэтому система управле- ния огнем на многоцелевом истребителе должна обеспе- чивать управление оружием при действиях как по воздушным, так и по наземным целям. Эта система управ- ления включает прицельные устройства для воздушной стрельбы и бомбометания. Многоцелевой французский истребитель «Мираж» вооружен двумя 30-лш пушками с боекомплектом до 250 снарядов, бомбами различного калибра общим ве- сом до 1350 кГ или управляемыми и неуправляемыми ракетами класса «воздух — воздух» и «воздух — земля». Он оснащен системой управления огнем, которая в со- четании с доплеровским радиолокатором обеспечивает возможность навигации в сложных метеорологических условиях. Эта система состоит из блока радиолокаци- онной станции, радиолокационного индикатора, рукоят- ки управления, комбинированной прицельной головки и панели управления радиолокатором. Радиолокационная станция, установленная в носовой части самолета, состоит из антенны, передатчика, при- емника, вычислителя, контура определения дальности и источника питания. Радиолокационный индикатор со- бран на электроннолучевой трубке, вокруг экрана кото- рой размещены ручки регулировки яркости экрана и отметок дальности. В режиме наблюдения за воздуш- ными целями используются развертки типа А и Б (рис. 104); на экране воспроизводятся отметки прини- маемых отраженных сигналов, шкалы дальности. В ре- жиме наблюдения за наземными целями используется панорамная развертка; на экране воспроизводится изо- 212
Рис. 104. Типы разверток радиолокатора системы «Сирано II»: А — развертка большого сектора; Б — развертка уменьшенного сектора; В — эллиптическая раз- вертка; Г—спиральная развертка бражение сектора местности с линией искусственного горизонта. Рукоятка управления обеспечивает выполнение раз- личных функций, связанных с управлением радиолокато- ром и выбором режимов работы станции, в том числе: 213
режима картографической или кОйтурйой съемки мест- ности, режима обеспечения полета на выбранном уда- лении от земной поверхности по траектории, повторяю- щей рельеф местности, и режима снижения. Комбинированная прицельная головка имеет по- движную сетку, смещение которой по осям координат и угловые перемещения по отношению к линии искус- ственного горизонта соответствуют управляющим коман- дам, получаемым от вычислителя; с каждой стороны головки имеются сигнальные лампы, показывающие момент атаки и навигационную информацию. Панель управления радиолокатором размещена на панели вооружения пульта управления в кабине. С мо- мента вывода самолета в район цели по командам уп- равления с земли и появления отметки цели на экране радиолокатора летчик с помощью рукоятки управления радиолокатором совмещает отметку дальности с целью и нажатием кнопки «запирает» антенну на цель. При этом вычислитель начинает управлять траекторией по- лета самолета и обеспечивает вывод его в положение для запуска ракет. Вычислитель непрерывно сравнивает фактические условия полета с вычисляемыми и опреде- ляет необходимые поправки, воздействуя на подвижную сетку прицела. Выход самолета в зону пуска ракет по дальности и оптимальный момент их пуска отмечаются последовательным- зажиганием двух сигнальных лам- почек. При атаке цели пушечным огнем необходимые по- правки, после того как самолет войдет в зону эффектив- ной дальности стрельбы, вводятся в систему с помощью прицельной головки, и задача пилотирования самолета сводится к тому, чтобы удержать подвижную сетку при- цела на отметке цели. При этом все поправки вводятся в систему автоматически. Запуск ракет или открытие огня осуществляется автоматически или вручную. В случае применения для поражения цели ракет с полуактивной радиолокационной системой самонаведе- ния самолет продолжает облучать цель и после пуска ракет, до момента появления сигнала о необходимости выхода из атаки (рис. 105). Основным направлением в развитии авиационного пулеметно-пушечного вооружения иностранных самоле- 214
Рис. 105. Работа радиолокационного самолетного индикатора: 1 — основные элементы, воспроизводимые на радиолока- ционном индикаторе (Д — развертка зоны поиска; В — искусственный горизонт; С — отметка строб-импульса переменной дальности); 2 —развертка и радиолокацион- ное изображение при обнаружении визуально невиди- мой цели (Д — видеосигнал цели; В — искусственный го- ризонт; С — отметка строб-импульса переменной дально- сти; D — развертка целеуказания, образуемая предела- ми стробирующего устройства дальности; Е — видимая цель за пределами дальности захвата); <? —развертка и радиолокационное изображение при визуальном сле- жении (Д — качающаяся линия развертки; В — искусст- венный горизонт; С — пределы перемещения строба даль- ности; D— непрерывно перемещающаяся отметка строба дальности; Е — видимая цель за пределами дальности за- хвата); 4 — атака наземной цели тов за последние 10—15 лет было увеличение темпа стрельбы оружия. По сообщениям иностранной печати, американские пушки «Вулкан» калибра 20 мм имеют темп стрельбы 6000 выстрелов в минуту, пушка «Хай-
пег» такого же калибра — 4000 выстрелов в минуту, а американский пулемет «Миниган» калибра 7,62 мм — 6000 выстрелов в минуту. Очевидно, что высокий темп стрельбы авиационного оружия требует большого запаса боеприпасов на борту самолета и быстрого пополнения его в аэродромных условиях; оружие должно иметь надежно действующие механизмы питания. Рис. 106. Контейнер с пушкой М-61 «Вулкан» и боезапасом 1100 пат- ронов на самолете F-4C «Фантом» II Пушка «Вулкан» (рис. 106) весит 136 кГ. Начальная скорость снаряда 1030 м/сек, Пушка состоит из шести стволов, симметрично расположенных в общеАм кожухе- барабане, вращающемся вокруг своей оси. Каждый ствол имеет свой затвор. Питание производится одной патронной лентой. Основным назначением этой пушки является ведение огня по воздушным и наземным целям (живой силе, военной технике противника). Пушка уста навливается на многих самолетах США. Ее также под- вешивают в контейнерах под крылом или фюзеляжем этих самолетов. Пушка «Хайпег», разработанная позднее пушки «Вул- кан», имеет два ствола калибра 20 мм. Для ее работы 216
используется энергия пороховых газов. Питание обоих стволов производится одним барабаном. Стрельба ведет- ся из обоих стволов одновременно. Размещается эта пушка в контейнере, предназначенном для внешней под- вески. Самолет «Скайхоук» может нести под крылом и фюзеляжем три таких контейнера. Пулемет «Миниган» имеет шесть стволов, вес его 15,4 кГ. Пулемет размещается в контейнере. Как указы- вается в иностранной печати, он может работать при температуре от —50° до +75° С. При стрельбе из пушки «Вулкан» по воздушной цели с помощью системы управления огнем F-15A применяет- ся метод атаки по кривой погони с упреждением, позво- ляющий производить по цели несколько прицельных оче- редей за один заход (рис. 107). Система управления ог- нем F-15A установлена на некоторых американских са- молетах. Вес ее 140 кГ. Основной частью системы является моноимпульсная радиолокационная станция 3-см диапазона, работающая совместно с оптическими и инфракрасными прицелами, вычислителем системы уп- равления огнем (определяет баллистические данные и дальность пуска), вычислителем аэродинамических пара- метров, автопилотом и инерциальной системой навига- ции. Ось антенны радиолокатора в режиме сопровожде- ния удерживается на цели, а связанный с нею вычисли- тель автоматически выдает информацию, необходимую для наведения и направляемую в индикатор и вычисли- тель управления вооружением. П *--------- Основной функцией вычислителя <га пРосматРиваемое огнем является определение границ зге светящегося сек- возможных атак) для управляемых и| в его пРелелах ли' кет, зоны стрельбы из пушки, а также соответствующих углов упреждения. Кроме того, вычислитель выдает командные сигналы для управления самолетом в соот- ветствии с выбранным способом поражения цели и ме- тодом атаки. Вычисление производится на основе полу- чаемых от радиолокатора данных о дальности до цели, скорости сближения, азимуте, угле места цели, а также данных, получаемых от других систем самолета. Оптический прицел применяется при визуальной види- мости атакуемой цели, а инфракрасный прицел — при стрельбе ночью в условиях хорошей погоды. Эти прице- лы имеют общую комбинированную прицельную голов- 217
ку, находящуюся впереди летчика, за средним отсеком лобового стекла фонаря. Сетка оптического прицела представляет собой кольцо с точкой, не перемещающиеся относительно друг друга. Сетка инфракрасного прицела представляет собой две дуги, пересекающиеся в центре Рис. 107. Основные элементы системы управления огнем: /—антенна радиолокатора; 2 — усилитель; 3 — низковольтный источник питания; 4 — вычислитель системы управления воору- жением; 5 — панель управления радиолокатором; 6 — индикатор расстояния до земли и угла наклона антенны; 7 — индикатор радиолокатора (обзорный) отражателя. Обе сетки подвижны и при смещении за целью обеспечивают выработку соответствующего угла упреждения при стрельбе из пушки на попутно-пересека- ющихся курсах. Вычислитель аэродинамических параметров обеспечи- вает данные об истинной воздушной скорости, статиче- 218
ском давлении, числе М, барометрической высоте и угле атаки самолета. Гировертикаль инерциальной системы навигации вы- дает информацию о тангаже и крене самолета, необхо- димую для стабилизации радиолокатора в режиме поис- ка, вычисления баллистических данных и углов упрежде- ния. На экране радиолокатора эта информация воспро- изводится в виде линии искусственного горизонта и ис- пользуется летчиком для пилотирования самолета по приборам. Перехват воздушной цели состоит из следующих эта- пов: вывод самолета в район цели, поиск, захват, сопро- вождение и поражение ее. Вывод самолета в район це- ли Производится по целеуказаниям наземных станций обнаружения и наведения истребителей. При этом уста- навливается двусторонняя связь между самолетом и на- земной станцией наведения. Координаты и параметры движения своего самолета передаются на наземную стан- цию с помощью аппаратуры автоматической передачи данных системы F-15A с использованием цифрового кода. Информация от наземной станции поступает в авто- пилот и воспроизводится на экране радиолокатора само- лета. После выхода самолета в район цели радиолокатор переключается в режим поиска, обеспечивая обзор воз- душного пространства в секторе 90° по азимуту и 4° по углу места. На экране радиолокатора просматриваемое пространство воспроизводится в виде светящегося сек- тора, образуемого перемещающейся в его пределах ли- нией развертки. Кроме того, на экране воспроизводится линия искусственного горизонта, используемая для пи- лотирования самолета по приборам, и подвижная отмет- ка строб-импульса дальности. При выходе самолета на дальность обнаружения це- ли на экране радиолокатора появляется ее светящаяся отметка. В момент прохождения через нее линии раз- вертки летчик нажатием кнопки «Включено — Выклю- чено» на ручке управления самолетом переключает ра- диолокационную станцию в режим сопровождения, при этом сектор обзора сужается. Затем с помощью ручки управления подвижная отметка строб-импульса даль- ности совмещается с отметкой цели. Повторным нажа- тием кнопки «Включено — Выключено» осуществляется 219
автоматический захват цели радиолокатором, который переходит в режим работы, соответствующий боевому использованию вооружения. В момент захвата цели загорается сигнальная лам- почка и на экране радиолокатора появляются яркая ли- ния с отметкой цели, прицельная сетка с перекрестием, прицельная точка и обрамляющее прицельную сетку дальномерное кольцо переменного диаметра с разрывом. Положение разрыва кольца характеризует скорость сближения самолета с целью. Если ориентироваться по циферблату часов, то нахождение разрыва в точке, соот- ветствующей 12 часам, означает, что скорость сближе- ния -равна нулю, а в точке, соответствующей 6 часам, — что она равна 3440 км/час. Смещение разрыва против часовой стрелки происходит при отставании самолета от цели; в точке, соответствующей 10 часам 30 минутам, скорость отставания равна 556 км/час. После захвата цели пилотирование самолета осуществляется так, чтобы совместить центр перекрестия прицельной сетки с при- цельной точкой. Их совмещение означает, что самолет следует курсом, соответствующим выбранному оружию для поражения цели и методу атаки цели. При стрельбе из пушки «Вулкан», как сказано выше, применяется метод атаки по кривой погони с упрежде- нием, позволяющий произвести по цели несколько при- цельных очередей за один заход. В зависимости от мете- орологических условий и видимости цели вывод самолета на цель и прицеливание выполняются с помощью оптиче- ского и инфракрасного прицелов или радиолокатора. При отсутствии визуальной видимости летчик управ- ляет самолетом в соответствии с информацией, воспроиз- водимой на экране радиолокатора, и выполняет манев- ры, необходимые для совмещения прицельного кольца с точкой. При совмещении кольца с точкой самолет в момент выстрела занимает такое положение, при котором обес- печивается встреча снаряда с целью. С выходом на мак- симальную дальность эффективной стрельбы летчик мо- жет открывать огонь. При дальнейшем сближении с целью на экране радиолокатора появляется отметка в виде буквы X, что является предупреждением о необхо- димости немедленного выхода из атаки во избежание столкновения с целью. 220
Атака воздушной цели с использованием пушки «Вул- кан» при визуальной видимости, по сообщениям иност- ранной печати, имеет некоторые особенности. Сопровож- дение цели после ее захвата радиолокатором производит- ся в том же порядке. После сближения на дальность визуальной видимости цели летчик нажатием кнопки «Включено — Выключено» фиксирует ось сканирования луча радиолокатора по оси установки оружия (в част- ном случае—по оси самолета). При этом линия разверт- ки устанавливается по вертикальной оси экрана радиоло- катора, а отметка строб-импульса дальности начинает непрерывно’перемещаться. Слежение за целью при даль- нейшем сближении осуществляется через оптический прицел (рис. 108). При выходе самолета на дальность действительного огня летчик отпускает кнопку «Включе- но— Выключено», и антенна радиолокатора начинает следить за целью по азимуту и углу места так же, как и при отсутствии видимости. В этот момент с внешней стороны прицельного кольца в точке, соответствующей 3 часам, появляется отметка, позволяющая летчику оце- нивать время, имеющееся для прицеливания, ведения огня и выхода из атаки. Эта отметка в процессе сближе- ния с целью перемещается по часовой стрелке. На уча- стке между 6 и 9 часами ведется прицельный огонь, а при выходе в точку, соответствующую 9 часам, самолет дол- жен быть выведен из атаки во избежание столкновения с целью. Этот момент отмечается также звуковым сигна- лом в шлемофоне. При использовании инфракрасного прицела точка пе- ресечения дуг соответствует центру сетки оптического прицела. Атака неуправляемыми реактивными снарядами выполняется на пересекающихся курсах, управление са- молетом производится в соответствии с информацией, вос- производимой на экране радиолокатора. Снаряды запус- каются автоматически серией залпов по данным счетно- решающего устройства, сближение с целью осуществля- ется с постоянным курсом. Атака управляемыми ракетами типа «Сайдуиндер» с инфракрасной системой самонаведения может выполнять- ся только с задней полусферы. При атаке «вслепую» после обнаружения и захвата цели радиолокатором летчик управляет самолетом так 221
Рис. 108. Оптический прицел' (а) и информация, изображаемая в виде световых отметок на отражателе оптического при- цела (б): 1 — отметка цели; 2 — прицельная марка; 3 — указатель крена; 4 — шка- ла дальности; 5 — шкала скорости сближения; 6 — изображение при- цельной марки при совмещении с отметкой цели же, как и при использовании пушечного вооружения, только сближение с целью производится по кривой пого- ни без упреждения, поэтому центр сетки и прицельная точка в совмещенном положении совпадают с отметками цели и строб-импульса дальности. Кроме того, диаметр 222
дальномерного кольца при сближении с целью до выхода на дальность запуска остается неизменным, а в момент выхода на указанную дальность сокращается вдвое. Необходимость выхода из атаки сигнализируется появ- лением в поле зрения Х-образной отметки. Момент захвата цели инфракрасной системой самонаведения ра- кеты и готовности ее к запуску отмечается звуковым сигналом в наушниках шлемофона летчика. При визу- альной видимости летчик может использовать оптиче- ский прицел. При этом, поскольку сближение с целью производится по кривой погони без упреждения, сетка прицела арретируется, т. е. фиксируется по оси установ- ки оружия. Сближение с целью производится так же, как и при атаке с пушечным вооружением. При правильном курсе самолета сетка прицела совмещается с отметкой цели. РАКЕТЫ КЛАССА «ВОЗДУХ—ВОЗДУХ» Американские самолеты-истребители вооружены сле- дующими ракетами класса «воздух — воздух»: «Фол- кон», «Феникс», «Спэрроу», «Сайдуиндер» (рис. 109). Ракета «Фолкон» предназначена для перехвата воз- душных целей на малых и больших высотах. Носителем ракеты является самолет YF-12A, который может нести четыре ракеты в четырех отсеках вооружения, располо- женных один за другим по два с каждой стороны фюзе- ляжа. Корпус ракеты «Фолкон» (рис. 109, а) цилиндриче- ский, с оживальной головной частью. Длина ракеты 3,81 м, диаметр корпуса 0,34 м. На корпусе установлены крестообразное крыло большой стреловидности по перед- ней кромке и четыре небольшие поверхности управления в хвостовой части ракеты. Размах крыла 0,91 м. Ракета выбрасывается из отсека с помощью пиротехнических устройств с таким расчетом, чтобы к моменту запуска ее двигателя она находилась на достаточном удалении от самолета. На ракете установлен двигатель твердого топлива. В ракете применена комбинированная система наве- дения, которая состоит из полуактивной радиолокацион- ной и инфракрасной пассивной систем наведения. Для обеспечения полуактивного радиолокационного самона- ведения ракеты при большой дальности до цели на само- 223
лете-носителе устанавливается мощный радиолокатор, обеспечивающий поиск цели на больших дальностях. Ракета «Феникс» (рис. 109, б) также предназначена для перехвата 'воздушных целей на малых и больших высотах. Основным ее носителем является самолет F-111. Этот самолет должен нести шесть ракет, из них четыре — на подкрыльевых пилонах и две — в отсеке во- оружения. Ракета «Феникс» построена по аэродинамической схе- ме, принятой для ракет типа «Фолкон». На корпусе ее расположены крестообразное крыло большой стреловид- ности по передней кромке и хвостовые поверхности уп- Рис. 109. Схемы ракет а —ракета «Фолкон»; б — ракета «Феиикс»; в—ракета «Спэрроу»; г — ракета «Ред Топ»; 224
равления. Системы энергоснабжения и автопилота раз- мещаются вокруг выхлопной трубы. Длина ракеты око- ло 4 м. Силовая установка «состоит из ракетного двига- теля твердого топлива с двумя ступенями тяги. Весит ракета примерно 450 кГ. Система наведения ракеты ком- бинированная. Ракета «Спэрроу» (рис. 109, в) предназначается для поражения воздушной цели в сложных метеорологиче- ских условиях при атаке ее с любого направления. По- следние модификации этой ракеты устанавливаются на самолете «Фантом». Ракета имеет цилиндрический кор- пус с оживальной головной частью длиной 3,66 м и ди- класса «воздух — воздух>: «Сайдуиндер» (вверху — типа AIM-9B, внизу — типа А1М-9СД); д — ракета е — ракета «Матра» 15 А. Н. Пономарев 225
аметром 0,2 м. Вес ракеты около 180 кГ. На корпусе шарнирно укреплено крестообразное крыло с консолями трапециевидной формы, а на хвостовой части жестко установлен крестообразный стабилизатор треугольной формы. Силовой установкой ракеты является ракетный двигатель твердого топлива. Двигатель запускается с помощью электрического запала, включаемого летчиком. Ракета «Спэрроу» имеет -радиолокационную полуак- тивную систему наведения, которая состоит из приемни- ка радиолокационных сигналов, отраженных от цели, и радиолокационной антенны. Антенна заключена в обте- катель, обладающий высокой термостойкостью и радио- прозрачностью. В основе системы наведения ракеты ле- жит метод пропорционального сближения с целью, обес- печивающий полет ракеты в упрежденную точку встречи с целью. Дальность полета ракеты от 8 до 15 км. Широкое распространение получила ракета «Сайдуин- дер» (рис. 109, г), устанавливаемая на большинстве са- молетов стран НАТО. Ракета выполнена по аэродинами- ческой схеме «утка». Корпус ее цилиндрический, с боль- шим удлинением, состоит из двух отсеков: головного и хвостового. Длина ракеты 2,9 м, диаметр корпуса 0,13 м, вес до 84 кГ4. В первом отсеке ракеты расположены: блок системы самонаведения, закрытый спереди полусфе- рическим обтекателем из органического стекла, электрон- ная аппаратура, источники питания, приводы рулей и боевая часть. Снаружи на этом отсеке находятся кресто- образно расположенные аэродинамические рули треу- гольной формы в плане. Во втором отсеке размещен двигатель силовой установки. На хвостовой части отсе- ка расположен крестообразный неподвижный -стабилиза- тор. Консоли стабилизатора трапециевидной формы в плане и расположены в тех же плоскостях, что и рули. В задней части консолей стабилизатора имеются роле- роны, представляющие собой элероны с вмонтированны- ми в них гироскопами. Гироскопы приводятся во враща- тельное движение встречным потоком воздуха и обеспе- чивают устойчивость ракеты относительно продольной оси. 1 Имеются ракеты «Сайдуиндер», у которых в зависимости от модификации несколько другие геометрические и весовые дан- ные. 226
В качестве силовой установки ракеты применяется РДТТ, для которого топливом служит одноканальная шашка, изготовленная из прессованного пороха. Система наведения ракеты «Сайдуиндер» инфракрас- ного типа, обеспечивает атаку цели с задней полусферы. По сообщениям печати, в более поздних модификациях ракеты применяются взаимозаменяемые головки — ин- фракрасные или радиолокационные в зависимости от боевого задания и метеоусловий. Инфракрасная система самонаведения ракет класса «воздух — воздух» работает по принципу пассивного са- монаведения— излучение, которое она воспринимает, «посылает» цель. В отличие от активной и полуактивной систем наведения инфракрасная система не зависит от отраженного сигнала. Все тела, имеющие температуру выше абсолютного нуля, обладают тепловой энергией и создают инфракрасное излучение в диапазоне длины волны 0,70—750 мк. Для управляемых ракет с инфра- красными приборами наведения используется излучение с длиной волны до 15 мк. Температура любого тела неравномерна, поэтому оно излучает энергию на всех длинах волн до длины волны, соответствующей наиболее высокой температуре. При повышении температуры тела увеличивается мощ- ность, излучаемая на всех волнах, но это увеличение мощности достигает большей величины на более корот- ких волнах. Величина энергии, излучаемой любым телом, зависит также от характера поверхности. Темные поверхности имеют более высокую излучающую способность, чем светлые, органические поверхности превосходят по излу- чающей способности металлические, шероховатые по- верхности— гладкие, твердые материалы — газы. Кроме того, величина излучаемой энергии зависит от размера и формы излучающего тела. Большее по разме- рам тело или большая поверхность при прочих равных условиях излучают большую энергию по сравнению с те- лом, имеющим меньшие размеры (меньшую поверх- ность). Поэтому большее по размерам тело легче обна- ружить, чем тело, небольшое по величине, но с той же температурой и конфигурацией. Для работы приемника инфракрасного излучения важное значение имеет величина поверхности, попадаю- 15* 227
щей в пределы телесного угла между приемником и целью. Площадь проекции самолета при наблюдении со встречного курса значительно меньше, чем при наблюде- нии сбоку. Если учесть температуру, излучающую спо- собность тела и размеры, то можно построить прибли- женную диаграмму излучения любого самолета. С по- мощью этой диаграммы нетрудно определить направле- ния, с которых могут запускаться управляемые ракеты для получения более эффективного поражения. Если ра- кета рассчитана на обнаружение излучения в спектре 2—3 мк, то реактивный самолет следует атаковать толь- ко в узком секторе со стороны хвостовой части. Если ра- кета может обнаружить излучение в полосе 3—4 мк, то возможна атака почти с любого направления, но наибо- лее успешна она будет со стороны хвостовой части. Диаграмма показывает распределение относительной интенсивности инфракрасного излучения с различными длинами волн и не устанавливает пределов возможного обнаружения этих излучений. Максимальную интенсив- ность излучения создают горячие части двигателей и вы- хлопные газы. Менее интенсивное излучение создает об- шивка самолета, нагреваемая от трения и торможения воздуха. Диаграмма распределения инфракрасного излу- чения реактивного самолета, обладающего большой ско- ростью, смещается в сторону хвостовой части по сравне- нию с аналогичной диаграммой для самолета с поршне- выми двигателями. Причиной этого является наличие длинной струи выхлопных газов реактивного двигателя. Приемник инфракрасного излучения, устанавливае- мый на ракете, должен иметь очень высокую чувстви- тельность: принимать небольшую энергию, излучаемую на расстояниях от нескольких тысяч метров до многих километров. Он должен быстро преобразовывать ин- фракрасное излучение в электрический сигнал, который может затем усиливаться и использоваться для наведе- ния ракеты. В приемнике такого типа используется фотосопротив- ление, состоящее из тонкой пленки полупроводникового материала с высоким сопротивлением (сернистого свин- ца, мышьяковистого индия, германиевых сплавов). При попадании инфракрасных лучей на эти полупроводники во внешнем слое пленки появляются свободные электро- ны, уменьшается электрическое сопротивление пленки и 228
падает напряжение в приемнике, что и используется для модуляции последующих каскадов. Охлаждение фотосо- противления повышает чувствительность полупроводни- ков и делает их пригодными для обнаружения излуче- ния тела, имеющего более длинные волны. Приемник инфракрасного излучения определяет ин- тенсивность принимаемого излучения, но не расстояние до источника. Таким образом, он не обладает свойства- ми радиолокатора. Как указывается в иностранной печати, весьма важ- ное значение для приема инфракрасного излучения имеет прозрачность материала, образующего покрытие носовой части ракеты, и атмосферы, через которые дол- жна проходить излучаемая волна. Не все прозрачные материалы пропускают ее. Некоторые составные части воздуха тоже препятствуют прохождению инфракрасно- го излучения. Отмечается также, что ракета с приемни- ком, спроектированным для работы на больших высотах, даже при небольшой концентрации в воздухе паров воды может не наводиться на цели на малых высотах. При- емник инфракрасного излучения наводит ракету на источник наиболее интенсивного излучения в пределах своего «поля зрения». Однако излучение солнца может помешать правильному наведению ракеты на цель. Учитывая это, рекомендуется соблюдать осторожность и избегать освещения приемника ракеты прямыми лучами солнца. Делается даже аналогия, что меры, ко- торые необходимо принимать против освещения прием- ника прямыми лучами солнца, аналогичны мерам защи- ты глаз при наблюдении солнечного затмения. По этой же причине следует избегать наведения приемника раке- ты на излучение фона, который может изменить направ- ление полета. Излучение может создаваться в результа- те отражения солнечных лучей от облаков, нагретыми трубами или печами промышленных предприятий и на- гретой почвой, в частности песками пустыни летом. На английских самолетах-истребителях устанавлива- ются ракеты класса «воздух — воздух» типа «Ред-Топ» (рис. 109, д). Ракета имеет длину 3,48 м, диаметр кор- пуса 0,22 м. Вес ее 136 кГ. Система наведения ракеты — инфракрасная пассивная. В качестве силовой установки применяется ракетный двигатель твердого топлива. Французские самолеты-истребители вооружены раке- 229
тами класса «воздух—воздух» типа «Матра» (рис. 109, е). Ракета «Матра» имеет цилиндрический корпус с полу* сферическим обтекателем в головной части, в которой размещаются сменные головки самонаведения. За голов- ной частью расположены блок управления, преобразую- щий данные о положении цели в командные сигналы управления, и источники питания, включающиеся в мо- мент пуска ракеты. Далее размещены боевой заряд и РДТТ. В хвостовой части ракеты вокруг выхлопной трубы РДТТ расположены электрические сервоприводы поверх- ностями управления. На корпусе размещено крестооб- разное крыло треугольной формы в плане и большой стреловидности по передней кромке. На одной паре кон- солей крыла установлены элероны, предназначенные для управления снарядом по крену. В одной плоскости с кон- солями крыла на хвостовой части корпуса ракеты кре- стообразно расположены рули направления и высоты. Стартовый вес ракеты 195 кГ. Максимальная даль- ность полета достигает 14 км. На ракете может приме- няться радиолокационная полуактивная система или ин- фракрасная пассивная система самонаведения. РАКЕТЫ КЛАССА «ВОЗДУХ—ПОВЕРХНОСТЬ» Наиболее распространенными ракетами класса «воз- дух — поверхность» являются: «Хаунд Дог», «Блю Стил»г «Уоллай», «SAAB-305», «Шрайк» (рис. ПО), «Буллпап», «AS-ЗО», «Мартель». Основной ракетой класса «воздух — поверхность» на американских стратегических самолетах типа В-52 яв- ляется крылатая ракета «Хаунд Дог» (рис. НО, а), предназначенная для поражения стратегических целей и систем ПВО. Самолет В-52 может нести две такие раке- ты на подкрыльевых пилонах, расположенных между фю- зеляжем и внутренними двигателями. Ракета «Хаунд Дог», имеющая длину 13 м, выполне- на по аэродинамической схеме «утка». В головной части ее расположены рули высоты, а в хвостовой — крыло треугольной формы с элеронами и киль с рулем направ- ления. Корпус ракеты диаметром 0,7 м имеет круглое сече- ние. В носовом отсеке корпуса ракеты размещается си- 230
стема взведения и взрыва боевого заряда, в переднем от- секе— аппаратура системы наведения, в центральном отсеке — автопилот и боевой заряд, в хвостовом отсе- ке— оборудование топливной системы и резервуар с жидкостью для гидросистемы. Турбореактивный двига- тель ракеты, развивающий тягу 3400 кГ, размещен в под- весной гондоле под топливным баком и хвостовым отсе- ком. Максимальная высота полета ракеты 15 км. В ракете применяется инерциальная система наведе- ния, в которой до запуска используются данные астро- инерциальной навигационной системы самолета-носите- ля. После запуска ракеты ее инерциальная система ра- ботает автономно, обеспечивая запрограммированную траекторию полета. По сообщениям иностранной печати, для обеспечения более высокой точности наведения раз- рабатывается система сравнения контура местности с картой заданного маршрута полета ракеты. Английские тяжелые самолеты-носители вооружены крылатой ракетой стратегического назначения — «Блю Стил» (рис. ПО, б). Ракета подвешивается под самолет. Она выполнена по аэродинамической схеме «утка» с небольшими поверхностями управления треугольной формы, крылом с элеронами и двумя килями. Нижний киль складывается при подвеске ракеты под самолет для обеспечения необходимого клиренса и выпускается после взлета самолета. Корпус ракеты имеет длину 10,7 м, диаметр 1,28 м. Вес ракеты 6800 кГ. Силовая установка ракеты состоит из двухкамерного ЖРД. Двигатель ра- ботает на керосине и концентрированной перекиси водо- рода. Запускается он через несколько секунд после отделения ракеты от самолета-носителя. Система наведе- ния ракеты инерциальная; она корректируется навига- ционной системой самолета-носителя так же, как и аме- риканская ракета «Хаунд Дог». После запуска ракета управляется автономно по заданной программе полета. Система управления состоит из автоштурмана, вы- числителя и автопилота. Автоштурман определяет место- положение ракеты, вычислитель «вырабатывает» план полета, автопилот приводит в действие органы управле- ния в соответствии с заданной программой полета раке- ты. В иностранной печати сообщалось, что проводились летные испытания модифицированной ракеты «Блю Стил», предназначенной для пуска с малых высот. 231
Рис. 110. Схемы ракет класса а — ракета «Хаунд Дог»; б — ракета «Блю Стил»; в — бомба В качестве крылатой ракеты тактического назначения на американских самолетах применяется ракета класса «воздух — поверхность» ' «Буллпап» (рис. 111), которая предназначена для действия по тактическим целям (ма- лоразмерным наземным и надводным) и поддержки на- земных войск. Ракета, имеющая длину в зависимости от модификации до 3,84 м и вес до 370 кГ, выполнена по аэродинамической схеме «утка». Корпус ракеты кругло- го сечения, состоит из трех отсеков. В носовом отсеке расположена аппаратура системы наведения и управле- ния, в центральном отсеке — боевая часть, в хвостовом отсеке — силовая установка. Силовой установкой ракеты является ЖРД. 232
квоздух — поверхность»: '<Уоллай>; г — ракета «SAAB-305»; д — ракета «Шрайк-106» На носовой части ракеты размещены четыре поверх- ности управления треугольной формы, а на хвостовой ча- сти расположено крестообразное крыло. Крыло у задней кромки немного загнуто для обеспечения вращения сна- ряда в полете в целях его стабилизации. На хвостовом отсеке расположены также два световых трассера, по- могающие следить летчику за ракетой в процессе ее на- ведения на цель. Ракета снабжена радиокомандной системой наведе- ния, при которой по командным сигналам рули откло- няются только в крайние положения: «Вверх — Вниз» или «Вправо — Влево». Наведение ракеты осуществляет- ся летчиком с помощью оптического прицела, визируя 233
через который, он стремится удерживать ракету на нуж- ной линии, подавая команды до момента встречи раке- ты с целью. Максимальная дальность полета ракеты до 9 км. Рис. 111. Компоновочная схема ракеты AGM-12B «Буллпап»: А — носовой отсек; В — центральный отсек; С — хвостовой отсек; D — стаби- лизаторы: / — система наведения и управления; 2 — батарея сухих элементов; <3 — пнев- мопривод; 4 — поверхности управления; 5 — боевая часть; 6 — взрыватель и система взведения; 7 — узел крепления снаряда к пусковому устройству; 8 — световой трассер для визуального слежения; 9 — сопло; 10 — камера сго- рания; Н — горючее; 12 — форсунка; 13 — газогенератор; 14 — окислитель; 15 — детонатор Французской крылатой ракетой тактического назна- чения является ракета «AS-ЗО» (рис. 112). Она, как и американская ракета «Буллпап», предназначена для действия по малоразмерным наземным и надводным це- лям. Под самолетом может подвешиваться несколько та- ких ракет. Ракета имеет длину 3,85 м и диаметр 0,34 м. Вес ее около 500 кГ. Корпус ракеты цилиндрической формы, с оживальной головной частью и состоит из двух отсеков. В переднем отсеке размещена боевая часть, а в заднем расположены силовая установка, сопло с дефлекторами газовой струи, оборудование системы наведения и управления, а также трассер для облегчения слежения за ракетой в процессе ее наведения. Крыло ракеты крестообразное, с большой стреловид- ностью, размещено на центральной части корпуса. Кон- соли крыла установлены под небольшим углом, обеспе- чивающим вращение ракеты в полете относительно ее продольной оси. На хвостовой части ракеты имеются четыре крестообразно расположенные аэродинамические поверхности управления. Силовая установка состоит из стартового и маршевого РДТТ, размещенных один за 234
другим. Стартовав ступень имеет два расходящихся сопла, а маршевая ступень — одно центральное сопло. Ракета снабжена радиокомандной системой управле- ния с кодированной линией связи, требующей визуаль- ного слежения за ракетой и целью. Система обеспечива- Рис. 112. Компоновочная схема ракеты «AS-ЗО»: / — боевая часть; 2 — маршевый двигатель; 3 — стартовый РДТТ; 4 — узел крепления ракеты к пусковому устройству; 5 — отсек оборудования системы наведения; 6 — сопло; 7 — трассер ет отклонение рулей в -соответствии с сигналом команд- ного прибора. После запуска летчик самолета-носителя управляет полетом ракеты так, чтобы она находилась на линии визирования цели через оптический прицел. Это достигается подачей соответствующих команд до момен- та встречи ракеты с целью. Шведские самолеты «Дракон» вооружаются крылатой ракетой «SAAB-305A» (рис. ПО,г), которая также пред- назначена для поражения наземных и надводных такти- 235
ческих целей с больших и малых высот. Ракета имеет цилиндрический корпус длиной 3,53 м и диаметром 0,3 м. Вес ее 300 кГ. На корпусе ракеты размещены крестооб- разное крыло большой стреловидности и четыре хвосто- вые поверхности управления трапециевидной формы в плане. В головной части ракеты расположен боевой за- ряд; большая часть оборудования сосредоточена в зад- ней части ракеты. Силовая установка состоит из РДТТ с двумя ступенями тяги: стартовой и маршевой. Двига- тель расположен в средней части корпуса ракеты для уменьшения перемещения центра тяжести по мере выго- рания топлива. Обе ступени имеют одну камеру сгора- ния, которая является частью корпуса ракеты. Выхлоп- ные газы вытекают через центральную выхлопную трубу и сопло в хвостовой части ракеты. Ракета снабжена радиокомандной системой наведе- ния. Команды подаются летчиком с помощью ручки уп- равления радиопередатчиком, расположенным на само- лете, и приемника, установленного в хвостовой части ра- кеты. Система наведения обеспечивает, как указывается в иностранной печати, атаку цели, лежащей в стороне от курса самолета. Метод наведения основывается на необ- ходимости одновременного слежения за ракетой и целью. Поверхности управления ракеты отклоняются пропор- ционально сигналам командного прибора с помощью че- тырех приводов, действующих от двух газогенераторов, которые работают на твердом топливе. Английской крылатой ракетой тактического назначе- ния является ракета «Мартель». Длина ее 3,75 м, диа- метр 0,37 м, стартовый вес 500 кГ. Ракета имеет цилин- дрический корпус, на котором расположено крестообраз- ное крыло большой стреловидности. Крыло треугольной формы в плане со срезанными концами, имеет чечевице- образный профиль. Позади крыла на близком расстоя- нии от него размещены поверхности управления. Сило- вая установка состоит из стартового и маршевого двига- телей твердого топлива. Ракета имеет радиокомандную систему наведения. Слежение за целью осуществляется с помощью телеви- зионной аппаратуры. В головной части ракеты установ- лена высокочувствительная передающая телевизионная камера. На самолете-носителе устанавливается прием- ная телевизионная аппаратура с большим экраном. Лет- 236
чик самолета-носителя запускает ракету в направлении к цели и удерживает ее на этом курсе с помощью борто- вой системы наведения. При этом на самолет-носитель передается изображение местности, находящейся в поле зрения телевизионной камеры ракеты. После появления цели на экране самолета-носителя наведение ракеты осуществляется радиокомандами. Максимальная даль- ность полета ракеты 100 км. На вооружении американских военно-воздушных сил находится также планирующая крылатая бомба «Уол- лай» (рис. НО, в). Бомба предназначена для пораже- ния наземных и надводных целей. Она имеет цилиндри- ческий корпус длиной 3,94 м и диаметром 0,38 м\ вес ее до 500 кГ. На корпусе бомбы расположено крестообраз- ное крыло большой стреловидности с консолями тре- угольной формы в плане со срезанными концами. По- верхности управления, снабженные балансирами, нахо- дятся в задней части крыла. В хвостовой части бомбы размещен генератор, обеспечивающий энергией электри- ческую и гидравлические системы наведения и управле- ния. Генератор приводится в действие ветрянкой, вра- щающейся в набегающем потоке воздуха во время поле- та бомбы. Дальность полета бомбы зависит от высоты и скорости ее сбрасывания и может быть от 5 до 10 км. Бомба снабжена телевизионной системой наведения. В головной части ее расположена гиростабилизирован- ная головка самонаведения, представляющая собой теле- визионную камеру, с помощью которой просматривается местность, находящаяся впереди бомбы. Изображение местности передается на самолет-носитель и воспроиз- водится на экране. При атаке летчик направляет самолет на цель. Как только на экране появляется изображение цели, он «запирает» на нее головку самонаведения, а затем сбрасывает бомбу. После сбрасывания с са- молета-носителя бомба становится полностью автоном- ной. Головка самонаведения вырабатывает сигналы оши- бок, в соответствии с которыми корректируется плани- рующий полет бомбы по направлению к цели. В иностранной печати указывается, что в США изу- чают возможность создания аналогичной бомбы для при- менения ее с малых высот. Для поражения наземных и корабельных радиолока- ционных станций в США используется крылатая ракета 237
«Шрайк» (рис. ПО, д). Она имеет корпус длиной 2,74 м и диаметром 0,21 м. На средней части корпуса размещено крестообразное крыло трапециевидной формы, а в хвосто- вой части, в одной плоскости с консолями крыла, распо- ложен крестообразный стабилизатор. Вес ракеты 180 кГ, максимальная дальность полета до 18 км. На ракете установлена пассивная система самонаведения на сигна- лы наземных радиолокаторов. Как сообщается в иностранной печати, в настоящее время принимаются серьезные меры к усовершенствова- нию неядерного авиационного вооружения. Особое вни- мание при этом уделяется применению боевых зарядов дротикового типа, систем наведения на конечном участ- ке для свободно падающих бомб, разработке бомб ма- лого калибра для поражения живой силы и кассетных бомб, сбрасываемых на расстоянии от цели, а также разработке приемлемых схем минирования с воздуха. Одна из американских фирм разрабатывает новое ав- томатическое оружие, стреляющее «дротиками», каждый из которых вместе с топливным зарядом и воспламените- лем заключен в пластиковую оболочку треугольного се- чения. Длина дротика 79 мм, а начальная скорость в два раза превышает скорость пули стандартной амери- канской винтовки. «Дротики», как предполагают, явля- ются наиболее эффективным средством поражения тан- ков. Проникая через броню, «дротики» горят и распро- страняют пламя внутри танков. В качестве пускового устройства «дротиков» предла- гается использовать контейнер, подвешиваемый под кры- ло, подобный контейнеру для шестиствольного пулемета. Этот вмещающий 250 «дротиков» контейнер весит около 100 кГ. Утверждается, что применение «дротиков» обес- печит высокую плотность огня. Задачу наведения планирующих бомб типа «Уоллай» и ракет класса «воздух — поверхность» на цели на конеч- ном участке траектории лучше всего будет решать, по мнению иностранных авиационных специалистов, так на- зываемая корреляционная система наведения. Она обес- печивает сравнение сканирующей местности с изображе- нием местности, хранящейся в блоке «памяти» вычисли- теля системы, и корректирует дальность полета до цели. Однако твердых планов относительно использования этой системы пока еще нет. 238
В зарубежной авиационной литературе отмечается, что бомбы малого калибра являются очень эффективным оружием для поражения живой силы. Чтобы обеспечить достаточно удовлетворительную точность поражения эти- ми бомбами, нужно совершать бомбометание с малых высот полета. Но на малых высотах самолеты более уяз- вимы от зенитного огня противника. Для осуществления точного сбрасывания бомб мало- го калибра с больших высот разрабатываются специаль- ные контейнеры. Они снабжаются различными типами выбрасывающих механизмов, включающихся в зависи- мости от времени падения или изменения барометриче- ского давления. При разработке методов минирования с воздуха ин- тересы ВВС и армии, как указывают некоторые ино- странные специалисты, противоречивы, поскольку спе- циалисты армии считают, что через заминированную зо- ну несколько позже должны пройти свои войска, а это требует обеспечения 100% вероятности самоликвидации мин по команде или через определенное время. Поэтому исследуется вопрос о возможности установки с самолета очень небольших противопехотных мин размером, вероят- но, не более монеты. Такая мина уходит в землю и взрывается, когда на нее наступают. Полагают, что эти мины через определенный промежуток времени становят- ся безопасными из-за потери способности к взрыву. Большое внимание за рубежом уделяется также раз- работке авиабомб со взрывателями замедленного дейст- вия, использованию стабилизаторов и тормозных систем, уменьшающих скорость падения бомб. Это делается для того, чтобы самолет-носитель, производящий бомбомета- ние с малых высот, не мог быть поражен взрывом своих бомб.
☆ - Глава 5 ВЕРТОЛЕТЫ Как известно, главной частью самолета является кры- ло. У вертолета роль крыла выполняет вращающийся не- сущий винт. Суммарная подъемная сила лопастей, или, как ее называют, тяга винта, направлена вдоль оси вин- та. Лопастей у несущего винта может быть несколько. Все они устанавливаются под определенным небольшим углом к плоскости вращения. Этот угол называется уг- лом у ст а н о в к и л о п а стей, или углом общего шага. Подъемная сила несущего винта зависит от длины, ширины, количества лопастей, угла их установки и ско- рости вращения. Для уменьшения или увеличения шага винта следует изменить угол установки лопастей. Если тяга равна весу вертолета, последний неподвижно висит в воздухе, если же тягу несущего винта увеличить, вер- толет начнет подниматься. Управляют вертолетом путем изменения наклона плоскости вращения несущего винта в необходимую сторону. К преимуществам вертолета по сравнению с другими летательными аппаратами-помимо вертикального взлета и посадки следует отнести низкие значения тяги к еди- нице площади поперечного сечения воздушного потока, что обусловливает малые энергетические затраты вися- щего вертолета, а следовательно, возможность произво- дить длительный полет на режиме висения. Использова- ние авторотации и возможность посадки вертолета с вы- ключенными двигателями обеспечивают относительно вы- сокую степень безопасности в случае отказа силовой установки. Скорость направленного вниз потока под вер- 240
толетом низкая. Это дает ему возможность приземляться на любой местности без каких-либо повреждений конст- рукции песком, снегом или брызгами воды, поднимаемы- ми воздушным потоком от винта. Одной из основных характеристик вертолета помимо скорости и дальности полета является потолок. Стати- ческим потолком вертолета, или потолком висения, называется высота, выше которой вертолет не может подниматься без поступательного движения. На этой высоте потребная мощность силовой установки ста- новится равной располагаемой мощности. Динамиче- ским потолком вертолета называется высота, которую он может достигать при движении по наклон- ной прямой. На высоте динамического потолка горизон- тальный полет возможен только на экономической ско- рости. Конструктивно вертолеты строят по таким схемам: продольная, поперечная, соосная, одновинтовая. У верто- лета продольной схемы винты устанавливаются вдоль корпуса. У вертолета поперечной схемы винты размеща- ются по бокам корпуса. У вертолета соосной схемы вин- ты устанавливаются друг над другом. Наконец, у верто- лета одновинтовой схемы для уравновешивания реактив- ного момента от несущего винта имеется рулевой винт. Наша страна достигла значительных успехов в верто- летостроении. Серию замечательных вертолетов одновин- товой схемы создал конструкторский коллектив под ру- ководством М. Л. Миля: Ми-1, Ми-4, Ми-6, Ми-8 и др. ОКБ, возглавляемое другим известным советским конст- руктором Н. И. Камовым, создало ряд вертолетов со- осной схемы: Ка-10, Ка-15, Ка-18 и др. В Советском Союзе строились вертолеты и других схем. Вертолет Ми-1 имеет трехлопастный несущий винт и рулевой винт для парирования реактивного момента не- сущего винта, трехколесное шасси и кабину, где разме- щаются летчик и два пассажира. Управление вертолетом осуществляется путем изменения величины и направле- ния силы тяги несущего винта и тяги рулевого винта. На вертолете установлен поршневой двигатель воздушного охлаждения, имеющий взлетную мощность 575 л. с. Вертолет Ми-4 по схеме сходен с вертолетом Ми-1, но по размерам значительно превосходит его. Он пред- 241 16 Д. Н. Пономарев
назначен для транспортировки различных грузов общим весом до 1200 кГ в нормальном варианте и до 1600 кГ в перегрузочном. На вертолете установлен поршневой дви- гатель воздушного охлаждения АШ-82В мощностью 1700 л. с. Грузовая кабина вертолета оборудована сиденьями для десантников и специальным люком, позво- ляющим погрузить внутрь фюзеляжа автомобиль. Стати- ческий потолок вертолета равен 2000 м, динамиче- ский— 5650 м при дальности полета 466 км. Вертоле- ты Ми-4 выпускаются в транспортном, пассажирском, са- нитарном и сельскохозяйственном вариантах, а также с поплавковыми шасси. Вертолет Ми-6 по грузоподъемности, мощности двигателей, размерам и летно-техническим данным пре- восходит аппараты этого типа во всех странах. Его взлетный вес около 40 Г, максимальная полезная нагруз- ка 12 Т. На вертолете Ми-6 имеется крыло, управляемое в полете. Угол установки крыла связан с изменением шага лопастей несущего винта. Наличие крыла позво- ляет несколько разгрузить несущий винт путем передачи части нагрузки на крыло. На вертолете установлены два турбовинтовых двигателя. Вертолет Ми-6 может перево- зить 70—80 человек, он может также транспортировать различную военную технику (рис. 113). Вторым «поколением» вертолетов ОКБ М. Л. Миля является Ми-8 с двумя турбовинтовыми двигателями (рис. 114). В пассажирском варианте он берет на борт 25 пассажиров. На смену вертолету Ми-1 пришел верто- лет Ми-2, снабженный двумя турбовинтовыми двигате- лями; он может принимать на борт до 8 пассажиров. На базе вертолета Ми-6 создан вертолет-кран В-10, который может транспортировать по воздуху весьма значитель- ные по габаритам грузы (рис. 115). Перевозка грузов осуществляется на наружной подвеске. Значительных успехов в вертолетостроении достигли и передовые в техническом отношении капиталистические страны, особенно США. Вертолеты, созданные в этих странах, имеют большую энерговооруженность, что по- зволяет. увеличивать их максимальные и крейсерские скорости и .статический потолок. На многих вертолетах (и не только тяжелых) устанавливается по два двигате- ля, что обеспечивает возможность полета на режиме ви- сения при отказе одного из них. 242
Рис. 113. Вертолет Ми-6 Использование вертолета для транспортировки десанта и военной техники Рис. 114. Вертолет Ми-8 16* 243
Рис. 115. Вертолет-кран В-10 с автобусом на наружной подвеске В последние годы за рубежом большое внимание ста- ли уделять применению вертолетов в военном деле, для чего они соответствующим образом вооружаются. Наиболее распространенным многоцелевым армей- ским вертолетом США является вертолет «Ирокез», представляющий собой десятиместный аппарат (рис. 116). В кабине также могут быть размещены грузы весом до 1360 кГ. Вертолет выполнен по одновинтовой схеме. Шасси — лыжное, с амортизатором. Для передвижения по земле на лыжи устанавливаются колеса. Два топлив- ных бака общей емкостью 625 л расположены за каби- Рис. 116. Вертолет «Ирокез; 244
ной, в которой размещаются два члена экипажа. Воору- жение вертолета состоит из двух турельных установок спаренных пулеметов калибра 7,62 мм или шести проти- вотанковых управляемых ракет. На вертолете установ- лен турбовинтовой двигатель мощностью 1000 л. с. Рис. 117. Вертолет «Хьюкобра» Взлетный вес вертолета до 4300 кГ, максимальная скорость полета 220 км/час, дальность полета до 500 км. Модификацией вертолета «Ирокез» является верто- лет «Хьюкобра» (рис. 117). Он имеет узкий фюзе- ляж обтекаемой формы с двухместной кабиной. Сиденья стрелка и летчика расположены одно за другим. В каби- не летчика, размещенной сзади кабины стрелка, имеются обычные органы управления, навигационное и связное оборудование. В кабине стрелка установлен прицел руч- ного управления. Предусмотрено бронирование сидений и топливной системы двигателя. Вооружение вертолета «Хьюкобра» состоит из пулеметов калибра 7,62 мм или гранатомета калибра 40 мм. Для разгрузки несущего винта вертолет имеет крыло. На нижней его поверхности установлены четыре узла подвески вооружения, на которые могут быть подвеше- ны контейнеры с неуправляемыми реактивными снаряда- ми калибра 76 мм. Вертолет снабжен турбовинтовым двигателем мощностью 1400 л. с.; топливные баки ем- 245
костью 740 л протестированные. Нормальный взлетный вес вертолета 4310 кГ. Максимальная скорость в гори- зонтальном полете 320 км/час. Французским боевым вертолетом является верто- лет SA.340 (рис. 118). Его экипаж состоит из одного летчика. Вертолет снабжен несущим винтом с лопастями из текстолита, который приводится ТВД, имеющим взлет- ную мощность 530 л. с. Нормальный взлетный вес верто- лета 1500 кГ. В его кабине размещается пять человек, включая летчика. Особенностью вертолета является ис- пользование многолопастного вентилятора, установлен- ного в кольцевом канале на вертикальном оперении, для парирования реактивного крутящего момента. В вариан- те для разведки и тактического наблюдения вертолет имеет продолжительность полеГа 3 час. В санитарном ва- рианте вертолета в кабине размещается раненый на но- силках с сопровождающим санитаром. Другим французским военным вертолетом является вертолет SA.330. Он предназначается для выполнения различных оперативно-тактических задач. Его компоно- вочная схема приведена на рис. 119. 246
3 Рис. 118. Компоновочная схема вертолета SA.330: 1— отсек радиооборудования; 2 — ручка управления; 3 — тяги управления; 4 — сектор газа; 5 — воздухозаборники маслорадиаторов; б — воздухозаборники двигателей; 7 — маслорадиатор; 8 — маслобак; 9 — смесительное’ устройсюо проводки управления тагом несущего винта; 10 — ТВД мощностью 1300 л. с. (на вертолете установлено два двигателя); 11- противопожарная перегородка; 12— корпус главного редуктора: 13 — вращающееся кольцо автомата перекоса; 14 —- невращающееся кольцо автомата перекоса; 15—втулка несущего вшпа; 16— тяги управления шагом несущего винта; 17 — тяга управления автоматом перекоса: 18— качалка сервоуправления; 19 — гид- равлический цилиндр сервоуправлення; 20— маслорадиатор главного редуктора; 21 - опора крепления главного редуктора; 22 — сдвигающийся обтекатель; 23 — вал при- вода рулевого винта; 21 --опорные подшипники; 25 — ролики проводки управления рулевым винтом; 26 — промежуточный редуктор; 27 — ролик и трос проводки управле- ния рулевым винтом; 28 — лопасти рулевого винта; 29 — тяга управления шагом рулевого винта; 30 — втулка рулевого винта; 31 — редуктор рулевого винта; <32 — АНО; 33 — сервоуправление рулевого винта; 34 — тяга сервоуправления рулевым винтом; 35 — стабилизатор; 36 — хчасток проводки управления рулевым винтом; <37 — промежу- точный вал привода рулевого винта; 38 — лопасть несущего винта; 39 — лонжерон лопасти несущего винта; 40-—задний люк; 41 — баллон огнетушителя; 42— маслобак главного редуктора; 43— цилиндр хборки главных стоек шасси; 44 — главная стойка шассн; 45 — гидравлический двигатель шасси: 46—гидравлический дисковый тормоз; 47 — ось поворота главных стоек шасси; 48 — проводка системы смазки главного редуктора; 49 — подножка; 50 — проводка управления шагом несущего винта; 5/— узел крепления двигателя; 52 — топливопровод; 53 — топливные баки; 54 — трубопровод; 55 — люк; 56 — штепсельный разъем аэродромного источника питания; 57 — рычаг управления общим шагом; 58 — цилиндр уборки передней стойки шасси; 59— передняя стойка шасси; 60 — выдвижная фара; 61—рычаг педалей управления Зак. 191 (к стр. 247)

Основным военно-транспортным вертолетом армии США является вертолет «Чинук» (рис. 120). Фюзе- ляж его цельнометаллический типа полумонокок. Ниж- няя часть фюзеляжа герметизирована для обеспечения плавучести при посадке на воду. В кабине экипажа раз- мещаются два летчика и командир десантников. В полу грузовой кабины предусмотрены узлы крепления грузов. Задняя погрузочная рампа может опускаться полностью или частично для сбрасывания грузов в полете. Несущие винты вертолета с цельнометаллическими лопастями складывающиеся. На вертолете установлено два турбовинтовых двигателя мощностью около 2500 л. с. каждый; они размещены в отдельных гондолах и имеют осевые воздухозаборники. Шасси вертолета неубираю- щееся, имеет четыре стойки со сдвоенными колесами. Топливная система включает два протектированных бака общей емкостью 2350 л, размещенные в обтекателях по бокам фюзеляжа. Вертолет «Чинук» используется для поддержки на- земных войск. Его вооружение состоит из гранатомета, пяти пулеметов калибра 7,62 мм на турельных установ- ках и двух пушек калибра 20 мм или пулеметов калибра 7,62 мм, установленных в боковых пилонах. Возможна установка двух контейнеров, содержащих реактивные снаряды калибра 70 мм. Взлетный вес вертолета около 15 Т (вес вертолетов последующих модификаций может достигать 20 Т), мак- симальная скорость около 270 км!час, статический пото- лок до 2500 м, радиус действия до 185 км. На иностранных авиационных выставках широко рек- ламируются также вертолеты с подвеской под фюзеляж торпед для борьбы с подводными лодками противника. Малая скорость вертолета, однако, ограничивает воз- можности его применения, поэтому в последние годы рассматриваются проекты скоростных вертолетов. Полагают, что путем частичной или полной разгрузки несущего винта поступательная скорость вертолета мо- жет быть увеличена до 550 км!час и более. Были пред- ложены различные способы частичной разгрузки несу- щего винта. Один из них заключается в применении на вертолете крыла (как, например, на вертолете «Хьюкоб- ра»). Однако при таком методе увеличения подъемной силы на 20% скорость возросла всего на 10%, что, види- 247
мо, не оправдывает огромных затрат на такую модифи- кацию. Следует все же сказать, что применение на вер- толете крыла дает возможность увеличить его боевые возможности за счет подвески под крыло оружия. Важ- ным преимуществом крыла является то, что оно допус- кает более высокие коэффициенты перегрузки и увели- чивает маневренность вертолета. Рис. 120. Вертолет «Чинук» Имеется ряд других проектов скоростных вертолетов. В одном из проектов предлагается несущий винт во вре- мя полета на максимальной скорости «запирать». Несу- щий винт складывается для обеспечения небольшого ло- бового -сопротивления и в этом положении закрепляется («запирается»). «Запирание» винта может производить- ся на средних скоростях и даже на скоростях, более низ- ких, чем у существующих вертолетов. В другом проекте предлагается две противоположно вращающиеся лопасти винта «превращать» в крылья: Механизм, который будет «превращать» в крылья ло- пасти винтов, намечается использовать для управления вертолетом по крену в горизонтальном полете и для уп- равления вращающимися лопастями во время висения вертолета. В третьем проекте предлагается убирать несущий винт в конструкцию вертолета. Он будет использоваться только при взлете и посадке.
В иностранной литературе, посвященной развитию вертолетов, делается предположение, что для достиже- ния больших скоростей (свыше 500 км!час) лучшими будут вертолеты такой конструкции: с убирающимся не- сущим винтом, с наклоняемым несущим винтом, с оста- навливаемым несущим винтом, и особенно с дельта-кры- лом. При взлетном весе вертолета около 25 Т для поле- та на расстояния 1000 и 1500 км дельта-крыло будет иметь определенное преимущество. При более высоких взлетных весах лучшим будет вертолет с поворотными винтами с низкой удельной нагрузкой на крыло или вер- толет с убирающимся несущим винтом. Однако некоторые авиационные специалисты полага- ют, что комбинированный вертолет, хотя и имеет лучшие характеристики, особенно более высокую скорость, чем обычный современный типовой вертолет, все же не дает каких-либо существенных преимуществ, потому что от- носительная боевая эффективность при одинаковой стои- мости у комбинированного вертолета хуже, чем у обыч- ного.
Глава 6 САМОЛЕТЫ ВОЕННО-ТРАНСПОРТНОЙ И ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ САМОЛЕТЫ ВОЕННО-ТРАНСПОРТНОЙ АВИАЦИИ Основными отечественными самолетами военно-транс- портной авиации являются широко известные самолеты Ан-12 и Ан-8. На международных выставках и на параде в Домодедово в 1967 г. был продемонстрирован гигант- ский транспортный самолет Ан-22 — «Антей» (рис. 121). Рис. 121. Самолет Ан-22 Его длина 55,5 м, размеры кабины 33X4,4X4,4 м. Шас- си самолета имеет 14 колес: два на передней тележке и по шесть пар на тележках основных ног. На самолете установлено четыре турбовинтовых двигателя мощно- стью по 15 000 л. с. Взлетный вес его 250 Т, максималь- ный радиус действия с нагрузкой 45 Т равен 11 000 км, 250
максимальная скорость полета 740 км!час. Самолет мо- жет перевозить на дальность до 5000 км груз весом 80 Т. Хорошие взлетно-посадочные качества самолета позво- ляют эксплуатировать его на неподготовленных аэродро- мах. Самолет Ан-22 снабжен системой погрузки и раз- грузки перевозимых грузов, имеет электрический трей- лер. Основным американским военно-транспортным само- летом является самолет С-141 (рис. 122), имеющий Рис. 122. Американский военно-транспортный самолет С-141 взлетный вес около 150 Г и дальность полета от 5000 до 10 000 км в зависимости от количества перевозимого груза. Крейсерская скорость самолета 850—900 км!час, силовая установка состоит из четырех турбовентилятор- ных двигателей со взлетной тягой до 9500 кГ каждый. Грузовая кабина самолета имеет размеры 23X3,12х Х2,77 м. В странах НАТО имеются и другие военно-транспорт- ные самолеты. В США также уделяется значительное внимание соз- данию стратегических военно-транспортных самолетов. К их числу относится самолет С-5А (рис. 123). Самолет С-5А предназначен для перевозки грузов большого веса и большого объема на межконтиненталь- ные дальности. Согласно тактико-техническим требова- ниям этот самолет должен иметь следующие данные: взлетный вес 325—350 Т при максимальном весе полез- ной нагрузки 120 Г; диапазон скоростей от 280 до 870 км!час\ высота полета примерно 9000 м\ максималь- ная дальность полета 10 000 км при полезной нагрузке, 251
равной 51 Т\ перегоночная дальность до 13400 км. На самолете установлены четыре турбовентиляторных дви- гателя тягой до 20 Т каждый. Фирма, разработавшая самолет, предлагает пять вариантов его. 1. Самолет — воздушный командный пост управле- ния. В этом варианте в крыле самолета должны быть Рис. 123. Самолет С-5А установлены три дополнительных бака, что даст воз- можность самолету находиться в воздухе в течение 20 час без дополнительной заправки топливом в полете. 2. Самолет — носитель стратегических ракет. Пред- лагаются различные методы запуска ракет: из верти- кальных пусковых труб, установленных в фюзеляже; из пусковых отсеков (вниз); с наружных подвесок при ата- ках с малых высот (сбрасывание ракет). 3. Транспортный самолет с ядерной силовой установ- кой. Ядерный реактор намечается устанавливать в цен- тральном отсеке фюзеляжа (длина его 10,6 .м); перево- зимые грузы будут размещаться в отсеке перед реакто- ром (длина 18 м) ив отсеке в хвостовой части самолета (длина отсека 15,5 м). 4. Самолет-бомбардировщик для локальных войн, который мог бы выполнять задания, подобные заданиям, выполняемым стратегическим бомбардировщиком В-52. Он может нести 288 бомб весом по 340 кГ и сбрасывать 48 бомб одновременно. 252
5. Самолет-заправщик с уменьшенной длиной и диа- метром фюзеляжа по сравнению с самолетом С-5А, но с крылом и оперением, как у него. Министерством обороны США предъявлены жесткие требования к объему грузовой кабины самолета С-5А. В частности, самолет должен перевозить грузы большого веса и объема, например, два танка М-60, каждый ве- сом более чем 45 Т, два вертолета «Чинук» или два бро- нетранспортера, расположенные рядом. В двух отсеках верхней палубы должно быть размещено 95 мест для двух экипажей по шесть человек (два летчика, бортин- женер, штурман, оператор погрузочно-разгрузочной си- стемы и наблюдатель за задней сферой), операторов оборудования и команды боевого охранения полевых аэродромов. Пневматики колес будут выполнены с частичным по- нижением и повышением в них давления, что позволит уменьшить размеры отсеков шасси. В последнее время, судя по сообщениям иностранной печати, возобновляется программа создания самолета с ядерной силовой установкой. В одном из американских авиационных журналов говорится следующее: «В пяти- десятых годах все наши усилия были направлены на разработку бомбардировщика с ядерной силовой уста- новкой, но мы бесконечно осложнили задачу, пытаясь выжать из ядерной силовой установки то, что ей не при- суще. Однако за последние 10 лет возможности науки и производства резко шагнули вперед, появились новые материалы, существенно расширились наши знания о ядерной энергии и ядерных силовых установках. Все но- вое, что появилось в перечисленных областях науки и техники, представляется возможным применить прежде всего при создании крупных транспортных самолетов». Имеется упоминание и о том, что программа работ над атомным бомбардировщиком имела два основных недостатка. Во-первых, хотели создать бомбардировщик весом до 227 Т с ядерной силовой установкой. Во-вто- рых, требовалось, чтобы этот бомбардировщик летал на сверхзвуковых скоростях. Это, как полагают некоторые американские авиационные специалисты, было не только ошибочным, но и пагубным для всей программы. Выска- зывается мнение, что ядерными силовыми установками рационально оснащать самолеты, взлетный вес которых 253
приближается к 450 Т. Более того, отмечается, что наи- более полно преимущества ядерных двигателей выяв- ляются на самолетах, имеющих вес до 500 Т. Авиацион- ные специалисты пришли также к выводу, что самолеты с ядерными двигателями должны быть дозвуковыми. В американской печати сообщается, что фирма «Лок- хид» работает над созданием силовой установки для больших самолетов и что эти работы запланированы как продолжение программы создания самолета С-5А. Эта программа предполагает разработку обычных пер- спективных силовых установок и ядерных силовых уста- новок. В печати говорится о том, что за период, прошед- ший после свертывания программы работ по атомному бомбардировщику, были достигнуты некоторые успехи в повышении эффективности ядерных реакторов, умень- шении их объема и т. д. При всем этом специалисты фирмы «Локхид» считают, что важнейшим моментом, влияющим на возобновление работ по созданию ядерной силовой установки, все же является четкое выявление возможности размещения ее на борту самолета. Созда- ние самолетов-гигантов типа С-5А и «Боинг-747» позво- ляет разместить в них ядерную силовую установку. Проект фирмы «Локхид» предусматривает оснащение самолета в «атомном» варианте еще и четырьмя газо- турбинными авиационными двигателями. Они, по замыс- лу разработчиков самолета, будут работать только при взлете и посадке на обычном топливе. Ядерную силовую установку предполагается использовать только на дли- тельных установившихся режимах полета. Указывается, что наиболее трудно осуществимой частью программы создания ядерной силовой установки является выбор си- стемы «реактор — теплообменник». Технически сложным представляется решение проблем, связанных с выбором жидких теплоносителей (калий, литий или натрий). С большими трудностями связано также создание удо- влетворительно работающего насоса для прокачки жид- ких металлов в системе «реактор — теплообменник». В качестве теплоносителей кроме жидких металлов предлагается применять и инертные газы типа гелия. В экспериментальных ядерных установках для само- лета основными причинами выхода из строя реактора и системы теплообменников были процессы окисления, но при создании ядерных двигателей для космических аппа- 254
ратов с успехом стали применять жаропрочные металлы (такие, как молибден), с помощью которых удалось уве- личить сроки службы агрегатов и систем. Однако на ядерных силовых установках, которые предполагается использовать в атмосфере, эти металлы можно приме- нять только со специальными покрытиями. Системы, сконструированные с использованием этих металлов, можно поместить в атмосферу инертного газа. В зарубежной печати отмечается, что в процессе экс- плуатации ядерных силовых установок чрезвычайно сложной задачей будут ремонт, переборка и перезарядка ядерных реакторов. Предлагается экранированный реак- тор снимать с самолета и доставлять к месту переборки и заправки топливом, а запасный, заправленный реактор устанавливать на самолете, чтобы он не простаивал то время, которое затрачивается на ремонт и переборку реактора. Ремонт и переборка реактора будут осущест- вляться специальным персоналом, работающим с по- мощью манипуляторов в хорошо экранированных поме- щениях. Самой сложной частью программы разработки атом- ного самолета является создание биологически надеж- ной защиты экипажа и обслуживающего инженерно- технического состава от воздействия проникающей ра- диации. На больших самолетах эту задачу решить про- ще, так как можно применить более мощные экраны. Предполагают даже, что можно окружить реактор сплошным неразрушающимся экраном. При первой разработке проекта атомного американ- ского бомбардировщика конструкторы остановились на методе «теневой» защиты — экранирование реактора с помощью «разнесенных» масс. При такой схеме защиты экраны устанавливаются частично вокруг реактора и частично экранируется кабина членов экипажа. Но в этом случае весь самолет, кроме кабины экипажа, по- падает под воздействие заметных доз радиации. Есте- ственно, что такой самолет представлял бы собой серьез- ную опасность для экипажа и обслуживающего инже- нерно-технического состава. При сплошном экранировании реактора безопасность экипажа и обслуживающего состава значительно повы- шается. В печати отмечается, что сплошная экраниров- ка уцелеет и после аварии. При такой экранировке ра- 255
диоактивной может оказаться лишь зона самого реак- тора, а остальной самолет остается «чистым». Работу по созданию действующей ядерной силовой установки мыслится начать со статических наземных испытаний системы «реактор — теплообменник». Затем будут проведены летные испытания ее на борту самоле- та С-5А. После их успешного завершения несколько а 6 б Рис. 124. Варианты самолета с ядерной силовой установкой: а — самолет обычной схемы с экранированным реактором в фюзеляже: б — самолет с реактором, расположенным над фюзеляжем; в — самолет двух- балочной схемы, обеспечивающей быстрый демонтаж реактора для техниче- ского обслуживания самолетов С-5А будет оснащено ядерными силовыми установками для летных испытаний на крейсерских ре- жимах. Если окажется, что ядерная силовая установка будет успешно работать на экспериментальных самоле- тах С-5А, то можно будет перейти к проектированию и строительству таких самолетов, которые бы уже с самого начала специально «предназначались» под ядерные си- ловые установки (рис. 124). В зарубежной печати высказывается мысль, что со временем появятся даже коммерческие транспортные самолеты с ядерными силовыми установками, которые будут эксплуатироваться на дальностях, не доступных для обычных самолетов. Рассматривая отдаленные перспективы развития авиации, иностранные специалисты предполагают, что 256
такие факторы, как загрязнение воздуха при использо- вании обычных топлив и истощение мировых запасов химических топлив, могут в значительной мере стимули- ровать переход к самолетам с ядерными силовыми уста- новками. Ядерная силовая установка со всеми сопутствующи- ми системами (защита, первичный и вторичный контуры теплоносителя), способная развить мощности, достаточ- ные для выполнения полета такого самолета, как С-5А, предположительно должна весить 90—130 Т, что соот- ветствует весу топлива, которое необходимо для полета самолета С-5А при стандартной полезной нагрузке (100 Т) на расстояние около 5500 км. При наличии на борту максимального количества топлива (145 Т) само- лет С-5А, оснащенный обычными двигателями, может доставить полезную нагрузку порядка 36 Т на расстоя- ние свыше 11 000 км. Самолет С-5А с ядерной силовой установкой мог бы перевозить полезную нагрузку от 34 до 45 Т без каких-либо ограничений, которые диктуются запасами топлива на борту. Будет ли самолет, оснащенный ядерной силовой уста- новкой, приемлемым по стоимости, точнее, эффективно- сти? Специалисты, проектирующие самолет С-5А, отве- чают на этот вопрос положительно. Они утверждают, что этот самолет сможет решать такие задачи, которые ни- какие другие самолеты решить не могут. Преимущества атомного самолета довольно ярко проявляются в тех случаях, когда выполнение задачи требует дальности полета без дозаправки примерно 5000 км. При необходи- мости полета без дозаправки на еще большие расстоя- ния такой самолет оказывается совершенно необходи- мым и заменить его попросту нечем. Если оценивать атомный самолет по критериям «дальность — полезная нагрузка», то он вообще не имеет равных себе. Практически неограниченная продолжительность по- лета подобного самолета еще повышается благодаря тому обстоятельству, что атомный самолет не имеет ограничений по скорости полета, кроме тех, которые определяются аэродинамикой планера. Такой самолет с одинаковым успехом может летать на скоростях от 240 до 870 км!час. Многие зарубежные авиационные специалисты ука- зывают, что самолет с ядерной силовой установкой, будь 17 А. Н. Пономарев 257
то приспособленный или специально созданный и, следо- вательно, оптимально спроектированный для ядерного варианта, является идеальной машиной для решения та- ких задач, как патрулирование и разведка, раннее обна- ружение, предупреждение и поиск и, наконец, перевозка грузов на большие или, точнее, дальние расстояния. Он может быть использован в качестве ракетоносца, кото- рый вооружается дальними ракетами класса «воздух — поверхность». В американской авиационной литературе делаются даже предположения, что этот самолет может выполнять боевые задачи в таком же плане, как атомные подвод- ные лодки, оснащенные ракетами «Поларис». Указы- вается (не без основания), что в отличие от подводных лодок атомные самолеты будут обладать большой мо- бильностью и гибкостью системы запуска ракет. САМОЛЕТЫ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ За последние годы огромные успехи достигнуты в развитии отечественного Гражданского воздушного фло- та, который, так же как и Военно-Воздушные Силы на- шей страны, вступил в качественно новый этап своего развития. Эра реактивной авиации в Гражданском воздушном флоте началась с 1956 г., когда на его линиях стали осу- ществляться регулярные полеты первого в мире пасса- жирского турбореактивного самолета Ту-104 конструк- ции А. Н. Туполева. Самолет оснащен двумя турбореак- тивными двигателями. Совершенное навигационное обо- рудование самолета позволяет выполнять полеты в сложных метеорологических условиях. Летно-технические характеристики самолета Ту-104 следующие: крейсерская скорость 800—850 км/час, даль- ность полета 3000 км, высота полета 9000—10000 м, максимальный взлетный вес 76 Т, количество пассажир- ских мест 70—100. Иностранные авиационные специалисты исключитель- но высоко оценили летные и эксплуатационные качества этого самолета. На Всемирной авиационной выставке, проходившей в Брюсселе в 1958 г., он был удостоен Зо- лотой медали. 258
Для обслуживания воздушных линий средней даль- ности в 1957 г. был создан самолет Ту-124, который по внешнему виду весьма сходен с самолетом Ту-104 и отличается от него лишь размерами и используемыми двигателями. На самолете установлено два мощных двухконтурных турбореактивных двигателя. Они эконо- мичнее турбореактивных, легче их и создают меньше шума в полете. Самолет Ту-124 оборудован современной пилотажно-навигационной аппаратурой. Крейсерская скорость его 800—850 км/час, дальность полета 2100— 2300 км, высота полета 9000—10 000 м, максимальный взлетный вес 36—38 Т. Самолет рассчитан на перевозку 44—56 пассажиров. Крупнейшим советским пассажирским самолетом яв- ляется лайнер Ту-114 с четырьмя турбовинтовыми двига- телями. Этот воздушный гигант неоднократно прославлял нашу Родину, демонстрируя всему миру высокий уровень развития советской авиационной техники. В 1959 г. на нем за 11 часов был совершен беспосадочный перелег из Москвы в Вашингтон. Ему, так же как и самолету Ту-104, была присуждена в 1958 г. Золотая медаль Все- мирной выставки. Самолет имеет двухэтажный фюзе- ляж. На первом этаже находятся помещения для бага- жа и кухня, на втором — пассажирские салоны и буфет. Крейсерская скорость самолета 750—800 км/час, даль- ность полета 10000 км, высота полета 9000—10000 м, максимальный взлетный вес 171 Т. Количество пасса- жирских мест 170—220. На воздушных линиях средней дальности эксплуати- руется также самолет Ту-134. Он оснащен двумя двух- контурными турбореактивными двигателями, более мощ- ными, чем установленные на самолете Ту-124. Двигате- ли размещены на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, что позволяет уменьшить шум в кабине. Самолет может совершать полеты с небольших аэродромов. Его летно- технические данные такие: крейсерская скорость 850— 920 км/час, максимальная дальность полета 3500 км, взлетный вес 40—44 Т. Самолет может перевозить 64— 72 пассажира (в одном из вариантов). В 1957 г. Гражданский воздушный флот получил тур- бовинтовой пассажирский самолет Ил-18, созданный конструкторским коллективом под руководством п* 259
С. В. Ильюшина, и турбовинтовой самолет Ан-10, разра- ботанный ОКБ, возглавляемым О. К. Антоновым. Эти самолеты в 1958 г. на Брюссельской выставке также были удостоены Золотой медали. Турбовинтовой лайнер Ил-18 на крупнейших внутри- союзных и международных линиях Аэрофлота занимает одно из ведущих мест. Из 80% авиаперевозок самолета- ми, на которых установлены газотурбинные двигатели, около половины приходится на долю Ил-18. Лайнер Рис. 125. Пассажирский самолет Ил-62 Ан-10 в основном летает на внутрисоюзных линиях. Крейсерская скорость самолета Ил-18 650 км/час, мак- симальная дальность полета 6500 км, высота полета 8000—9000 м, максимальный взлетный вес 61,5 Т. Коли- чество пассажирских мест 89—122. Самолет Ан-10 имеет следующие летные данные: крейсерская скорость 600— 660 км/час, дальность полета 3000 км, высота полета 8000—10 000 м, максимальный взлетный вес 54 Т\ может' перевозить 85—110 пассажиров. Для эксплуатации на местных воздушных линиях и линиях небольшой протяженности в 1959 г. бып создан самолет Ан-24. Самолет позволяет выполнять . илеты с грунтовых аэродромов. Его крейсерская скорость равна 450—500 км/час, дальность полета 2650 км, высота по- лета 6000—8000 м, максимальный взлетный вес 21 Т\ он может перевозить 44—50 пассажиров. Сравнительно недавно Гражданский воздушный флот начал эксплуатировать новый пассажирский самолет Ил-62 (рис. 125). Он предназначен в основном для поле- 260
тов на трансконтинентальных авиалиниях протяжен- ностью до 9000 км. На самолете установлено четыре двухконтурных турбореактивных двигателя в хвостовой части фюзеляжа. При таком расположении двигателей шума в пассажирской кабине при их работе почти не слышно. Самолет оснащен новейшими комплексами ра- дионавигационного и пилотажного оборудования. Его крейсерская скорость 850 км!час, максимальная даль- ность полета 9200 км, высота полета 10000—12 000 м, максимальный взлетный вес 157,5 Т, количество пасса- жирских мест 115—186. В ближайшее время на линиях Аэрофлота будет экс- плуатироваться новый пассажирский самолет Ту-154. Этот лайнер заменит самолеты Ту-104, Ан-10 и Ил-18 и будет наиболее рентабельным из всех самолетов Аэро- флота. Самолет рассчитан на перевозку 154—164 пасса- жиров. Его крейсерская скорость равна 900 км!час, а максимальная дальность полета (с дополнительным баком для топлива)—7000 км. Крейсерский полет бу- дет осуществляться на высоте 11 000—12 000 м. На са- молете в хвостовой части фюзеляжа установлены три двухконтурных турбореактивных двигателя с взлетной тягой по 9500 кГ. Комплекс оборудования самолета обеспечивает автоматическую навигацию, пилотирова- ние самолета и заход на посадку при минимуме види- мости. Самолет Ту-154 будет выпускаться также в грузовом варианте и перевозить до 30 Т грузов на расстояние 1700 км. Самолеты с поршневыми двигателями, находящиеся в эксплуатации на линиях небольшой протяженности, заменяются сейчас новым, турбореактивным самолетом Як-40 (рис. 126), созданным ОКБ под руководством А. С. Яковлева. Три турбореактивных двигателя на этом самолете расположены в задней части фюзеляжа (для уменьшения шума в пассажирской кабине). Тяга каж- дого двигателя 1500 кГ. В кабине самолета размещается 24 кресла в основном варианте и 31—в туристском. Самолет может совершать полеты с грунтовых аэродро- мов. Его разбег и пробег около 350 м. Максимальная скорость полета 700 км!час, дальность полета 600 — 2000 км. Взлетный вес самолета 13 150 кГ. 261
Рис. 126. Пассажирский самолет Як-40 Комплекс пилотажно-навигационного оборудования, установленного на самолете, обеспечивает полет в слож- ных условиях погоды как днем, так и ночью. Особое место в развитии отечественной гражданской авиации занимает самолет Ту-144 (рис. 127), проходя- Рис. 127. Сверхзвуковой пассажирский самолет Ту-144 щий в настоящее время летные испытания. Это пасса- жирский сверхзвуковой самолет. Его скорость равна 2500 км!час, высота полета 20 км. Максимальный взлет- ный вес самолета 130 Т. Расстояние от Москвы до Хаба- ровска он будет пролетать в два раза быстрее, чем Ту-114. 262
Оглядываясь назад на развитие отечественного пас- сажирского самолетостроения, можно с гордостью ска- зать, что за годы Советской власти сделано очень мно- гое: от первого самолета «Комта»1, имевшего скорость 135 км/час и рассчитанного на перевозку 12 пассажиров, до современных реактивных скоростных самолетов — та- ков путь советского пассажирского самолетостроения. Самолет «Комта> был построен в 1922 г.
Глава 7 ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТОВ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТОВ Совершенствование приборного оборудования само- летов, особенно военных, происходит довольно быстрыми темпами. Это объясняется рядом причин: повышением скорости самолета, необходимостью выполнения боевых заданий в любых метеорологических условиях, при по- лете на малой высоте и др. Приборное оборудование самолета можно разделить на две группы: источники информации (датчики) и ап- паратура для ее обработки. Датчики для измерения ве- личин, характеризующих процессы, которые происходят на самолете, были значительно усовершенствованы бла- годаря разработке управляемых ракет и телеметриче- ской аппаратуры. Для систем вооружения были созданы активные и пассивные датчики, работающие в широком диапазоне частот, позволяющие «видеть» окружающее пространство и обнаруживать самолеты и наземные объекты противника. В иностранной печати высказы- вается мнение о том, что в недалеком будущем в каче- стве датчиков будут использоваться лазерные устрой- ства, которые отличаются очень большой точностью при измерении расстояния. Аппаратура для обработки информации в последние годы также развивалась очень быстро, особенно после появления электронных цифровых вычислительных ма- шин (ЭЦВМ) и их микроминиатюризации. ЭЦВМ обла- 264
дают значительными преимуществами перед аналоговы- ми устройствами и позволяют автоматически выполнять в полете сложные вычисления с контролем и хранением информации. В принципе можно снабжать экипаж самолета ин- формацией в большем объеме, однако все серьезнее ста- новится проблема подачи этой информации на прибор- ную доску из-за того, что объем кабины экипажа ограни- чен. Часть информации необходима в течение всего полета, другая — только в течение очень небольшого времени. В связи с этим встает вопрос о применении одного демонстрацион- ного прибора для вы- полнения (нескольких функций. В качестве такого прибора ино- странными специали- стами предлагается ис- пользовать лобовое стекло для индикации 180- ИО- 60 2 4 вероятность сохранения самоле- та (произвольные единицы) Рис. 128. Влияние высоты полета са- молета на вероятность поражения его средствами ПВО данных, необходимых летчику. За рубежом имеются уже выпол- ненные системы инфор- мации, в которых использовано лобовое стекло. Зару- бежные авиационные специалисты предлагают также весь объем информации сконцентрировать на телевизи- онном экране, который располагается перед летчиком. Для преодоления противовоздушной обороны против- ника многие современные самолеты снабжаются таким оборудованием, которое обеспечивает полеты в режиме следования рельефу местности. Чем ниже летит самолет, тем позже он может быть обнаружен системой ПВО, тем, следовательно, успешнее экипаж самолета выпол- нит боевое задание. Влияние высоты полета самолета на вероятность поражения его средствами ПВО показано на рис. 128. В иностранной печати говорится о том, что уменьшение времени обнаружения, достигаемое за счет снижения высоты до нескольких десятков метров, можег 265
быть значительнее, чем при увеличении скорости полета вплоть до величин, даже несколько превышающих ско- рость звука. Без специальной аппаратуры летчик может вести самолет с большой скоростью на малой высоте только тогда, когда видимость превышает 10 км и продолжи- тельность полета небольшая. Если же время полета ве- лико и видимость плохая, то для безопасного полета на малых высотах необходимы автоматическая система управления и радиолокатор. тиииникитир ска- Траектория пирует в горизон- полета тальной плоскости Информация, выда- ваемая радиолока- тором, позволяет самолету обойти возвышенности Рис. 129. Способ полета с обходом препят- ствий Существуют два основных способа полета на малых .высотах: повторение рельефа местности и обход препят- ствий. В системах, которые обеспечивают полет по способу обхода препятствий (рис. 129), имеется радиолокатор, выдающий информацию о расстоянии до ближайших препятствий на заданной высоте в зависимости от ази- мута. Это позволяет летчику совершать горизонтальный маневр и выбирать маршрут, обеспечивающий макси- мальное «экранирование» (например, вдоль неглубокой долины, как это показано на рис. 129). Однако при та- ком способе полета трудно обеспечить очень малую вы- соту полета. В системах, которые обеспечивают полет по способу повторения рельефа местности, луч радиолокатора все- гда направлен в горизонтальной плоскости по курсу и 266
сканирует в вертикальной плоскости. Необходимая для летчика информация поступает на приборы. Пользуясь ею, летчик управляет самолетом. Информация может подаваться непосредственно в автопилот; летчик в этом случае лишь контролирует его работу. Усовершенство- ванная система этого типа может не только вести само- лет по прямой, но и менять курс. На рис. 130 показан мтенна радиолокатора несканирующая Зона возможного обнаружения Выработка сигнала о препятствии пе- ред самолетом а Следование рельесру Рис. 130. Уменьшение высоты полета само- лета в режиме следования рельефу мест- ности: а — полет от «вершины» к «вершине»; б — полет по способу повторения рельефа местности полет самолета по способу от «вершины» к «вершине» и по способу следования рельефу местности. Полет по способу следования рельефу местности имеет преимуще- ство перед способом полета от «вершины» к «вершине», так как выполняется на меньших высотах, что дает воз- можность более успешно преодолеть систему ПВО про- тивника. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ В настоящее время широкое применение на самоле- тах находят системы управления полетом с силовыми приводами и автопилотом. Одной из основных причин установки на самолете силовых приводов является то, что система управления 267
с ними совместно с автопилотом может несравненно бы- стрее любого летчика реагировать на внешние возмуще- ния и осуществлять стабилизацию полета. Другой при- чиной является снижение усилий управления при повы- шении скорости полета современных самолетов. Первые системы управления с силовыми приводами были выполнены с так называемыми обратимыми гидра- влическими усилителями1. Устанавливались они на ско- ростных самолетах только для снижения усилий управ- ления рулевыми поверхностями, поскольку сил летчика для этого уже не хватало. В этом случае летчик по-прежнему непосредственно связан с управлением и чувствует его, а силовой привод создает примерно 90% потребного для управления самолетом усилия. Этому «чувству управления» конструкторы придавали большое значение. Однако такая система управления вызывает большие трудности. В чем они заключаются? Силы, дей- ствующие на поверхность управления, изменяются про- порционально квадрату воздушной скорости. При не- большой скорости полета усилия управления очень малы и равны величине статического трения в элементах си- стемы. В этом случае особенно необходимо иметь хоро- шее управление и чувствовать поведение самолета. Но обеспечение соответствующих усилий управления на ма- лых скоростях полета вызывает неприемлемое увеличе- ние усилий управления на больших скоростях. Так, если усилие управления при скорости 240 км/час равно 9 кГ, то при скорости 724 км/час оно достигает 82 кГ. Вторым этапом в развитии систем управления явил- ся отказ от обеспечения «чувства управления» рулевыми поверхностями и управление ими с помощью необрати- мых гидравлических усилителей. Ручка управления са- молетом и педали летчика «связывались» с пружинными автоматами загрузки, создающими необходимые измене- ния усилий. Это упрощенное искусственное «чувство управления» при полном отклонении ручки требовало одинакового усилия на всех скоростях полета. Однако подобное управление при больших индикаторных скоро- стях могло привести к поломке самолета. Поэтому появилась необходимость в таком управле- нии, которое зависело бы от индикаторной воздушной Гидроусилитель называют также бустером 268
4 Рис. 131. Система управления / — тяга продольного управления в передней кабине; 2 —ручка управления в передней кабине; <?—горизонтальная тяга продольного управления; 4, 7, 10, 38, 40 — качалки продольного управле- ния; 5 — механизм загрузки в системе продольного управления; 6— вал педалей управления в зад- ней кабине; 8 — ручка управления в задней кабине; 9 — наклонная тяга продольного управления; // — общий узел продольного, поперечного и путевого управления; /2 — гидромотор привода пред- крылка; 13 — подшипники вала предкрылка; 14 — вал предкрылка; /5 — направляющая предкрыл- ка; 16— корневой винтовой подъемник; 17 — средняя направляющая предкрылка; 18 — концевой винтовой подъемник; 19—концевая направляющая; 20— качалка поворота концевой секции интер- цептора; 2/— тяга, соединяющая секции интерцептора; 22— качалка поворота корневой секции интерцептора; 23 — тяга корневой секции интерцептора; 24 — тяга концевой секции интерцептора; 25 — сервопривод интерцептора; 26, 31, 66, 76 — тяга поперечного управления; 27 — точка крепления сервопривода к крылу; 28 — корневая секция интерцептора; 29 — концевая секция интерцептора; 30 — проводка управления интерцептором; 32 — цилиндр механизма загрузки; 33 — пружинный ме- ханизм загрузки; 34 — узел управления интерцепторами; 35 — предкрылок; 36 — проводка управ- ления предкрылками; 37 — тяга синхронизации предкрылков; 39 — качалка путевого управления; самолетом-истребителем: 41 — общий узел продольного и путевого управления; 42 — тяга продольного управления; 43, 48, 67, 75 -- тяга путевого управления; 44 — руль направления; 45—сервопривод руля направления; 46 — качалка руля направления; 47 — тяга; 49 — механизм включения золотников сервопривода; 50 — рычаг поворота руля направления; 5/— вал руля направления; 52 — точка крепления серво- привода к каркасу фюзеляжа; 53 — рычаг поворота стабилизатора; 54 — сервопривод стабилиза- тора; 55 — качалка; 56 — цельноповоротный стабилизатор; 57— точки крепления к фюзеляжу; 58 — поперечная тяга продольного управления; 59— механизм совместного управления рысканием н тангажом (в отдельных случаях); 60 — тяга продольного управления; 6/— многозвенный меха- низм; 62 — цилиндр дифференциального управления двумя половинами стабилизатора; 63 — меха- низм отключения дифференциального управления; 64 — механизм включения сервопривода; 65 , 68, 74 — качалки путевого и поперечного управления; 69 — проводка поперечного управления в задней кабине; 70 — качалка поперечного управления; 71 — пружинный механизм загрузки путевого управ- ления; 72 — цилиндр механизма загрузки; 73, 79 — качалки путевого управления; 77 — качалка попе- речного управления в передней кабине; 78 — проводка поперечного управления в передней кабине; 80 — вал педалей управления в передней кабине; 81 — педали управления в передней кабине (в задней не показаны) Зак. 191 (к стр. 269)

скорости или от скоростного напора. Такая зависимость управления обеспечивает изменение сопротивления от- клонению органов управления летчика пропорционально Квадрату воздушной скорости. Это выполняется с по- мощью специального механизма, включенного в провод- ку управления, а иногда путем изменения передаточного отношения между органами управления летчика и сило- выми приводами. На многих самолетах механизмы изменения переда- точного отношения управляются летчиком. Такие меха- низмы обычно не только изменяют усилия при управле- нии рулевыми поверхностями, но и ограничивают угол их отклонения. Это особенно важно при продольном управлении из-за опасности превышения летчиком огра- ничений по перегрузке и повреждения самолета во время резких маневров в вертикальной плоскости. Вначале создавались системы с приводом поверхно- стей управления с одним гидравлическим силовым ци- линдром. Так как при выходе из строя силового цилинд- ра такая система могла оказаться неработоспособной, то предусматривалась возможность перехода на ручное управление. Однако подобное решение управления руле- выми поверхностями приводит к значительному утяже- лению и усложнению системы управления. Поэтому в дальнейшем отказались от ручного управления и стали дублировать не только силовые приводы, но и в целом гидросистемы. В этом случае гидравлические силовые приводы обеспечиваются во время работы одновременно обеими гидросистемами. При отказе одной гидросистемы другая работающая гидросистема снабжает гидравличе- ской энергией все потребители. Дублирование силовых приводов и гидросистем в очень большой степени повы- шает безопасность полета самолета. Дублирование не привело к увеличению веса системы управления. Вес системы удалось даже снизить за счет того, что из нее были исключены элементы, обеспечиваю- щие переход на ручное управление, а также за счет по- вышения рабочего давления жидкости до 250 и даже 280 кГ/см2 вместо 100—175 кГ/см2 в системах, ранее применявшихся. Повышение давления уменьшает не столько вес системы, сколько размеры ее агрегатов. На рисунке 131 приведена система управления одно го из иностранных военных самолетов. 269
Автопилот в системе управления самолетом начал^ применять в середине 50-х годов. Вызвано это было тем] что управление самолетом во время длительного полета сильно утомляло летчика. / Вначале автоматическую стабилизацию полета стали применять в канале руля направления в качестве демг- фера рыскания, затем ее ввели в канал тангажа, а в по- следующем — во все три канала. I При создании гидравлических схем силовых приводов конструкторы особое внимание обращают на возмож- ность регулировки точности их хода, чтобы снизить до минимума погрешность управления. В механических со- единениях почти всегда имеются зазоры, а протяжен- ность проводки управления от кабины летчиков до необ- ратимого силового привода иногда весьма велика. Как указывается в иностранной печати, на американском сверхзвуковом пассажирском самолете она будет равна 90 м. Поэтому необходимо, чтобы быстро реагирующая система автоматической стабилизации полета управляла рулевой поверхностью через силовой привод с минималь- ной потерей перемещения. Для этого устройство, чув- ствительное к скоростному напору, помещают непосред- ственно на необратимый силовой привод, используя его ось вращения как жесткую точку опоры и обеспечивая таким образом условия автостабилизации. На самолетах-истребителях для обеспечения надеж- ности управления обычно применяются две гидросисте- мы. На ряде пассажирских ” транспортных самолетов устанавливаются три гидросистемы. В частности, на английском пассажирском самолете «Трайдент» была принята схема с тремя гидросистемами. Выход из строя любой системы немедленно обнаруживается, а сама си- стема отключается. Этот самолет может успешно закон- чить полет с двумя вышедшими из строя гидросистема- ми. На другом английском самолете VC-10 поверхности управления полетом разделены на две-три секции с не- зависимыми приводами. Следует заметить, что конструк- торы самолетов не отказались полностью и от ручного управления рулевыми поверхностями. Так, на американ- ском самолете «Боинг-707» секции поверхностей управ- ления могут управляться не только гидравлическими приводами, но еще и с помощью ручного управления. На сверхзвуковых военных самолетах введение усо- 270
зершенствованных конструктивных схем управления ру- левыми поверхностями не ухудшило характеристик уп- равления благодаря применению управляемого стабили- затора или горизонтальных поверхностей управления в «новом качестве». Для создания момента тангажа пра- вая и левая панели горизонтальных поверхностей управ- ления отклоняются синхронно, а для создания момента крена — дифференциально. Момент крыла можно также срздать, используя несимметричное отклонение интер- цепторов для уменьшения подъемной силы на одной из консолей крыла. При совершенствовании систем управления рулевыми поверхностями возникла такая идея: нельзя ли преобра- зовать механическую команду в электрический сигнал? Применение полностью электрического дистанционного управления облегчает прокладку проводки управления и избавляет систему управления от влияния недостаточ- ной жесткости самолета. На больших сверхзвуковых самолетах такая система управления позволяет избе- жать серьезного недостатка, возникающего в результа- те действия высоких температур от кинетического на- грева и заключающегося в том, что относительная дли- на проводки управления и планера самолета изменяется неодинаково. Электрическое дистанционное управление применя- лось и раньше в системах автостабилизации полета, но для передачи команд в основной системе управления его впервые предполагается использовать на пасса- жирском сверхзвуковом самолете «Конкорд», который построен совместно английскими и французскими фирмами. Иностранные авиационные специалисты не без осно- вания считают, что на военных самолетах нет необходи- мости дублировать электрическую схему передачи сиг- налов автостабилизации. При выходе из строя этой системы самолет просто продолжает полет без автостаби- лизации. Однако для передачи основных команд управ- ления полетом система передачи команд или сигналов должна, очевидно, иметь уровень безопасности (двойное или тройное резервирование), сравнимый с уровнем безопасности механической системы. Для обеспечения безопасности в системе управления должны быть преду- смотрены меры предупреждения возникновения сигна- 271
лов, вызывающих полное отклонение поверхности управ- ления в любом канале. Для пассажирских самолетов, очевидно, необходимг более совершенная система, в которой контур передач!: команд имел бы такую же степень надежности, как и система силовых приводов. Именно поэтому должна быть проведена большая работа по доводке электриче- ской системы передачи команд. И только после этог^о система может быть допущена к нормальной эксплуа- тации на пассажирских самолетах. В частности, на упо- мянутом выше самолете «Конкорд» предполагают при- менять при нормальном режиме систему электрического управления рулевыми поверхностями, в которой два не- зависимых электрических канала будут передавать команды электрическому каналу, встроенному в каждый сервопривод. В случае выхода электрической системы управления из строя управление самолетом будет обес- печиваться механической системой. При нормальном ре- жиме управление обеспечивается электрическим кана- лом. Если электрическая (или гидравлическая) система вышла из строя, то контрольная система выключает вто- рой электрический канал. Если и второй канал выйдет из строя, то контрольная система включит механическое управление. В указанной системе применены необрати- мые с двумя последовательно расположенными цилинд- рами гидравлические усилители. Каждый силовой ци- линдр сервопривода приводится в действие одной (из двух) независимой основной гидравлической системой. В аварийных случаях каждый цилиндр может питаться от резервной системы. Иностранные специалисты полагают, что для пере- хода на чисто электрическое управление необходима примерно трехгодичная программа исследований. Ука- зывается при этом, что • электрическая система легче механической и лучше поддается введению в нее слож- ных характеристик простым включением в систему микроэлектронных фильтров. Вместе с тем в электри- ческой системе имеется больше элементов, которые мо- гут выйти из строя, и уровень их надежности первона- чально будет значительно ниже, чем у механической си- стемы.
Глава 8 АВИАЦИОННЫЕ КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ. ПЕРСПЕКТИВЫ ИХ РАЗВИТИЯ На современных летательных аппаратах используют- ся различные конструкционные материалы: стали и спла- вы из них, алюминиевые и магниевые сплавы и т. д. Ста- ли применяются, как правило, легированные. В них со- держатся специальные, так называемые легирующие элементы, заметно изменяющие свойства основных ма- териалов. В буквенно-цифровой системе маркировки ста- лей легирующие элементы, введенные в сталь, обозна- чаются буквами (В — вольфрам, Г — марганец, Д — медь, К — кобальт, М — молибден, Н — никель, П — фосфор, С — кремний, Т — титан, Ф — ванадий, X — хром, Ю — алюминий). Из легирующих сталей наибольшее распространение в самолетостроении получили хромомарганцовокремни- стые стали (хромансили). Они имеют хорошие механи- ческие и технологические свойства. Из хромансиля ЗОХГСА1 изготовляются лонжероны, шпангоуты, детали шасси и другие ответственные детали самолета. Для изготовления других конструктивных элементов лета- тельных аппаратов применяются хромоникельвольфра- мовая сталь 18ХНВА, хромоникельмолибденовая сталь 40ХНМА, хромоникелевые стали 12ХНЗА и 12Х2Н4А, хромистые стали и др. 1 Буква А в конце марки обозначает сталь высокого качества, содержащую серу < 0,03% и фосфор < 0,03%. 18 А. Н. Пономарев 273
Главным требованием к материалам, из которых вь- полняются детали двигателя, работающие в условиях: высоких температур, является высокая жаропрочность и жаростойкость. Основным легирующим элементом таких материалов является хром, который образует на поверх- ности стали окисную пленку, предохраняющую металл от коррозии (нержавеющие стали). Нержавеющие ста- ли содержат более 12% хрома. В жаростойкие стади кроме хрома добавляют еще алюминий и кремний. Для повышения жаростойкости в сплав вводят никель, мо- либден, вольфрам, титан, бор, ванадий, ниобий. В двигателестроении наибольшее распространение получили следующие жаропрочные и жаростойкие ста- ли и сплавы: хромоникельмолибденовая сталь с азотом ЭИ 395 и хромомолибденованадиевая сталь с вольфра- мом ЭИ 415 (из этих сталей изготовляются диски газо- вых турбин); хромоникелевая сталь ЭИ417 (из нее вы- полняются корпуса турбин и другие детали реактивных двигателей); никельхромовый сплав ЭИ435 (исполь- зуется для изготовления жаровых труб камер сгорания); никельхромотитанистый сплав ЭИ 437Б (из него делают- ся лопатки газовых турбин). Лопатки соплового аппа- рата выполняются из никельхромомолибденовольфрамо- вого сплава ЭИ 618 (ЖСЗ). Детали самолета и двигателя изготовляются, разу- меется, и из ряда других сталей и их сплавов. Широко применяются в самолетостроении, особенно для летательных аппаратов, имеющих дозвуковые и сравнительно небольшие сверхзвуковые скорости, спла- вы алюминия с другими элементами, улучшающими его механические свойства, в частности сплавы В-95, АК-6 и др. Дюралюминий — сплав на основе алюминия (в него вводятся медь и магний — для повышения проч- ности и твердости, марганец — для повышения коррози- онной стойкости1). Он обладает хорошей технологично- стью: пластичен, хорошо куется и прокатывается. Из дюралюминия Д16 изготовляются такие ответственные детали самолета, как шпангоуты, нервюры, лонжероны крыла, обшивка. Эти детали выполняются также из сплава В95 (сплав алюминия с медью, магнием и цин- 1 В дюралюминии также содержатся железо и кремний как неизбежные примеси. 274
кбм; для повышения коррозионной стойкости в него вво- дятся, кроме того, марганец и хром). Из сплава АК6 штампуются детали сложной конфигурации — крыльчат- кй компрессора, картеры авиационного двигателя, крон- ш|гейны, качалки самолета и т. д. । Для изготовления деталей методом глубокой штам- пбвки в холодном состоянии применяются сплавы АМц и АМг. Они очень пластичны. Из сплава АМц выполняют авиационные баки, а из сплава АМг — трубопроводы топливной, масляной и гидравлических систем самолета. В самолетостроении применяются также силумины — литейные сплавы алюминия с кремнием. Из силумина АЛ9 делают кронштейны, рычаги, фланцы и другие де- тали самолета. Тормозные барабаны колес, штурвалы, качалки, кронштейны изготавливают из магниевых сплавов (элек- трона *)• Скорости полета летательных аппаратов непрерывно растут. Сейчас имеются самолеты, которые летают со скоростями, значительно превышающими скорость звука. Так, например, советский пассажирский самолет Ту-144 рассчитан на скорость полета 2500 км!час. В результате аэродинамического нагрева конструкции самолета при таких скоростях полета у некоторых «классических» кон- струкционных материалов, например у дюралюминия, очень сильно ухудшаются механические и прочностные свойства. Перед учеными и инженерами стала проблема замены этих материалов такими, которые могли бы вы- держивать нагрев, не теряя при этом механических и прочностных свойств (рис. 57). В качестве такого материала был прежде всего пред- ложен титан. Наиболее важным свойством титана и его сплавов1 2 является высокая прочность в большом диапа- зоне температур при сравнительно малом удельном весе. Титан удовлетворительно работает до температуры 500° С. При температуре 600° С и выше начинается диф- фузия в него азота и кислорода из атмосферы, вслед- ствие чего он становится хрупким. 1 Электроном называется сплав магния с алюминием, цинком, марганцем и другими металлами. 2 В Советском Союзе наибольшее распространение в авиастрое- нии получили титановые сплавы ВТ4, ВТ5Д и ВТ2. 18* 275
Технически чистый титан (с небольшим количествам примесей) применяется в самолетостроении в виде лис- тов для обшивки самолетов. Титановые сплавы сохраняют высокие механические свойства до температуры около 600° С. Из сплава ВТ5Д, который имеет более высокую проч- ность, чем чистый титан, изготовляются шпангоуты фю- зеляжа, лонжероны, обшивка самолетов и т. д., из спла- ва ВТ2, который менее пластичен, чем чистый титан,— детали реактивных двигателей. В зарубежной литературе отмечается, что титан с успехом применяется и в авиакосмической промышлен- ности. В связи с большим применением титана на летатель- ных аппаратах значительно увеличились его добыча и производство. Если в 1965 г. производство титана со- ставляло 9000 Т, то в 1966 г.— 13 750 Т, в последующем предполагается производить титана до 20000 Т в год1. В иностранной литературе приводятся интересные данные, показывающие выгодность применения титана и в весовом отношении. Данные приведены для сверх- звукового транспортного самолета. Расчетный вес само- лета, изготовленного из сплавов алюминия, с дально- стью полета 6400 км и крейсерской скоростью полета М = 2 равен 258 Т при взлете. Взлетный вес самолета из нержавеющей стали, обладающего скоростью полета, соответствующей числу М = 2,7, равен 280 Т. Взлетный вес самолета из титана, имеющего скорость полета, соот- ветствующую числу М = 2,7, равен примерно 230 Т. Интенсивные исследования титана привели к созда- нию эффективных методов его обработки. Он утратил репутацию труднообрабатываемого материала. Титан легко сваривается как методом сопротивления, так и плавления. Титановые сплавы поддаются механической обработке, легко обрабатываются химическим травле- нием. В зарубежной печати отмечается, что одной из про- блем, которую необходимо учитывать при применении титана (или титанового сплава) в конструкции самоле- та, является его склонность к коррозии в присутствии По данным американской печати. 276
соли, когда конструкция находится под напряжением (в иностранной литературе это явление называют корро- зией под напряжением; этот термин применять будем и мы). Если соль из морской воды или со взлетной полосы попадает на участки конструкции планера, нагреваемые в полете до 290° С и выше, то возникает серьезная опас- ность разрушения конструкции. Коррозия титана опас- на не только для планера. Недавно был установлен факт коррозии баков, выполненных из титанового сплава, для четырехокиси азота, используемой в качестве окислителя горючего. Это ставит под сомнение возможность исполь- зования титановых баков на космическом аппарате «Аполлон» и в других системах, работающих на двух- компонентном топливе. Исследование проблемы коррозии титана (титаново- го сплава) под напряжением затрудняется кажущейся парадоксальностью ее возникновения. В частности, кон- структоры ТРД используют титановые сплавы в высоко- температурных секциях компрессора, не сталкиваясь с разрушением деталей вследствие коррозии под напряже- нием даже после десятков миллионов летных часов. Так. на американском ТРД J-57 с рабочими температурами выше 290° С не наблюдалось случаев разрушения дета- лей из титана от коррозии под напряжением. Никаких сообщений о разрушении других американских двигате- лей, на которых применяются титановые сплавы, также не приводится. Этот факт объясняют по-разному. Неко- торые специалисты считают, что титановые сплавы в ТРД не разрушаются потому, что напряжения слишком низки, другие объясняют это тем, что соль в двигатели не попадает при работе. В зарубежной литературе говорится, что ученые предложили ряд мер для борьбы с коррозией титана (титанового сплава) под напряжением. Рекомендуется обшивку самолета из титана обрабатывать такими мате- риалами, которые бы уменьшали «восприимчивость» ти- тана к соли; термически обрабатывать титан для изме- нения его микроструктуры; изменить состав титана так, чтобы он был менее чувствителен к воздействию внешней среды; наконец, изменять конструкцию планера для сни- жения напряжения до уровня, при котором коррозия не опасна. Для уменьшения чувствительности титана к кор- розии под напряжением его иногда покрывают металла- 277
ми: алюминием, никелем и цинком. Применяют и дробе- струйную обработку деталей из титанового сплава стек- лянными шариками. Однако указывается, что окончательное решение проблемы коррозионного растрескивания титана может быть найдено, когда будет полностью изучена физиче- ская картина этого явления. Авиационные специалисты усиленно работают в на- стоящее время над созданием материалов, которые не теряли бы своих прочностных свойств при аэродинами- ческом нагреве сверхзвуковых летательных аппаратов. Какие работы проводятся в этом направлении? Металлурги работают над созданием новых алюми- ниевых сплавов, выдерживающих более высокую темпе- ратуру, чем существующие. Американскими специали- стами разработан алюминиевый сплав с медью и ли- тием. Из него путем фрезерования были изготовлены панели для обшивки крыла сверхзвукового бомбарди- ровщика. Ученые продолжают усовершенствовать нике- левые и кобальтовые свариваемые стали, добиваясь их высокой вязкости и прочности (примерно 125— 150 кГ/мм2), и нержавеющие стали с повышенными вязкостью, сопротивлением растрескиванию в условиях коррозии под напряжением и прочностью при высоких температурах. Однако плохая механическая обрабаты- ваемость этих высокопрочных сталей после термической обработки, а также отсутствие отработанных процессов сварки и присадочных материалов создают трудности в их применении. Специалисты все же считают, что все возникающие при разработке этих высокопрочных ста- лей проблемы будут в будущем решены успешно. Уже создан никелевый сплав «инкапель», который быстро получил распространение благодаря удачному сочета- нию прочности, обрабатываемости и свариваемости. Исследования кобальтового сплава также дают обнаде- живающие результаты. Высокотемпературную прочность сплавов намечается повысить дисперсным упрочнением их. Сплавы с дис- персным упрочнением предполагается применять при температуре до 1040° С. Рассматривается возможность применения бериллие- вых сплавов для панельных конструкций повышенной жесткости. Для элементов конструкции летательных 278
аппаратов считаются перспективными сплавы на основе тантала вследствие их высокого сопротивления ползу- чести при температуре 1300—1400° С. Вольфрамовые сплавы с малым добавлением гафния, ниобия, циркония, ванадия и углерода или бора обладают достаточной прочностью при температурах до 1930° С, а добавление к ним дисперсных частиц окиси тория (размером менее микрона) повышает прочность вплоть до температуры 3000° С. Поэтому такие сплавы иностранные авиацион- ные специалисты также считают перспективными для применения на летательных аппаратах. Все большее внимание зарубежных ученых-металлур- гов, работающих над созданием новых материалов для авиационных двигателей, привлекают тугоплавкие кар- биды металлов и их композиции с графитом. Они обла- дают небольшими удельными весами, имеют прочность и сопротивление термоудару более высокие, чем чистые карбиды. Пропитка пиролитического графита карбидами, а также легирование его цирконием приводит к повыше- нию изгибной прочности полученных композиций в два раза по сравнению с чистым графитом, к увеличению сопротивления окислению и температурной стабиль- ности. Карбидографитовые композиции, получаемые горя- чим прессованием, имеют малую пористость, непрони- цаемость, высокие прочность, тепло- и электропровод- ность. Волокнистые композиции (графитовые волокна в карбидной или графитовой матрице) обладают низкой теплопроводностью, малым удельным весом, высокой удельной прочностью. Но для улучшения свойств пропи- танных графитов требуется разработка покрытий в це- лях защиты их от окисления и уменьшения пористости. Однако в разработке тугоплавких карбидов и их ком- позиций с графитом возникает еще много проблем, над решением которых работают зарубежные специалисты. Это прежде всего повышение металлургической стабиль- ности карбидов и их композиций и сохранение механи- ческих свойств в различных средах при высоких темпе- ратурах. Все большее распространение в авиастроении нахо- дят пластики. В иностранной печати сообщается, что получены связующие смолы, устойчивые при темпера- турах до 400° С; разрабатываются смолы, выдерживаю- 279
щие температуру до 540° С. Для повышения прочности и жесткости пластики армируются стекловолокном и волокнами бора. Пластики, армированные стекловолок- ном, применяются главным образом как конструкцион- ный материал для самолетных деталей. Одной из ино- странных фирм разработаны упрочненные пластики, армированные в заранее заданных направлениях. Эти пластики могут работать при более высоких температу- рах и уровнях напряжений, чем пластики, армированные в различных направлениях. Применяются такие пласти- ки для изготовления реактивных сопел двигателей и обтекателей. Арматура для пластиков изготавливается в виде призматических или цилиндрических нитей. Пос- ле того как все нити собраны в блоки, последние под- вергают обжатию и пропитке связующим материалом в вакууме. Блоки после затвердевания механически обра- батывают для придания им окончательных размеров. В зарубежной печати указывается, что наиболее пер- спективным армирующим материалом для пластиков является бороволокно. Оно используется в качестве армирующего материала также в композициях и с ме- таллом. Преимуществом волокон бора как армирующего материала являются малый вес, высокая прочность при растяжении и высокая жесткость. Бор обладает в шесть раз большей жесткостью, чем алюминий, и в пять раз большей, чем стекловолокно. Температура плавления бора 2000° С — в три раза выше, чем алюминия. Одна из американских фирм выпускает бороволокно с воль- фрамовой сердцевиной, другие фирмы делают его в виде ткани из предварительно пропитанных лент. Применяет- ся бороволокно в узлах компрессора, лопатках компрес- сора реактивных двигателей, лопастях рулевого винта вертолета, в стабилизаторе (самолет F-111) и т. д. Однако из-за высокой стоимости бороволокна оно еще не нашло широкого применения в конструкциях авиаци- онных двигателей и летательных аппаратов военного н гражданского назначения. Его используют в основном в конструкциях аэрокосмических аппаратов. Для боевых самолетов и вертолетов разрабатывается броня из керамики и стеклопластика. Броня устанавли- вается вокруг кабины самолета (вертолета) и состоит из керамической облицовки и подложки из стеклопласти- ка. Она, как указывается, легче стали и обладает боль- 280
шей пулестойкостью. Разрабатывается также новый ке- рамический материал для бронеплит, который может принимать форму, соответствующую контуру подложки из стекловолокна. На одной из научных конференций в США по вопро- сам разработки композиционных материалов было сооб- щено, что в качестве армирующих элементов пластиков кроме стекловолокна и волокон бора могут быть приме- нены углерод, графит, карбиды, нитриды и металличе- ская проволока. Указывалось, что в настоящее время проводятся исследования композиционных материалов в целях при- менения их для изготовления самолетных узлов, лопа- стей вертолетов, деталей газотурбинных двигателей и космических аппаратов. На конференции рассматривались композиционные материалы, состоящие из следующих систем: 1) метал- лические волокна — металлические матрицы; 2) керами- ческие волокна — металлические матрицы; 3) жаропроч- ные волокна — керамические матрицы. Как отмечается в зарубежной печати, результаты исследования материалов первой системы указывают на перспективность использования композиционного мате- риала на основе волокон бора и металлической матрицы в авиакосмических конструкциях. Как полагают, этот материал позволит уменьшить вес конструкций на 30—50% и, следовательно, даст возможность увеличить дальность и высоту полета. Во второй системе в качестве волокон используют нитевидные кристаллы стекловолокна и специальные волокна, такие, как карбид бора или карбид кремния. Прочность этих материалов при высоких температурах больше зависит от прочностных свойств нитевидных кристаллов, чем матрицы. Поэтому металлическую мат- рицу выбирают, учитывая ее стойкость к окислению или нагреву, а для обеспечения смачиваемости волокон ис- пользуют платиновые и никелевые покрытия. В третьей системе использовалась отливка расплав- ленного металла в виде металлического заполнителя капилляров стекла. На конференции сделан вывод о том, что упрочнение металлов волокнами является наиболее осуществимым и перспективным, а прочность композиционного мате- 281
риала в большей степени зависит от прочности волокон, чем матрицы. Работы по изготовлению материалов из бора направ- лены на получение композиционного материала, кото- рый имел бы высокие прочностные свойства благодаря направленному расположению волокон. В качестве основного металла (матрицы) применяются сплавы алю- миния, а также медь, олово, висмут. Главной проблемой в изготовлении таких композиционных материалов яв- ляется высокая активность бора по отношению к этим металлам. Для получения композиционных материалов применяются горячее прессование металлического по- рошка и армирование волокнами бора в вакууме, а так- же заливка металла — матрицы. Производится также вольфрамовое волокно, напы- ленное бором. Как сообщает иностранная печать, предполагается изготовление крыла самолета из алюминиевого сплава, армированного волокнами бора, которое будет значи- тельно прочнее и на 35% легче, чем подобное крыло, изготовленное обычным способом из алюминиевого спла- ва. Указывается также, что методом намотки волокон бора был изготовлен небольшой бак высокого давления. Для этого бака эллиптической формы с максимальным диаметром 153 мм и весом около 50 кГ было использо- вано около 96 500 м волокна бора. В настоящее время для соединения элементов кон- струкции летательных аппаратов начинают применять клеящие вещества. Клеи на основе натурального и син- тетического каучука позволяют получать гибкие и несми- наемые соединения с высоким сопротивлением отрыву до температуры 220° С. Для получения жестких соедине- ний с большими нагрузками и более высокими темпера- турами (до 380° С) используются полибензимидазолы и полиимиды. Нельзя, однако, считать, что клеевые со- единения являются лучшим методом соединения мате- риалов. В реальных условиях приходится считаться с многочисленными побочными факторами, которые мо- гут сделать самое прочное клеевое соединение непригод- ным. Такие побочные факторы могут возникнуть, напри- мер, вследствие условий эксплуатации, влияния окру- жающей среды и т. д. Например, вертолеты подвергают- ся сильным вибрациям в полете. Для надежной работы 282
клеевых соединений в этих условиях необходимо при- нимать специальные меры. Вместе с тем склеивание имеет преимущества перед другими способами соединения деталей. Клеевая пленка, проложенная между различными металлами, препят- ствует образованию коррозии. С помощью клея можно быстро соединить детали сложной конфигурации или элементы составной конструкции. Склеивание облегчает решение проблем, связанных с аэродинамикой планера, и позволяет снизить вес конструкции. Клеящие вещества применяются также для соедине- ния деталей из пластиков, поверхности которых значи- тельно легче подготовить для склеивания, чем поверхно- сти металлических деталей.
zz^zzzzzzzzzzzzzzzzz: ☆ Глава 9 АВИАЦИЯ НА ПОРОГЕ В КОСМОС Эта книга как раз и имеет такое название. Автор дал его не случайно. Дело в том, что естественным разви- тием современной скоростной авиации, производящей полеты в стратосфере, является воздушно-космическая авиация. И если брать перспективу развития авиации, то, видимо, не так уж далеко то время, когда полеты летательных аппаратов в космосе станут обычным делом. Космическое пространство условно может быть раз- делено на приземное пространство, ближний и дальний космос. Приземным пространством обычно считают зону, окружающую Землю в пределах высот 60—160 км. Опытные полеты экспериментального самолета Х-15 и других аппаратов в приземном пространстве показы- вают, что в нем могут летать только специальные аппа- раты. Для маневрирования их можно в некоторой мере использовать аэродинамические органы управления. Это обстоятельство имеет важное значение, так как манев- рирование с помощью газодинамического (реактивного) управления, работающего на химическом топливе, тре- бует, как это подтверждается полетами на эксперимен- тальных самолетах, большого расхода топлива. Ближним космосом считают зону в пределах высот 160—480 км. В этой зоне обеспечивается безопас- ность полетов человека при сравнительно несложной биологической защите. Ученые предполагают, что на вы- сотах до 500 км можно применять пилотируемые лета- 284
тельные аппараты, обладающие скоростью, соответ- ствующей числу М = 25 (25 скоростей звука), даль- ностью полета в несколько миллионов километров и продолжительностью полета в несколько месяцев. Дальний космос — пространство до высоты, соответствующей удвоенному расстоянию между Зем- лей и Луной, т. е. до 800000—900 000 км. Использование Рис. 132. Современное состояние механики полета его глубину станет возможным только после сооруже- ния баз на Луне и освоения полетов, позволяющих под- держивать устойчивую связь с этими базами. Космические летательные аппараты подразделяются в зависимости от характера и траектории их полета на орбитальные беспилотные аппараты типа искусственных спутников Земли, орбитальные космические станции с экипажем на борту, суборбитальные аппараты. Наконец, к космическим летательным аппаратам относятся аппа- раты, предназначенные для облета Луны и посадки на нее, межпланетные аппараты и аппараты, вращающиеся по орбитам вокруг планет (рис. 132). 285
В этой главе будут кратко рассмотрены в основном суборбитальные космические аппараты, наиболее «род- ственные» современным самолетам, совершающим по- леты в стратосфере. Эти аппараты могут выходить на орбиту и могут совершать планирующий полет в верх- них слоях атмосферы. Пока созданы только экспериментальные аппараты этого вида для исследования проблем, возникающих при полетах с гиперзвуковой скоростью, возвращении их на Землю, управлении ими и т. д. Немало предложено проектов таких аппаратов. Описать подробно сущест- вующие экспериментальные аппараты и проекты субор- битальных аппаратов невозможно. Автор преследовал в данном случае цель — лишь в общих чертах познако- мить читателя с суборбитальными аппаратами и с про- блемами, которые возникают при осуществлении полетов на них. Наиболее сложной задачей при полетах космических аппаратов является, пожалуй, обеспечение их посадки на Землю. Как известно, проблема посадки космическо- го аппарата на Землю заключается в необходимости обеспечить снижение аппарата, обладающего большой энергией, в плотных слоях атмосферы и посадку с опре- деленной точностью в заданной точке земного шара при соблюдении ограничений, налагаемых прочностью кон- струкции и материалами, из которых аппарат сделан, а также выносливостью экипажа. Для осуществления мягкой посадки аппарата необходимо, чтобы запас кине- тической и потенциальной энергии, которой он обладает, был постепенно и полностью израсходован в конце по- лета. Для этого при посадке целесообразно использо- вать аэродинамическое торможение. Возвращение с ис- пользованием аэродинамического торможения может быть разделено на возвращение с использованием подъ- емной силы и возвращение без использования подъем- ной силы (так называемый баллистический вход в-атмо- сферу). Все баллистические аппараты совершают спуск на Землю без использования подъемной силы. Баллистиче- скому спуску свойствен ряд недостатков. Во-первых, по- скольку на участке входа в атмосферу аппарат не управ- ляется, поэтому выбор места его посадки на Землю ограничен. Протяженность траектории входа аппарата 286
в атмосферу велика, и при действии возмущений он мо- жет приземлиться за сотни километров от желаемого места посадки. В результате этого спасание аппарата становится трудной, продолжительной и дорогостоящей операцией. Во-вторых, при возвращении с орбиты по- садка может быть совершена лишь в точке, расположен- ной в плоскости орбиты. В-третьих, при возвращении даже с орбиты спутника Земли аппарат подвержен воз- действию довольно большой перегрузки. Рис. 133. Форма аппаратов, обладающих подъемной силой Отмеченные недостатки устраняются при использо- вании подъемной силы аппарата для осуществления ма- невра в вертикальной плоскости в процессе входа в атмосферу (рис. 133). При посадке космических летательных аппаратов, обладающих аэродинамическим качеством, район при- земления не обязательно должен лежать в плоскости орбиты. Кроме того, таким аппаратам обеспечено точ- ное приземление в заданную точку по крайней мере два раза в сутки. Есть еще преимущества использования та- ких аппаратов. Если при баллистическом спуске аппа- ратов величина тормозного импульса должна быть очень точно выдержана, то при посадке аппаратов, обладаю- щих аэродинамическим качеством, требования к точно- 287
сти импульса уменьшены и условия входа аппарата в атмосферу могут быть не так строги. Аэродинамическое качество имеет значение в основ-i ном для обеспечения маневренности по отношению к плоскости исходной орбиты. Действительно, чтобы со- вершить посадку в заданной точке, может понадобиться выход из плоскости орбиты с целью обеспечить задан- ную боковую дальность полета аппарата. Проблема же обеспечения продольной дальности может быть решена выбором времени сообщения тормозного импульса для схода аппарата с орбиты. Таким образом, основное преимущество аппарата, обладающего аэродинамическим качеством на гиперзву- ковых скоростях полета, рассчитанных на вход в атмо- сферу, заключается в его значительно больших по сравнению с баллистическими аппаратами маневренных возможностях. Такой аппарат, используя маневр по тан- гажу и крену, может произвести посадку с орбиты спут- ника на любой заданный аэродром земного шара. Меж- планетный корабль с высоким аэродинамическим каче- ством может осуществить прямой вход в атмосферу и посадку на Землю, выдерживая траекторию входа аэро- динамическими силами. Следует заметить, что прямой вход в атмосферу с гиперзвуковой скоростью аппарата по баллистической траектории практически невозможен из-за малой ширины коридора входа в атмосферу и больших тепловых нагрузок. В американской печати сообщается, что аппараты типа «Аполлон» с малым значением гиперзвукового аэродинамического качества (менее 0,5) обеспечивают дальность полета около 2000 км при боковом удалении от начальной плоскости орбиты, не превышающем 100—200 км. Аппараты типа SV-5 со средним значением аэродинамического качества (от 1 до 2) обеспечивают дальность полета более 5500 км и боковое удаление от плоскости орбиты 650—1500 км. Аппараты с высоким значением аэродинамического качества (от 2 до 3) имеют дальность полета 15 000—17 000 км и боковое удаление от плоскости орбиты 1800—5500 км. Большие дальности полета и боковое удаление от плоскости орбиты у аппаратов с высоким значением аэродинамического качества значительно расширяют круг решаемых задач. Но с увеличением аэродинамиче- 288
ского качества сильно усложняется решение проблемы обеспечения стабилизации летательного аппарата. Завершением полета космического аппарата являет- ся безопасная посадка на поверхность Земли. Эта зада- ча сводится к решению проблем защиты аппарата от аэродинамического нагрева, перегрузок, управления вре- менем достижения Земли и положением места посадки. Летательный аппарат, сходящий с орбиты искус- ственного спутника Земли, обладает большим запасом энергии1. Она складывается из кинетической энергии, обусловленной скоростью аппарата, и потенциальной энергии, обусловленной положением аппарата относи- тельно поверхности Земли. При входе в плотные слои атмосферы перед аппаратом в его носовой части возни- кает ударная волна, нагревающая воздух до очень вы- сокой температуры. По мере погружения в лежащие ниже более плотные слои атмосферы летательный аппа- рат все больше нагревается, а его скорость непрерывно уменьшается в результате аэродинамического торможе- ния. При этом кинетическая энергия аппарата превра- щается в тепло. Если бы вся энергия аппарата, превра- тившись в тепло, выделялась внутри его, то этого коли- чества тепла оказалось бы более чем достаточно для полного испарения аппарата со всем его содержимым. Однако в действительности значительное количество тепла отводится в окружающее аппарат пространство вследствие действия сильных ударных волн и теплоиз- лучения с нагретой поверхности аппарата. Перенос теп- ла ударными волнами является результатом взаимодей- ствия молекул газа, окружающего летящий аппарат. Сжатый до высокого давления и нагретый до высокой температуры промежуточный слой газа, в котором про- исходит процесс взаимодействия частиц и их соприкос- новение с летящим телом, ограничен спереди фронтом ударной волны. Ударная волна отходит далеко в атмо- сферу во все стороны от аппарата, и в ней остается широкий след, образованный нагретым газом, в котором заключена большая часть тепла, выделяющегося при полете аппарата в атмосфере. Тепловой поток, дости- гающий поверхности аппарата, поступает из сжатого слоя газа, главным образом за счет трения. 1 Еще в большей мере это относится к аппарату, приближаю- щемуся к атмосфере Земли из космического пространства. 19 А Н. Пономарев 289
Наиболее сильные ударные волны возникают, когда носовая часть летательного аппарата затуплена. Так как часть тепла, уходящая в окружающее аппарат простран- ство, прямо пропорциональна интенсивности ударной волны, то, чем она сильнее, тем меньшее количество теп- ла будет передано аппарату в результате трения. По этой причине для космических аппаратов, совершаю- щих посадку на Землю, затупленные формы считаются более предпочтительными, чем вытянутые обтекаемые формы, являющиеся классическими в современной аэро- динамике. Отвод тепла, достигающего поверхности летатель- ного аппарата, осуществляется поглощением всего тепла материалом обшивки или путем использования тепло- защитного (абляционного) покрытия. При- отводе всего поступающего тепла материалом обшивки аппарата толщина защитного слоя материала, поглощающего тепло, выбирается такой, при которой температура обшивки ограничена допустимой для вы- бранного материала величиной. В случае баллистического спуска в атмосфере или входа в атмосферу с большими углами наклона траек- тории аппарат быстро достигает нижних, более плотных слоев атмосферы. В течение этого короткого промежут- ка времени осуществляется его торможение. При этом образуется большое количество тепла. Однако посколь- ку время торможения мало, полное количество тепла, переданное аппарату в процессе торможения, может ока- заться сравнительно небольшим. В этом случае можно использовать аппарат с сильно затупленной носовой частью и достаточно толстым теплозащитным покрыти- ем, обладающим большим теплопоглощением. При по- логом входе в атмосферу аппарата, обладающего подъ- емной силой, для достижения более плотных слоев атмо- сферы требуется больше времени. В этом случае торможение аппарата в основном осуществляется на очень больших высотах. Поскольку на таких высотах плотность атмосферы мала, тепловой поток, подводи- мый к аппарату, также будет небольшим. Этот тепловой поток может в конечном счете сравняться с тепловым потоком, излучаемым поверхностью аппарата. В этом случае можно использовать метод рассеивания тепла 290
с помощью радиационного охлаждения поверхности аппарата, покрытого тонкой металлической обшивкой. По мнению ученых, наиболее простым решением за- щиты аппарата от аэродинамического нагрева является использование теплозащитного покрытия, состоящего из теплоизолирующих слоев стекловолокна и других, по- добных ему материалов. В результате интенсивного на- грева наружный слой такого покрытия плавится и испа- ряется. Испарившийся материал замедляет теплопере- дачу от ударной волны к аппарату. Решение проблемы уменьшения перегрузок, возни- кающих при посадке космических аппаратов, может в некоторых случаях оказаться более трудной задачей, чем защита аппарата от аэродинамического нагрева. Для сохранения перегрузок в допустимых для человека пределах необходимо использовать аппараты, обладаю- щие подъемной силой. Подъемная сила, уменьшая вер- тикальную скорость спуска, увеличивает путь летатель- ного аппарата к Земле и таким образом уменьшает максимальную перегрузку. Укажем, что до входа в атмосферу Земли движение космического аппарата на пассивном участке траекто- рии подчиняется законам небесной механики. Это зна- чит, что аппарат движется под действием лишь инерци- онных и гравитационных сил. Однако в атмосфере на аппарат действуют аэродинамические силы, которые из- меняют его движение. Сила притяжения все время на- правлена к центру Земли. Аэродинамическая сила сопротивления действует противоположно направлению движения аппарата. Центробежная и подъемная силы действуют перпендикулярно к направлению движения аппарата. Динамика движения аппарата на участке вхо- да в атмосферу определяется его собственной инерцией и результирующей перечисленных выше сил. Аэродина- мическая сила сопротивления уменьшает скорость аппа- рата, а центробежная и подъемная силы сообщают ему ускорение в направлении, перпендикулярном к направ- лению его движения. Эти аэродинамические силы, так же как и вызываемые ими ускорения, изменяются прямо пропорционально плотности атмосферы и квадрату ско- рости аппарата. При погружении аппарата в атмосферу плотность ее быстро возрастает. В результате увеличивающегося ло- 19* 291
бового сопротивления скорость аппарата начинает уменьшаться. Таким образом, перегрузка пропорцио- нальна произведению двух величин, одна из которых — плотность — увеличивается, а другая — скорость — уменьшается. Вначале перегрузка, действующая на ап- парат, возрастает. Однако в некоторой точке траектории уменьшение скорости аппарата начинает преобладать над увеличением плотности. Это приводит к тому, что перегрузка достигает некоторого максимального значе- ния, после чего начинает уменьшаться. Следует отметить, что серьезной проблемой при воз- вращении космического аппарата на Землю считается обеспечение точности управления, позволяющей выпол- нить заданную программу спуска, избежав чрезмерно высоких перегрузок и аэродинамического нагрева. Полет по геоцентрической орбите не предъявляет вы- соких требований к точности наведения при входе в ат- мосферу, поскольку слишком крутой вход можно легко скорректировать с помощью кратковременного прило- жения тяги, а при слишком пологом входе аппарату можно дать тормозной импульс. Но при входе аппарата в атмосферу со скоростью, превышающей первую косми- ческую, ошибки наведения весьма опасны. Чрезмерно крутой вход может привести к разрушению аппарата при спуске, слишком пологий — к безвозвратному уходу его в космическое пространство. Если в результате ошиб- ки наведения будет нарушена нижняя граница коридора входа, аппарат войдет в атмосферу под недопустимо большим углом, подвергаясь при этом действию слиш- ком больших перегрузок. Если же ошибка наведения приведет к нарушению верхней границы коридора, то аппарат не сможет погрузиться в достаточно плотные слои атмосферы и погасить скорость с однократным по- гружением в атмосферу. Коридор входа, в пределах ко- торого возможна посадка космических аппаратов, очень узок. В иностранной печати очень большое внимание уде- ляется методам управления траекторией входа аппара- тов в плотные слои атмосферы. Говорится о двух мето- дах: управление входом с использованием номинальной траектории и управление с прогнозированием траекто- рии входа. 292
При управлении входом в атмосферу с использовани- ем номинальной траектории перегрузка, скорость, вы- сота предварительно вычисляются для расчетных усло- вий входа и вводятся в запоминающее устройство счет- но-решающей машины. В процессе спуска аппарата в атмосфере с помощью датчиков определяются отклоне- ния этих параметров от их номинальных значений, хра- нящихся в запоминающем устройстве счетно-решающей машины. Сигналы рассогласования используются либо для стабилизации выбранной номинальной траектории, либо для выработки новой траектории, приводящей в заданный район. В качестве номинальной траектории используется, как правило, траектория, удовлетворяю- щая ограничениям по тепловому режиму и перегрузкам. Полагают, что наиболее полно маневренные возмож- ности аппарата могут быть использованы при управле- нии с прогнозированием траектории входа в зависимо- сти от текущих параметров траектории. В этом случае управляемость сохраняется при более значительных от- клонениях фактических условий входа от расчетных, чем при управлении с использованием номинальной траек- тории. В одном из иностранных журналов предлагается ме- тод управления траекторией входа аппарата в атмосфе- ру, в котором сочетаются требования управляемости и безопасности полета. Речь идет об управлении траекто- рией входа по скорости изменения температуры поверх- ности аппарата. Этот метод управления представляется перспективным. Следует заметить, что диапазон скоростей полета гиперзвукового аппарата очень большой. Он охватыва- ет посадочную, дозвуковую, околозвуковую, сверхзву- ковую, гиперзвуковую и орбитальную скорости. Полет происходит на высотах от уровня моря до нескольких сот километров над поверхностью Земли. Пределы из- менения угла атаки у гиперзвукового аппарата намного шире, чем у обычного самолета. Во всем диапазоне чи- сел М, скоростных напоров и углов атаки аппарат дол- жен быть устойчивым, полностью управляемым и прием- лемым для пилотирования. В некоторых работах иност- ранных специалистов указывается, что независимо от формы и размеров гиперзвукового летательного аппара- та при полете со скоростями, соответствующими чис- 293
лам М = 10 или М = 20, потребуется разработка совер- шенно новых систем управления. Объясняется это тем. что гиперзвуковой летательный аппарат практически не обладает аэродинамическим демпфированием. Такой са- молет будет совершать незатухающие гармонические ко- лебания относительно равновесного положения, опреде- ляемого величиной статической устойчивости. Поэтому необходимо применять искусственное демпфирование. Проведенные за рубежом исследования показали, что обеспечение устойчивости воздушно-космического аппа- рата связано с удовлетворением противоречивых требо- ваний, обусловленных сложной зависимостью аэродина- мических характеристик самолета от числа М и углов атаки. При гиперзвуковых скоростях и больших углах атаки киль при верхнем расположении является наибо- лее эффективным, однако его использование приводит к увеличению аэродинамического нагрева. Компромиссным решением, возможно, будет являться использование раз- несенного на концы крыла киля с отрицательным углом его установки. Управление воздушно-космическим аппаратом в свя- зи с большим диапазоном скоростей, высот и дальностей полета является очень сложной задачей. В зарубежной литературе приводится пример, взятый из практики по- летов американского аппарата «Дайна Сор». Орбиталь- ный крылатый аппарат «Дайна Сор» (рис. 134) пред- Рис. 134. Орбитальный крылатый аппарат «Дайна Сор> 294
Назначен для полета в атмосфере и за ее пределами й должен иметь максимальную скорость на орбите при- мерно 28 000 км[час при минимальной скорости, не пре- вышающей нормальной посадочной скорости обычного самолета. Указывается, что при полете этого аппарата на заданную дальность необходимо очень точно выдер- живать расчетную траекторию, значительная часть ко- торой проходит в безвоздушном пространстве. Особенно жестко ограничены отклонения от траектории на участке от входа в атмосферу до погашения избытка скорости. Здесь границы отклонений образуют так называемый коридор безопасности, полет внутри которого исключает возможность возникновения критических значений аэродинамического нагрева и перегрузок. На на- чальной стадии разработки аппарата «Дайна Сор» пред- полагалось, что управление его полетом будет полностью автоматизировано. Затем сочли необходимым предоста- вить возможность пилотирования аппарата находящему- ся на нем летчику, сохранив при этом устройства, необ- ходимые для обеспечения автоматического полета. В необычно широком диапазоне режимов полета воз- душно-космических самолетов общепринятое аэродина- мическое управление не в состоянии обеспечить удовлет- ворительные характеристики устойчивости и управляе- мости главным образом из-за снижения эффективности поверхностей управления по мере увеличения высоты по- лета; в безвоздушном же пространстве поверхности управления становятся совсем бесполезными. Всевысот- ное управление может быть обеспечено добавлением к аэродинамическому управлению, необходимому для по- летов на малых высотах, реактивного управления. Реак- тивное управление, как известно, может быть осущест- влено с помощью реактивных сопел, газовых рулей и по- воротом реактивного двигателя. Реактивные сопла устанавливают на аппарате таким образом, чтобы обеспечить управление относительно трех главных осей аппарата. Изменяя расход газа, по- даваемого в сопло, можно изменять величину реактив- ной силы, а следовательно, и величину момента, вызы- вающего поворот самолета. Газовые рули выполняют в виде подвижных пластин, которые располагают в потоке выхлопных газов реактивного двигателя. Газовые рули широко используются в современной ракетной технике. 295
В зарубежной литературе отмечается, что наиболее перспективным является метод управления аппарата с помощью реактивных сопел, которые могут работать, ис- пользуя продукты разложения перекиси водорода *. При использовании реактивной тяги для управления летательным аппаратом и его стабилизации требуется значительно больший расход энергии, чем при аэродина- мическом управлении. Поэтому весьма актуальной счи- тается задача сохранения эффективности аэродинамиче- ского управления до возможно больших высот полета. Помимо выбора специального профиля аппарата и уве- личения размеров поверхностей управления сохранению эффективности аэродинамического управления способст- вует установка килей по концам треугольного крыла. Другой способ повышения эффективности аэродинамиче- ского управления на больших высотах заключается в использовании управления пограничным слоем. Авиаци- онные специалисты полагают, что этот способ позволяет сдвинуть границу эффективности обычного аэродинами- ческого управления на большие высоты. Повысить эф- фективность элеронов можно следующим образом. Сжа- тый воздух, отбираемый от последней ступени компрес- сора ТРД, подается к клапану пропорционального регу- лирования потока, управляемому гидроусилителем о г ручки в кабине самолета. Когда, например, летчик пере- мещает ручку вправо, клапан направляет сжатый воз- дух к расположенным вдоль размаха соплам над верх- ней поверхностью опускающегося левого элерона; к соп- лам же поднимающегося правого элерона доступ воздуха остается закрытым. В результате значительно увели- чивается момент крена (вследствие возрастания подъем- ной силы опущенного элерона и увеличения эффектив- ного плеча этой силы). Повысить эффективность управ- ления рулями высоты и направления можно аналогичным образом. В последние годы американскими авиаци- онными специалистами было предложено несколько са- монастраивающихся систем управления. Одна из этих систем испытывалась на экспериментальном самолете Х-15 (с ней было проведено несколько полетов). На самолете Х-15 было проведено исследование по- садки, так как одной из проблем, которую необходимо 1 Управление с помощью реактивных сопел, работающих на перекиси водорода, выполнено на аппарате «Дайна Сор». 296
решить при создании гиперзвукового аппарата, является проблема посадки аппарата без двигателя и с малым аэродинамическим качеством. Допустимыми для серий- ных реактивных истребителей считаются вертикальные скорости 3—4,5 м/сек, что на порядок меньше типичных .для Х-15 вертикальных скоростей (30 м/сек). Все это за- ставило разработать специальную методику выполнения посадки. Посадка состоит из участка подхода к полосе, участка выравнивания траектории, на котором с помо- щью нормальной перегрузки гасится большая верти- кальная скорость самолета, и участка торможения до момента касания земли. На последнем участке летчик выдерживает перегрузку, примерно равную единице. Ос- новным участком при посадке является участок вырав- нивания траектории, на котором летчик создает макси- мальную располагаемую перегрузку. Величина ее огра- ничивается как аэродинамическими факторами, так и условиями прочности шасси. В связи с тем что выпуск шасси приводит к существенному ухудшению условий посадки, его целесообразно осуществлять в конце участ- ка выравнивания. Самолет Х-15 был создан в США для исследования проблем гиперзвукового полета и входа в атмосферу. Его крыло стреловидное, размах крыла 6,82 м. Расчет- ная скорость равна 7200 км/час, высота полета 76 км. На нем установлен ЖРД, имеющий тягу 26 100 кГ. Стар- товый вес самолета с полным запасом топлива 15 Т, а после израсходования топлива примерно 7 Т. Старт этого аппарата осуществляется с самолета В-52. Была проведена серия исследовательских полетов на самолете Х-15, во время которых он выдерживал темпе- ратуру до 650° С. Не все полеты закончились успешно. В иностранной печати сообщается, что два первых эк- земпляра этого самолета потерпели аварию при посадке (например, на одном были поломаны шасси и некоторые другие агрегаты). В ноябре 1967 г. во время 191-го полета потерпел ка- тастрофу третий экземпляр самолета Х-15. Представ- ляется необходимым отметить следующее. В официаль- ном сообщении о катастрофе этого самолета говорится, что радиолокационные и телеметрические данные, кото- рые передавались с самолета на Землю при снижении его до высоты 18 300 м, показывают, что на участке вхо- 297
да в атмосферу перегрузки превышали допустимые для конструкции самолета. Далее указывается, что неизвест- но, была ли причиной катастрофы поломка конструкции или разрушение самолета произошло после потери уп- равления при снижении с высоты 79 600 м. Следует заметить, что после достижения максималь- ной высоты в одном из последних указаний летчику было передано, что угол снижения самолета слишком Рис. 135. Экспериментальный гиперзвуковой самолет Х-15 с треугольным крылом большой, и вскоре летчик сообщил, что самолет вошел в штопор. Неизвестно также, что помешало летчику по- кинуть самолет — невозможность катапультироваться вследствие больших перегрузок или разрушение конст- рукции. В настоящее время намечается этот самолет заме- нить более усовершенствованным вариантом. Проектом нового самолета Х-15 предусматривается установка на нем треугольного крыла (рис. 135, 136) с углом стрело- видности по передней кромке 76° и площадью 56 м2. Размах крыла остается прежним — 6,82 м. Спроектиро- ванное с учетом «выдерживания» высоких тепловых на- грузок треугольное крыло будет составлять единое целое с фюзеляжным баком. Относительная толщина треуголь- 298
ного крыла примерно 3%. На концах его будут разме- щены кили, улучшающие путевую устойчивость самоле- та на всех режимах полета. Продольное и поперечное управление самолетом будет осуществляться элевонами. Аппарат рассчитан на скоростной напор 10 750 кГ/м1, скорость, соответствующую числу М = 8, и перегрузки: нормальные ±4,25, продольные хЗ и боковые ±1. 8 Рис. 136. Компоновочная схема экспериментального гиперзву- кового самолета Х-15 с треугольным крылом: 1 — регулируемый или фиксированный носок; 2, 5 — отсеки оборудова- ния; 3 — конус; 4 — кабина летчика; 6 — отсек вспомогательной силовой установки; 7 — резервуар для создания давления в топливных баках; 8 — топливные насосы; 9 — ПВРД; 10 — отсек с научными приборами; 11 — бак жидкого кислорода; 12 — передняя нога шасси Рассматривается возможность установки на самолет более мощного ЖРД, имеющего тягу до 45 000 кГ, а также ПВРД (под фюзеляжем). Стартовый вес самолета не должен превышать 24 500 кГ. В иностранной литературе указывается, что в кон- струкции этого самолета предполагается применить теп- лостойкие материалы вместо абляционного покрытия, усиленное теплозащитное покрытие кабины летчика, уп- равление самолетом осуществлять с помощью инерциаль- ной навигационной системы в комплексе со специальной быстродействующей вычислительной машиной и самона- страивающейся системой управления полетом. Запоми- нающее устройство этой системы будет хранить большое количество данных по аэродинамическим параметрам, 299
значениям высоты и дальности до посадочных площа- док, критическим величинам нагрева передней кромки крыла, давления и перегрузок. Система будет выдавать полную информацию по самолетовождению и управле- нию самолетом (об угле атаки, крене, скоростном напо- ре, перегрузках, угле наклона траектории полета, абсо- лютной высоте над Землей и т. д.). Усовершенствованный самолет Х-15 рассчитывается на скорость полета, соответствующую числу М = 8. Ожи- дается, что его летные испытания помогут решить проб- лемы, связанные с осуществлением полетов со скоростью 1800—2400 м/сек, на большие расстояния. Старт этого самолета будет по-прежнему осущест- вляться с самолета В-52. В настоящее время в США и других капиталистиче- ских странах ведется весьма широкая исследователь- ская работа по созданию гиперзвуковых космических аппаратов с несущим корпусом. В зарубежной печати указывается, что это одно из самых перспективных на- правлений в развитии воздушно-космической техники. Достоинствами аппарата с несущим корпусом являются небольшие перегрузки при входе в атмосферу, хорошие маневренные возможности, малое отношение размеров поверхности к объему, умеренные требования к тепло- вой защите, устойчивость полета на гиперзвуковых ско- ростях и, наконец, возможность совершения посадки по- самолетному. В одном американском журнале рассматривается вопрос о выборе минимального значения аэродинамиче- ского качества аппарата, при котором возможна его по- садка на взлетно-посадочную полосу. Отмечается, что посадка по самолетной схеме возможна начиная с аэро- динамического качества, равного 2,5. В одном из летных центров США была осуществлена посадка модернизиро- ванного варианта самолета F-104 при максимальном значении аэродинамического качества менее 0,8 с вы- ключенным двигателем. Летчик, производивший посад- ку, заявил, что это было очень рискованно и ненадежно. Предполагается, что летчик воздушно-космического ап- парата сильно утомится в процессе выполнения задания и поэтому для уверенного выполнения посадки в этом случае может понадобиться аэродинамическое качество, 300
равное 4, а может быть, и выше. Не исключается при этом использование на этапе посадки включения на ко- роткое время ракетного двигателя. Аппараты с несущим корпусом, по мнению иностран- ных специалистов, могут применяться для решения за- дач разведки и инспекции, в качестве исследовательских и спасательных космических аппаратов и аппаратов для материально-технического обеспечения и снабжения бу- 'дущих орбитальных космических станций, а в дальней- шем— для осуществления пилотируемых межпланет- ных полетов. Ряд воздушно-космических фирм США сей- час исследует все проблемы, возникающие при создании аппаратов с подъемной силой, в том числе и с несущим корпусом. Например, изучается возможность совершения аппаратом с несущим корпусом точной посадки с исполь- зованием маневра при входе в атмосферу и т. д. Иссле- дования проводятся с помощью беспилотного космиче- ского аппарата SV-5D с несущим корпусом. Вес его примерно 4000 кГ. Запуски аппарата осуществляются с помощью ракеты-носителя, продолжительность его поле- та составляет 30 мин, аэродинамическое качество при дозвуковых скоростях достигает 4,5, при гиперзвуковых скоростях—1,2 ч-1,4 (при расчетной скорости входа в атмосферу около 8000 м!сек с высоты 128—165 км). Теплозащитное покрытие при обгорании не изменяло аэродинамической формы аппарата и жесткости конст- рукции. Толщина теплозащитного экрана фюзеляжа колеблется вдоль корпуса аппарата от 70 до 20 мм. Тепло- защитный экран обеспечивает температуру алюминие- вой обшивки аппарата ниже расчетной при температу- ре внешней поверхности 1650° С. Первый аппарат SV-5D, запущенный 21 декабря 1966 г., был выведен на заданную высоту и совершил ус- пешный полет. Он вошел в плотные слои атмосферы по траектории, близкой к расчетной, и затем вышел в район посадки. После неудачной попытки перехвата в воздухе аппарат затонул в океане. 5 марта 1967 г. был осущест- влен запуск второго аппарата SV-5D. Аппарат совершил полет, но на конечном участке его перехватить не уда- лось, и он затонул. 19 апреля 1967 г. был запущен тре- тий аппарат, который был перехвачен на конечном уча- стке полета и сохранен. По сообщениям иностранной пе- чати, при полете этого аппарата исследовался диапазон 301
скоростей от гиперзвуковых при входе в атмосферу до соответствующих числу М = 2. / Программой создания воздушно-космических аппара- тов в США предусматривается разработка пилотируемо- го аппарата с несущим корпусом. Его предполагают ис- пользовать для регулярных полетов в космос, что, по мнению зарубежных авиационных специалистов, исклю- чает необходимость создавать сложные стартовые ком- плексы ракеты-носителя однократного использования. Рис. 137. Экспериментальный аппарат с несущим корпусом Х-24А Первым таким пилотируемым аппаратом в США должен быть аппарат Х-24А (рис. 137), который представляет собой обтекаемое тело треугольной формы в плане с выпуклой верхней и менее выпуклой нижней поверх- ностью и тупой, почти сферической, носовой частью. Устойчивость аппарата и управление им обеспечиваются с помощью трех килей с рулями направления, двух эле- вонов в верхней части корпуса и двух щитков в его дон- ной части. В случае неэффективности аэродинамических поверхностей управления при входе в атмосферу на ап- парате предусматривается возможность применять газо- динамическую систему управления. Она состоит из струйных рулей, работающих на жидком азоте, подобно тем, которые применяются на самолетах вертикального взлета и посадки. Общий вес аппарата примерно 302
5000 кГ. Вес топлива 2270 кГ. Аэродинамическое качест- во на дозвуковой скорости 4,6, на гиперзвуковой ско- рости 1,1—1,4. На аппарате имеется катапультируемое кресло, обеспечивающее покидание летчиком кабины при любой скорости полета и на любой высоте. По сравне- нию с аппаратами других конфигураций Х-24А имеет более высокий коэффициент использования объема, f. е. большую величину отношения внутреннего объема для размещения полезной нагрузки к площади внешней поверхности аппарата. Предполагается осуществить 20—30 запусков аппа- рата Х-24А. Первые испытания его будут проходить без двигателя. Аппарат будет подвешиваться над крылом бомбардировщика В-52 и отделяться от него на высоте 12—15 км при скорости более 800 км!час и затем совер- шать планирующий спуск с посадкой. При последую- щих испытаниях аппарат будет оснащен ракетным дви- гателем, имеющим тягу 3630 кГ и включаемым после отделения аппарата от самолета В-52. Предполагается, что аппарат с этим двигателем наберет высоту 30 км со скоростью, соответствующей числу М = 2, после чего бу- дет совершать полет на режиме планирования. Для тренировки летчиков в управлении этим косми- ческим аппаратом на малых скоростях и на посадке соз- дан специальный учебный аппарат, который по компо- новке, конструкции и размерам идентичен космическому. Вес его 4,5 Т. На нем установлен турбореактивный дви- гатель с небольшой тягой. Двигатель расположен в хвостовой части фюзеляжа, заборник воздуха — под фю- зеляжем. Аппарат снабжен обычным убирающимся в полете шасси. На учебном аппарате взлет и набор высо- ты совершаются, как на обычном самолете, с помощью турбореактивного двигателя. Затем двигатель выклю- чается и аппарат совершает планирующую посадку. В американской печати указывается, что в США бы- ло построено еще несколько экспериментальных пилоти- руемых космических аппаратов с несущим корпусом. Один из них имеет форму полуконуса; вес его с летчи- ком равен 500 кГ. Аппарат трубчатой конструкции с обшивкой из слоистой фанеры снабжен легким трехко- лесным шасси с управляемым передним колесом. Орга- нами управления служат рули направления, установлен- ные на двойном вертикальном оперении, а также элево- 303
ны, смонтированные с внешней сифоны килей. На аппа- рате установлен вспомогательной ракетный двигатель твердого топлива, развиваюшкй тягу примерно 100 кГ. Этот двигатель может был/ использован в аварийных случаях для уменьшения досадочной скорости и увели- чения маневра. Проводились испытания аппарата. Он поднимался самолетом-буксировщиком на высоту до 4,5 км, где отцеплялся и переводился на режим плани- рования со скоростью ~220 км!час. Свободный полет его продолжался около 3 мин. В последующем был по- строен аппарат такой же формы, но с большим весом. Летные испытания его рассчитаны на три года. В пер- вом полете на этом аппарате летчик отцепил его от са- молета-буксировщика на высоте около 14 км и пилоти- ровал аппарат, выполнив серию маневров; он сделал два разворота по 90° каждый, произвел имитацию захо- да на посадку, затем с высоты 3,6 км — торможение для уменьшения вертикальной скорости до 3 м!сек. Скорость горизонтального полета при этом была уменьшена до 970 км!час. Летательный аппарат второго типа, на котором так- же был совершен планирующий полет, имеет форму по- луконуса с тупой носовой частью, с вертикальными и го- ризонтальными рулевыми поверхностями. Испытания этого аппарата рассчитаны на три года. Авиационные специалисты работают также над соз- данием и воздушно-космических (орбитальных) самоле- тов главным образом для доставки грузов на орбиталь- ные космические станции. В иностранной литературе приводится ряд проектов таких самолетов. Кратко рас- смотрим некоторые из них. По одному из проектов воздушно-космический аппа- рат представляет собой двухступенчатый самолет с тре- мя двигателями, установленными на первой ступени, и одним двигателем, размещенным на второй ступени. Са- молет должен взлетать с помощью катапульты или са- молета-носителя. В качестве топлива для двигателей предполагается использовать жидкий водород и кисло- род. Стартовый вес самолета 150 Т. После отделения первой ступени она возвращается на Землю. Вторая ступень достигает заданной орбиты, на которой экипаж выполняет поставленную ему задачу: встречается с ор- 304
битальной станцией, доставляет на нее груз, космонав- тов и т. д. Затем она возвращается на Землю. Другим проектом предлагается постройка трехсту- пенчатого воздушно-космического самолета. Первая и третья ступени самолета — пилотируемые, вторая сту- пень— непилотируемая; предназначена она для вывода третьей ступени на орбиту. Силовая установка первой ступени состоит из шести прямоточно-турбинных двига- телей (по три двигателя под каждой консолью крыла). Рис. 138. Схема орбитального аппарата Вторая и третья ступени крепятся над фюзеляжем пер- вой ступени и расположены по схеме тандем. Третья ступень имеет крыло изменяемой стреловидности (рис. 138). Оно «раскрывается» в процессе посадки при входе в атмосферу. Для вертикальной посадки третья ступень снабжена подъемными двигателями. Модель этого самолета демонстрировалась на авиационной вы- ставке 1967 г. в Париже. Интересен также проект воздушно-космического са- молета, предназначенного для транспортировки груза весом 3 Т на станцию, движущуюся по орбите на высоте около 300 км. Самолет состоит из двух ступеней. Вто- 20 А. Н. Пономарев 305
рая ступень предназначена для доставки полезного гру- за на орбиту и для обеспечения возвращения самолета в плотные слои атмосферы. ОЯа снабжена шестью ракет- ными двигателями, работа1рщими на жидком кислороде и водороде. Первая ступень самолета набирает высоту примерно 35 км и развц^ает скорость, соответствующую числу М = 7. После отделения второй ступени она воз- вращается на определенный аэродром. Вторая ступень Рис. 139. Схема воздушно-космического самолета с двумя возвра- щаемыми ступенями (стартовый вес 230 Т) встречается с орбитальной станцией, выполнив предва- рительно необходимые маневры. Летчик, используя вы- сокие аэродинамические характеристики второй ступени, имеет возможность определить траекторию снижения с учетом условий аэродинамического нагрева и выбрать (в довольно широком диапазоне) аэродром для посадки. В одном из иностранных журналов опубликован французский проект космического самолета. Самолет двухступенчатый. Стартовый вес его равен 150—230 Т. Силовая установка первой ступени комбинирован- ная и состоит из ВРД и ЖРД. ВРД работает до ско- рости полета, соответствующей числу М = 4,5. ЖРД включается при числе М = 4. Проектом предлагаются два варианта этого самоле- та. В первом варианте самолет, имеющий стартовый вес 230 Т, представляет собой систему из двух возвращае- мых ступеней (рис. 139). Во втором варианте самолет, 306
имеющий стартовый вес 150 7, состоит из двух возвра- щаемых ступеней и невозвращаемого ускорителя. Первая ступень имеет крыло малого удлинения без горизонтального оперения н шасси обычного типа. Под крылом установлены комбинированные турбовентиля- торно-прямоточные двигатели. Топливные баки распола- гаются в крыле (керосин) и в фюзеляже (водород в пе- реднем отсеке). Вторая ступень (орбитальный аппарат) имеет в передней части герметическую кабину для эки- пажа из двух человек. Кабина может быть выполнена в виде отделяемой капсулы (за счет увеличения общего веса аппарата). За кабиной располагаются баки с кис- лородом и водородом, отсек полезной нагрузки, вспомо- гательные баки, а затем двигатели. Аппарат имеет кры- ло малого удлинения, создающее аэродинамическое ка- чество, несколько большее 1, что должно обеспечивать удовлетворительную маневренность на этапе возвраще- ния. Для посадки используются крыльевые поверх- ности изменяемой геометрии, создающие аэродинамиче- ское качество порядка 5 (как и у обычного самолета). На этапах захода на посадку и посадки используется вспомогательный легкий ТРД со своим топливным ба- ком. Ускоритель, введенный в конструкцию космического самолета второго варианта, дает возможность сущест- венно уменьшить стартовый вес (примерно на 35%). Тя- га ускорителя (шесть турбопрямоточных двигателей) со- ставляет 41 Г, вес его 31,8 Т. Первая ступень аппарата весит 107,2 Т, орбитальный аппарат—И Т. Этот космический самолет предназначен для выпол- нения спасательных операций, вывода на орбиту высо- той 322 км полезной нагрузки весом 8—10 Т при ис- пользовании системы со стартовым весом 150 7, орби- тальных полетов, предсказаний погоды, картографиро- вания земной поверхности. По сообщениям иностранной печати, одна из амери- канских фирм разрабатывает проект воздушно-космиче- ского самолета с изменяемой геометрией, который при возвращении на Землю будет использовать для манев- рирования воздушно-реактивные двигатели. Диапазон бокового маневрирования этого аппарата, равный 5600 км, будет получен путем сочетания планирования при достижении среднего аэродинамического качества 20* 307
в гиперзвуковом полете (от 1,7 дб 2,3) с крейсерским полетом в атмосфере на дозвуковой скорости. Уменьше- ние этого диапазона до 1300 при осуществлении гру- зовых операций позволит увеличить вес полезной нагруз- ки, размещаемой внутри аппарата, за счет топлива, используемого в крейсерском полете. Этот самолет имеет аэродинамическое качество 1,9 в гиперзвуковом полете, удлиненный корпус с почти параллельными стенками и крыло большого удлинения, которое убирается в фюзеляж между нижним абляцион- ным теплоизоляционным экраном и основной оболочкой конструкции. Для повышения устойчивости аппарата на режиме околозвукового полета крыло выдвигается ча- стично, а на режиме дозвукового крейсерского полета — полностью. Конструкция крыла рассчитана на крейсер- ский полет. Крыло имеет посадочные закрылки. Путевая устойчивость самолета обеспечивается сдвоенными киля- ми, а управление — элевонами и рулем направления. Плоский нижний теплозащитный экран можно полно- стью снимать для ремонта после возвращения на Землю. На верхнюю поверхность основной конструкции, выпол- ненной из титана, нанесена изоляция, которая предохра- няется противорадиационными защитными панелями из специального сплава, рассчитанного на многократное использование. Самолет снабжен двумя двухконтурными двигателя- ми, которые при гиперзвуковой скорости убраны внутрь фюзеляжа, при планировании с дозвуковой скоростью они выдвигаются одновременно с крылом. Топливо для этих двигателей хранится в крыле и фюзеляже. В целях максимального использования грузоподъемности ракеты- носителя грузы размещаются как в самом аппарате, так и в переходном отсеке между аппаратом и носителем. Диапазон бокового маневрирования аппарата на крейсерском полете может быть увеличен путем доза- правки топливом в полете, для чего можно использовать современные самолеты-заправщики, летающие со ско- ростью 450—550 км!час. Имеются и другие проекты воздушно-космических са- молетов. На рис. 140 показан проект воздушно-космиче- ского самолета со второй ступенью, являющейся орби- тальным аппаратом, а на рис. 141—двухступенчатый воздушно-космический самолет. Первая ступень этого 308
самолета после расцепки возвращается на базу, вторая ступень разгоняется до орбитальной скорости и достав- ляет пассажиров и груз к месту назначения. После чего также может вернуться на землю. Разработан проект орбитального самолета, в котором предлагается использовать экспериментальный аппарат HL-10. Разгонная ступень самолета (внешний модуль) Рис. 140. Воздушно-космический самолет с двумя ступенями (ри- сунок) представляет собой увеличенный в 5,5 раза аппарат HL-10, а орбитальная ступень (внутренний модуль) — модифицированный аппарат HL-10. Имеются также проекты орбитальных самолетов с дельтовидным крылом. В иностранной печати указывается, что к разрабаты- ваемым в настоящее время проектам орбитальных само- летов предъявляются такие требования: общее количе- ство пассажиров и членов экипажа должно быть 12 че- ловек, они должны иметь возможность находиться на борту самолета без скафандра; вес полезной нагрузки, доставляемой на орбиту, должен быть не менее 23 Г; грузовые отсеки должны быть герметизированными; 309
б о Рис. 141. Воздушно-космический самолет с двумя сту- пенями (рисунок): а — момент старта; б — после разделения ступеней 310
предельное значение перегрузки — 3; самолет должен располагать полностью автономными системами навига- ции и управления и иметь возможность совершать по- садку по командам с Земли. Как полагают иностранные специалисты, главными проблемами при разработке орбитального самолета яв- ляется: создание ЖРД с большой тягой, который может выдерживать более 100 включений; обеспечение удовле- творительных аэродинамических характеристик в широ- ком диапазоне высот и скоростей; отработка механизма разделения ступеней (модулей); защита конструкции от аэродинамического нагрева. В качестве силовых установок орбитальных самоле- тов предполагается использовать ЖРД на жидком кис- лороде и водороде. От трех до девяти таких двигателей, развивающих тягу 180 Т каждый, будут устанавливаться на разгонной ступени (ускорителе), и от двух до трех — на орбитальной ступени самолета. Сообщается также, что разрабатывается РДТТ диаметром 6,6 м для исполь- зования на разгонной ступени орбитального самолета. Таким образом, не исключена возможность того, что раз- гонная ступень будет одноразовой. Предполагается, что функционирование всех систем орбитального самолета должно происходить автоматически от взлета до посад- ки, а экипаж будет лишь наблюдать за ними во время полета. При этом летчики в любой момент смогут вме- шаться в работу систем и взять управление на себя. Особое внимание уделяется методам и средствам ин- дикации. Группа комбинированных индикаторов, полу- чающих информацию от бортовой ЦВМ, будет в «ком- пактной» форме выдавать данные, необходимые для кон- троля хода полета. Двумя американскими фирмами «Боинг» и «Лок- хид» разрабатывается двухступенчатый орбитальный самолет с вертикальным стартом. В печати приводятся такие его данные: разгонная ступень имеет длину 76 м, Размах крыла 50 м; орбитальная ступень — длину 48 л/, размах крыла 25 м. Стартовый вес самолета около 1600 Т. О состоянии разработки орбитальной космической станции и орбитального самолета говорилось на совеща- нии, которое состоялось в Калифорнии в 1969 г. на тему «Операции, связанные с созданием космической стан- 311
ции». В докладах специалистов на этом совещании рас- сматривались проблемы создания и эксплуатации 12-местной орбитальной космической системы (ОКС), которая впоследствии будет превращена путем постепен- ного добавления модулей в 50-местную космическую базу. В докладах обсуждались также вопросы рацио- нального проектирования ОКС с учетом меняющихся весовых требований к доставке на орбиту самой ОКС и ее отдельных элементов, монтажа оборудования, а также проблемы и способы перехода экипажей и пас- сажиров из орбитального самолета в ОКС, перекачива- ния жидкостей, перегрузки различного оборудования и т. д. Делались выводы о необходимости разработки простого универсального стыковочного механизма и на- дежных механизмов для внутренней и внешней пере- грузки оборудования с орбитального самолета на ОКС. Кроме того, на совещании излагались и обосновыва- лись требования к энергетическим установкам для ОКС, космической базы и орбитального космодрома в предпо- ложении, что после 1985 г. возможно создание орбиталь- ного комплекса с экипажем 100—150 человек. Первым энергетическим порогом, преодолеваемым при полетах в космос, является, как указывается в за- рубежной печати, околоземная орбита. Она может слу- жить как бы промежуточной станцией для аппаратов, отправляющихся в дальний космос. Околоземные орби- ты могут быть использованы для старта экспедиций к Луне и другим планетам Солнечной системы. Целью других полетов по околоземным орбитам могут быть задачи, связанные только с Землей. Вне зависимости от конечных целей космической экс- педиции важным фактором всегда будет экономичность системы, используемой для выведения аппаратов на око- лоземную орбиту. Этот фактор накладывает определен- ные ограничения на осуществление любой космической экспедиции. В' настоящее время экономичность ракетных систем для вывода аппаратов в космос еще не высока, так как ракетные системы после их одноразового исполь- зования безвозвратно теряются. Однако может быть сде- лан шаг вперед в осуществлении космических полетов более эффективным и совершенным способом — с по- мощью многоразовых авиационно-космических систем. Авиационно-космическая система — это одно- или много- 312
ступенчатый автономный пилотируемый космический ле- тательный аппарат, способный выходить на околоземные орбиты, оставлять там свою полезную нагрузку и само- стоятельно возвращаться с орбиты на свою базу — в за- данный пункт Земли. Такой аппарат может решать на околоземной орбите и другие задачи. Подобные аппа- раты в будущем могут «развиваться» в систему, способ- ную осуществлять полеты и в дальний космос. Более того, регулярные полеты в космическом пространстве трудно представить без использования авиационно-кос- мических систем. Для спуска и посадки космических летательных аппа- ратов на Землю иностранные специалисты предлагают использовать роторное устройство. В зарубежной лите- ратуре указывается, что с помощью такого устройства можно осуществить необходимое торможение на всей траектории спуска космического аппарата, стабилизацию аппарата, планирующий спуск с использованием аэро- динамического качества, изменять в широких пределах сопротивление летательного аппарата, выполнять манев- ры при посадке и обеспечивать в момент соприкоснове- ния с Землей скорость, близкую к нулю. Изменение со- противления летательного аппарата при спуске может производиться изменением конусности или угла взмаха лопастей ротора, а подъемной силы — изменением угла атаки плоскости вращения ротора. Роторное устройство, как полагают, может применяться для спуска аппаратов любой формы, так как большая часть подъемной силы будет создаваться самим ротором, а не аппаратом. Это устройство состоит из ротора и системы управле- ния им. Ротор имеет несколько лопастей, с помощью которых на режиме самовращения осуществляется тор- можение летательного аппарата и управление траекто- рией его спуска. Можно предположить, что роторное устройство, будучи снабжено двигательными установка- ми, может выполнять функции несущего винта для ма- неврирования на режимах посадки. В этом случае мо- жет быть осуществлен полет между двумя находящими- ся на каком-то расстоянии один от другого пунктами или висение перед посадкой. В зарубежной печати указывается, что посадка кос- мических аппаратов с помощью роторного устройства имеет значительные преимущества как перед посадкой 313
баллистических аппаратов, которые используют для сни- жения в атмосфере парашютные системы, так и перед посадкой аппаратов с аэродинамическим качеством, использующих для снижения подъемную силу. Эти пре- имущества заключаются в возможности широкого регу- лирования коэффициента сопротивления и обеспечении необходимых перегрузок, а также в возможности совер- шать безударную вертикальную посадку на заранее определенную площадку. Говорится, что введение рото- ра в конструкцию космического аппарата увеличит, по предварительным расчетам, вес последнего примерно на 1%. Посадка космического аппарата на Землю с по- мощью роторного устройства будет совершаться следую- щим образом. Ротор раскрывается на высоте около 90 км при ско- рости 7,92 км!сек, а затем раскручивается под дей- ствием набегающего потока. Скоростной напор потока при этом равен 9,76 кГ1м2. На установившемся режиме вращения ротора аппарат переходит в планирующий по- лет. Торможение аппарата ротором начинается на высо- те 76 км, когда перегрузка равна 0,3, а аэродинамиче- ское качество 1. Ротор создает подъемную силу и 50% общего сопротивления. В течение большей части периода торможения летательный аппарат совершает планирова- ние до момента, пока его скорость не достигает значе- ний, соответствующих числу М = 4. При дальнейшем уменьшении скорости и на околозвуковом режиме поле- та ротор вращается с максимально допустимой скоро- стью и накапливает максимальное количество энергии. Как только скорость аппарата становится дозвуковой, вновь возобновляется планирование. Ротор в это время работает как тормоз, сохраняя большую скорость враще- ния. Космический аппарат при планировании подводит- ся к заданному месту посадки. Скорость его при этом уменьшается до величины, обеспечивающей безопасное приземление. Следует заметить, что при входе в плотные слои атмосферы поверхности лопастей ротора будут подвер- гаться сильному аэродинамическому нагреву. При рас- положении ротора за спускаемым аппаратом наиболь- шие температурные напряжения возникнут в зоне пере- сечения скачков уплотнения, образовавшихся у корпуса 314
спускаемого аппарата и лопастей ротора. В случае спу- ска космического аппарата с ротором, создающим подъ- емную силу, уменьшается не только величина нагрева в результате изменения положения аппарата, но и кон- центрация температурных напряжений в результате несимметричного обтекания лопастей. Высказывается предположение, что максимальная температура лопастей ротора, предназначенного для возвращения космическо- го аппарата, будет 900° С. Для уменьшения температур- ных напряжений предлагается применять роторы с по- лыми лопастями, внутри которых циркулируют охлаж- дающие жидкости или газы, перемещающиеся вдоль лопастей под действием центробежных сил. В зарубежной литературе приводятся расчеты спу- ска и посадки с помощью роторного устройства одной из ступеней ракеты-носителя «Сатурн-1 В». Предпола- гается эту ступень возвращать к месту старта после одного оборота вокруг Земли. Система «ракета — ротор» образует маневренный планирующий аппарат, имеющий аэродинамическое качество 1,15 на гиперзвуковых ско- ростях полета. Такая величина аэродинамического каче- ства обеспечивает, как отмечают, боковую дальность планирования ±1980 км. Вес вращающихся элементов роторной системы составляет 545 кГ, или 7,9% полного веса спускаемого аппарата. Был проведен также расчет посадки с помощью ро- торного устройства космического корабля «Аполлон». Он показал, что посадочная скорость космического корабля «Аполлон» равна 1,83 м/сек. Максимальное значение аэродинамического качества получалось равным 1,37. Это значение качества обеспечивает боковую дальность ±2110 км. Из сказанного видно, что на пути создания пилоти- руемых воздушно-космических аппаратов стоит еще немало проблем. Но нет сомнения в том, что общими усилиями ученых, конструкторов, инженеров они будут решены.
ЛИТЕРАТУРА 1. Б. С. Стечкин, П. К. Казанджан и др. Теория реак- тивных двигателей. Ч. 1 и 2, Оборонгиз, 1957—1958. 2. И. И. Кулагин. Основы теории авиационных газотурбин- ных двигателей. Воениздат, 1967. 3. А. В. Ш т о д а, С. П. Алещенко и др. Конструкция авиа- ционных газотурбинных двигателей. Воениздат, 1961. 4. А. П. Мельников. Аэродинамика больших скоростей. Воен- издат, 1961. 5. И. М. П а ш к о в с к и й. Особенности устойчивости и управ- ляемости скоростного самолета. Воениздат, 1961. 6. Показатели маневренности, управляемости и устойчивости самолетов. Оборонгиз, 1958. 7. А. Н. Пономарев. Ракетоносная авиация. Воениздат, 1964. 8. В. Ф. Павленко. Самолеты вертикального взлета и посад- ки. Воениздат, 1966. 9. С. Ю. Скрипниченко. Изменяемая стреловидность. Воен- издат, 1969. 10. Реактивные двигатели. Под редакцией О. Е. Ланкастера. Перевод с англ, под редакцией канд. техн, наук Н. Г. Дубравского. Воениздат, 1962. 11. Справочник авиационного техника. Изд. второе, Воениздат, 1964. 12. В. С. С и м о н я н ц, Б. У. Л ь я н о в. Аэрофлот — воздуш- ному путешественнику. Изд-во «Транспорт», 1967. 13. В. Г. Брага, Н. М. Лысенко и др. Практическая аэро- динамика самолетов с турбореактивными двигателями. Воениздат, 1969. 14. Авиационная периодическая отечественная литература. 15. Авиационная периодическая иностранная литература. 316
ОГЛАВЛЕНИЕ Стр, Из истории отечественной авиации......................... 3 Глава 1. Реактивные двигатели........................... 20 Общие сведения..................................... — Воздушно-реактивные двигатели..................... 21 Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД)............... 62 Ракетные двигатели твердого топлива................ 80 Комбинированные двигатели......................... 86 Атомные (ядерные) силовые установки............... 88 Глава 2. Летательные аппараты........................... 92 Основные определения и............................. — Некоторые вопросы аэродинамики....................100 Аэродинамический нагрев...........................114 Летные свойства самолетов.........................115 Действие динамических нагрузок на самолет.........125 Боевые самолеты...................................130 Глава 3. Средства спасения экипажей современных воен- ных самолетов...........................................197 Глава 4. Вооружение самолетов...........................211 Общие сведения..................................... — Ракеты класса „воздух — воздух"...................223 Ракеты класса „воздух — поверхность"..............230 Глава 5. Вертолеты ... 240 317
Глава 6. Самолеты военно-транспортной и гражданской авиации..................................................250 Самолеты военно-транспортной авиации............... — Самолеты гражданской авиации.......................258 Глава 7. Приборное оборудование самолетов и системы уп- равления полетом........................................264 Приборное оборудование самолетов .................. — Системы управления полетом ........................ 267 Глава 8. Авиационные конструкционные материалы. Пер- спективы их развития....................................273 Глава 9. Авиация на пороге в космос......................284 Литература...............................................316
Генерал-полковник ИТС, доктор технических наук Александр Николаевич Пономарев Авиация на пороге в космос Редакторы доктор технических наук Павленко В. Ф. и Дружинине кий М. В. Художник Карпиков И. И. Технический редактор Коновалова Е. К. Корректор Т. А. Королева Сдано в набор 21.6.70 г. Г-77812 Подписано к печати 30.10.70 г. Формат бумаги 84ХЮ81/«а 10 печ. л. = 16,8 усл. печ. л. + 4 вкл. - 1’/в п. л. = — 1,89 усл. п. л. 18,481 уч.-изд. л. Бумага типографская № 1. Тираж 11 700 экз. Цена 1 р. 17 коп. Изд. № 7/1548 Зак. 191 Ордена Трудового Красного Знамени Военное издательство Министерства обороны СССР. Москва, К-160 1-я типография Воениздата Москва, К-6, проезд Скворцова-Степанова, дом 3