О. Л. Л ЕМКО
«ЛЕТАЮЩИЕ КРЫЛЬЯ»
ИСТОРИЯ И ВОЗМОЖНЫЕ ПУТИ
РАЗВИТИЯ
>Л^5?ВЖ *'*

НАУЧНЫЙ ЦЕНТР ВОЕННО-ВОЗДУШНЫХ СИЛ УКРАИНЫ
О. Л. ЛЕМКО
«ЛЕТАЮЩИЕ КРЫЛЬЯ»
ИСТОРИЯ И ВОЗМОЖНЫЕ ПУТИ
РАЗВИТАЯ
КИЕВ 2002

УДК «29.734.735(09)
йжомевдовлно к изданию н л> чно-тнхничьеким пойнтом Научного Центр \
ВВС Украины
1Ча (еюешы:
Доктор технических наук, профессор И.А. КРАВЕЦ
Доктор технических наук профессор, засуженный
Оеяте.-ib науки и техники Украины Ю.М. ТЕРЕЩЕНКО
Лемко О. Л.
С54 «ЛЕТАЮЩИЕ КРЫЛЬЯ»
История и возможные пути развития
ISBN 966-96092-0-8
Дан историко-технический анализ развития летательных
аппаратов, построенных по аэродинамической схеме «летающее
крыло» с момента появления первых проектов до наших дней, а также
причины, офаничивавшие до последнего времени распространение
таких летательных аппаратов в авиации.
Для инженеров авиационных специальностей. Будет полезна
широком}' кругу читателей, интересующихся развитием авиации.
©О, Ж Лемко 2001
©НЦ ВВС ВСУ 2001

ВВЕДЕНИЕ
Особое место в самолетостроении занимает аэродинамическая схема
«летающее крыло». В этой схеме аэродинамические формы самого крыла
обеспечивают продольную устойчивость» балансировку и управляемость
летательного аппарата, а достаточно большая строительная высота
центропланной части крыла позволяет разместить в нем силовую
установку, полезную нагрузку и все другие необходимые для полета
агрегаты. Поэтому отсутствует необходимость в фюзеляже и
горизонтальном оперении. Во все времена развития авиации ученые и
конструкторы стремились создать летательный аппарат - идеальное
«летающее крыло», у которого отсутствовали бы «лишние» несущие
элементы конструкции. В одни периоды развития авиации такие
летательные аппараты были ь центре внимания авиационных кругов
многих развитых держав, в другие периоды исследования в этой области не
выходили за рамки попыток приверженцев этой схемы создать «идеальное
летающее крыло».
В результате многолетней деятельности авиаконструкторов был
накоплен значительный опыт проектирования самолетов схемы «летающее
крыло». Поэтому историко-технический анализ этого опыта представляет
как познавательный, так и практический интерес.
Основное внимание в данной работе уделено развитию самолетов
схемы «летающее крыло», а также выявлению причин, ограничивпн-ж до
настоящего времени распространение этих летательных аппаратов в авиации.
Показаны отличия этой схемы от летательных аппаратов «бесхвостка» и
других аэродинамических схем. Работа содержит также сведения по
истории развития самолетов схемы «летающее крыло».
Подробно рассмотрены проекты самолетов «летающее крыло»,
создание которых оказало заметное влияние на развитие современной

авиации, а также некоторые нереализованные проекты ряда летательных
аппаратов этой схемы.
Проведен анализ некоторых перспективных проектов «летающих
крыльев», которые предполагается реализовать, начиная с 2010 года, и
ориентированных на эксплуатацию до 2050 года. Эти проекты, по мнению
автора, позволяют утверждать что за летательными аппаратами «летающее
крыло» будущее авиаций.
При подготовке рукописи большую помощь автору оказали кандидат
технических наук, доцент Кулешин В.В., кандидат военных наук, доцент
Коцуренко Ю.В. и др. Всем им автор выражает глубокую признательность.
1 СУЩНОСТЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
КОМПОНОВКИ «ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО»
1.1 Анализ аэродинамических компоновок летательных аппаратов
Основная задача аэродинамики со времен полета первых
летательных аппаратов и до настоящего времени - нахождение такой
формы летательного аппарата, которая при наименьшем сопротивлении
давала бы наибольшую подъемную силу. Многочисленные примеры
создания летательных аппаратов, имеющих минимальное число «лишних»
элементов конструкции привели к появлению «бесхвостых» летательных
аппаратов, среди которых пристальное внимание ученых и конструкторов
привлекала аэродинамическая схема «летающее крыло» - самолет без
оперения и фюзеляжа, все агрегаты и грузы размещены внутри крыла.
Первая мировая война впервые выдвинула требования к летно-
техническим характеристикам боевых летательных аппаратов. Это привело
к стандартизации аэродинамических компоновок самолетов, были
предложены критерии, с помощью которых можно было определить
принципиальные компоновочные отличия между построенными к тому
времени и проектируемыми самолетами Появились такие понятия, как

аэродинамическая схема и аэродинамическая компоновка летательного
аппарата.
Анализ большого числа опытных и серийных летательных аппаратов
различного назначения, построенных с тех пор, позволяет выделить три их
главные схемы:
1. «Нормальная» аэродинамическая схема самолета, в которой
горизонтальное оперение размещено за крылом (рис. 1.1). По этой схеме
выполнены многие самолеты в гражданской и военной авиации.
2. Аэродинамическая схема самолета типа «утка», когда
горизонтальное оперение размещено перед крылом (рис. 1,2). Эта схема
была впервые использована на самолете братьев Райт, однако в силу своих
специфических особенностей не получила широкого распространения в
авиации.
3. Аэродинамическая схема самолета, у которого нет
горизонтального оперения, а его функции выполняются самим крылом. К
ней относятся летательные аппараты «бесхвостка» и «летающее крыло»
(рис. 1.3,1.4).
Первая схема - наиболее распространенная в самолетостроении,
установившаяся в практике мирового самолетостроения «нормальная» или,
как ее часто называют «классическая» схема - с фюзеляжем, оперением,
расположенным позади крыла и прочими элементами конструкции, ни на
одном этапе развития авиации не была единственной.
Рис. 1.1 - Транспортный самолет Ан-70 «нормальной» аэродинамической
схемы

Рис. 12 - Самолет - истребитель J-39 «Grippen»
схемы «утка»
Рис. 1.3 - Бомбардировщик «Вулкан» схемы «бесхвостка»
Рис. 1.4 - Бомбардировщик «Nortrop» B-2 схемы «летающее крыло»
Безусловно, «классическая» схема с точки зрения законов
аэродинамики не является идеальной. Для образования подъемной силы
необходимо только крыл®. Все остальные элементы планера - фюзеляж,
горизонтальное и вертикальное оперения существуют лишь для
размещения экипажа, пассажиров и грузов, обеспечения устойчивости и
управляемости и хороших взлетно-посадочных характеристик
летательного аппарата.
Аэродинамические \ формы современных летательных аппаратов
приближаются к «летающему крылу». Достаточно сказать, что схему
самолетов 4-го поколения, таких, как МиГ-29 и Су~27 уже трудно назвать
«классической», поскольку функции фюзеляжа в большей степени
выполняет корпус, выполненный в виде крылового профиля с
деформированной срединной поверхностью. В сочетании с интегральным
сочленением всех частей планера и мотогондол двигателей самолеты МиГ»
4

29 и Су-27 по своей аэродинамической компоновке находятся значительно
ближе к «летающему крылу», чем к «классической» схеме.
Самолеты «нормальной» аэродинамической схемы с изменяемой
стреловидностью • крыла при максимальном угле стреловидности
превращаются в самолеты «бесхвостой» схемы, например, истребители F-
! 11 (рис. 1.5), F-14 «Tomcat», фронтовой бомбардировщик Су-24 и др.
TV *"{•'
Рис. 1.5- Самолет изменяемой стреловидности крыла F-111А
Идея самолета, выполненного по аэродинамической схеме
«летающее крыло» заключается в расположении всех частей и
агрегатов, необходимых для существования летательного аппарата и
не участвующих в создании подъемной силы, внутри крыла. Эта идея
воплощена в названии «идеальное летающее крыло».
Одной из первых природных аналогий, на основании которых
человек стал создавать летательные аппараты, является природный
летательный аппарат «летающее крыло» - семя тропического растения
«Запония Макрокарпа» (рис. 1.6), которое отличается естественной
аэродинамической устойчивостью [1]. Семена этого растения, сорвавшись
с веток, планируют на значительную дальность до того момента, пока
опускаются на землю и пускают корни. Семя растения имеет серповидную
форму в плане и значительную отрицательную крутку отогнутых назад
концов. Это, наряду с наличием положительного поперечного «V» крыла-
семени, обеспечивает ему устойчивость полета,

Рис. 1.6 - Семя растения «Заиоиия Макрокарпа» [1J
Практически с того самого момента, когда человек начал строить
летательные аппараты, самолеты схемы «бесхвостка» ш «летающее крыло»
стали одними из наиболее популярных аэродинамических схем. В этих
схемах конструктивные формы самого крыла обеспечивают
продольную устойчивость, балансировку т управляемость.
Следовательно, необходимость в горизонтальном оцерении отпадает, а
фюзеляж становится значительно короче (схема «бесхвостка») или совсем
исчезает (схема «летающее крыло»).
На рис. 1.7 в качестве примера показаны трансформация и изменение
местоположения аэродинамических органов продольного управления в
схеме «летающее крыло» по сравнению с самолетами «нормальной»
аэродинамической схемы с трапециевидным или стреловидным крылом.
_ Направление колета
•«gggf"»™'""""'"'» " -'-
14:
Рис. 1.7 - Изменение положения органов продольного управления
летательного аппарата аэродинамической схемы «летающее крыло»

1.2 Достоинства схемы «летающее крыло»
Самолет, построенный по аэродинамической схеме «летающее
крыло» обладает многими преимуществами по сравнению с
традиционными схемами. Эти преимущества обусловлены значительным
снижением массы конструкции, аэродинамического сопротивления и
стоимости благодаря отсутствию фюзеляжа и аэродинамических
поверхностей оперения. Кроме того, вследствие меньшей инерционности
повышается продольная и путевая маневренность летательного аппарата.
При больших размерах летательных аппаратов, выполненных по схеме
«летающее крыло», пассажиры и грузы могут размещаться внутри крыла,
располагающего значительными объемами. У большинства самолетов,
построенных по схеме «летающее крыло», силовая установка, экипаж и
полезная нагрузка размещаются либо в крыле, либо в укороченном, по
сравнению с обычными самолетами фюзеляже, который часто называют
гондолой. Объединение функций крыла и фюзеляжа в едином корпусе
позволяет реализовать следующее.
1 Получить более высокие, чем у самолетов традиционных схем,
аэродинамические характеристики крейсерского полета за счет снижения
лобового сопротивления.
2. Уменьшить вес конструкции летательного аппарата за счет
отсутствия фюзеляжа и горизонтального оперения.
3. Обеспечить равномерность аэродинамической нагрузки по всей
площади летательного аппарата и избежать дополнительных напряжений,
свойственных традиционной схеме «крыло-фюзеляж». Это ведет к
снижению доли массы планера во взлетной массе всего летательного
аппарата,
4. Распределить всю весовую нагрузку по значительной площади и
максимально использовать эффект аэродинамической разгрузки, что также

ведет к снижению доли веса планера во взлетной массе летательного
аппарата.
5. Обеспечить значительно меньшую эффективную площадь
рассеивания (ЭПР), чем у летательных аппаратов «классической» схемы за
счет отсуствия фюзеляжа и горизонтального оперения, что позволяет более
полно использовать технологию малой заметности в военной авиации.
Эти особенности аэродинамической схемы «летающее крыло» дают
возможность при^ одинаковых удлинениях крыла достичь более высоких,
чем у самолетов «классической» схемы, величин аэродинамического
качества крейсерского полета и на 25%...30% увеличить полезную
нагрузку по сравнению с самолетами, выполненными по «нормальной»
аэродинамической схеме.
1.3 Недостатки схемы «летающее крыл©»
Наряду с перечисленными преимуществами, аэродинамическая
схема «летающее крыло» обладает рядом недостатков, не позволивших ей
до настоящего времени найти широкое применение в авиации. К основным
недостаткам этой схемы относятся следующие.
1. Сложность выбора места для размещения горизонтального и
вертикального оперения и, как следствие, проблемы обеспечения
приемлемых продольной и путевой устойчивости и управляемости,
связанные с компактностью аппарата вдоль продольной и нормальной
осей, а также относительно малым плечом органов стабилизации и
управления относительно центра масс.
2. Низкое взлетно-посадочное значение коэффициента подъемной
силы «летающего крыла» (Сумакс~ 1.4... 1.6 по сравнению с Сумакс = 2...3 у
самолетов «классической» схемы). Это обусловлено сложностью
применения эффективной взлетно-посадочной механизации из-за больших
пикирующих моментов, возникающих при выпуске механизации. Как

следствие, у летательных аппаратов схемы «летающее крыло» большие,
чем у самолетов «классической» схемы скорости взлета и посадки, длины
разбега и пробега.
3. Необходимость использования шасси большой высоты для
создания достаточных для безопасного взлета и посадки углов атаки.
Подобное обстоятельство влечет за собой увеличение массы конструкции
летательного аппарата.
4. Низкое критическое число М полета, обусловленное
необходимостью использования крыловых профилей большой
относительной толщины в центральном сечении для размещения полезной
нагрузки и агрегатов без чрезмерного увеличения габаритных размеров
летательного аппарата.
Недостатки «летающего крыла» в прошедшие годы развития авиации
практически сводили к нулю присущие ему достоинства. Однако научно-
технические достижения последних лет в области аэродинамики,
динамики полета и систем активного управления летательных аппаратов
позволяют в значительной степени устранить присущие этой
аэродинамической схеме недостатки и занять «летающим крыльям»
достойное место среди самолетов других схем.
2 ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТОВ «ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО»
2.1 Первые проекты «летающих крыльев»
Человек обычно искал прообразы своих творений в окружающем его
мире. Неудивительно, что многие самолеты, предложенные в проектах
пионеров авиации, напоминали форму птиц, летучих мышей и т.п. Как
известно, ряд птиц и насекомых, способных летать, не имеют хвостового
оперения, поэтому в проектах первых самолетов наряду с другими
рассматривалась и схема «летающее крыло». Таким образом, идея

«идеального летающего крыла» возникла в процессе наблюдения
человеком природы и зародилась одновременно с идеей самолета
вообще [2J.
Попытки создания летательных аппаратов, имеющих минимальное
число ненесущих элементов конструкции, привели к появлению
летательных аппаратов нетрадиционных аэродинамических схем, среди
которых наибольшее внимание конструкторов и ученых привлекали схема
«бесхвостка» (самолет без горизонтального оперения) и ее дальнейшее
развитие - «летающее крыло». В одни периоды развития авиации такие
самолеты были представлены целым рядом выпускающихся серийно
машин, в другие - не выходили за рамки эксперимента, но работа над
усовершенствованием аэродинамической схемы самолета «летающее
крыло» велась постоянно [3]. В результате многолетней деятельности
авиаконструкторов многих стран был накоплен значительный опыт
проектирования «бесхвостых» летательных аппаратов.
Анализ первых проектов «бесхвостых» летательных аппаратов
показал, что основной их проблемой были продольная и путевая
устойчивость и управляемость.
Первое упоминание о «бесхвостом» самолете относится к 1865 г,
когда французский исследователь Шарль де Луврие разработал проект
самолета под названием «Аэронав» [2]. Самолет должен был иметь одну
горизонтальную поверхность в виде ромбовидной плоскости и являлся,
фактически, увеличенным вариантом «воздушного змея». Предполагалось
применение винтомоторной силовой установки, работающей на сжатом
воздухе, или реактивного двигателя. Продольное управление самолетом
должно было осуществляться перемещением грузов в гондоле,
подвешенной снизу к крылу, или изменением наклона крыла (в настоящее
время такое управление, * названное балансирным, используется для
управления дельтапланов).

В 1870 г. английский изобретатель Р. Харт получил патент на
«усовершенствованный аппарат для воздушных сообщений». Это был
проект бесхвостого моноплана с высокорасположенным крылом в виде
прямоугольной пластины. Самолет предполагалось снабдить толкающим
винтом, приводимым во вращение паровым или каким-либо другим
двигателем. Продольная балансировка должна была осуществляться
перемещением центра масс самолета. В проекте Харта предлагались таюке
органы управления в виде элевонов, которые могли отклоняться раздельно
для противодействия реактивному моменту винта и одновременно - для
продольного управления. Руль направления не был предусмотрен,
В конце XIX века в России было создано два проекта бесхвостых
самолетов. Автором первого проекта являлся Ф.Р. Гешвенд, второго -
В.А. Татаринов [2]. Однако в обоих проектах основное внимание
уделялось конструкдаи планера и двигателей, а важные вопросы
устойчивости и управл^мости практически не рассматривались.
Изобретатели Д. Батлер и Э. Эдварде запатентовали в Англии в 1867
г. проект бесхвостого самолета с реактивным двигателем (рис. 2.1) [2].
Рис. 2.1 - Самолет Д, Батлера и Э. Эдвардса (проект)
Внешне этот самолет С треугольным крылом малого удлинения резко
отличался от других проектов тех лет и напоминал современный
сверхзвуковой реактивный самолет схемы «бесхвостка». Управление
должно было обеспечиваться перемещением центра масс самолета.
Предусматривался также руль высоты. Поперечная устойчивость
достигалась с помощью положительного поперечного «V» крыла.

Управление курсом предполагалось осуществлять либо с помощью руля
направления, либо (при установке двух двигателей) изменением тяги
одного из них.
Рассмотренные выше проекты летательных аппаратов без
горизонтального оперения были продольно неустойчивыми, так как
профиль крыла не обеспечивал создания восстанавливающих равновесие
моментов. Успешное решение задачи полета в этом случае могло быть
получено лишь с помощью автоматического обеспечения продольной
устойчивости, однако в то время подобные устройства еще не были
созданы.
Впервые задача создания устойчивого и управляемого «бесхвостого»
самолета была теоретически решена А. Пено. В 1876 г, во Франции им был
получен патент на моноплан - амфибию. Самолет Пено представлял собой
расчалочный высокоплан с фюзеляжем в виде лодки, с убирающимся
шасси и двумя тянущими винтами с приводом от парового двигателя
(рис. 2.2) [2].
Рис. 2.2 - Схема самолета А. Пено (проект)
Продольная устойчивость должна была обеспечиваться
расположением центра масс виереда аэродинамического фокуса крыла
ио углу атаки. Кроме того, Пено впервые в мировой практике
авиастроения решил задачу достижения продольной балансировки
самолета без горизонтального оперения путем применения S-образного

профили (т. е. профиля с отогнутой вверх задней кромкой). В описании к
патенту Пено указывал, что устойчивое равновесие достигается в полете
посредством закрутке кверху ксей задней кромки несущей поверхности
или ее части. Иллюстрацией преобразования обычного профиля в S-
образный может служить рис. 2.3 [1].
Рис. 2.3 - Преобразование обычного крылового профиля в
S-образный [1]
Поперечная устойчивость самолета должна была обеспечиваться
положительным поперечным «V» крыла, а путевая - вертикальным килем,
расположенным в задней части фюзеляжа. Для управления тангажом были
предусмотрены рули высоты, прикрепленные к центральной части задней
кромки крыла. Управление курсом могло осуществляться рулем
направления, а также аэродинамическими тормозами, представляющими
собой расщепляющиеся щитки, расположенные на концах крыла (см.
рис. 2.4). Кроме того, Пено предусмотрел средства для автоматического
поддержания высоты и направления полета.

Рис. 2.4 - Современный расщепляющийся щиток
Идеи и предложения, изложенные в патенте, уже в то время
охватывали практически все проблемы аэродинамики, устойчивости и
управляемости полета летательных аппаратов схемы «летающее крыло».
Недостаточное знание законов аэродинамики, устойчивости и
управляемости привело многих исследователей, работавших в
рассматриваемый период в области авиации, к мнению, что единственный
способ создания самолета - это способ копирования животных, способных
совершать устойчивый планирующий полет, между тем как природа
давала много примеров, когда устойчивый полет совершался без помощи
хвостового оперения.
С изучения полета летающих животных и растений начали свою
деятельность в области авиации австрийские изобретатели И. Этрих и
Ф. Велс. Они построили бесхвостый планер, крыло которого являлось
увеличенной копией семени растения «Заиоиия Макрокарпа». В октябре
1906 года Ф. Велс совершил ряд полетов на планере, причем дальность
отдельных полетов превышала 220 м [2]. Планер Этриха и Велса был
первым бесхвостым летательным аппаратом тяжелее воздуха («летающим
крылом»), совершившим устойчивый полет с человеком на борту
(рис. 2.5).

/ . / / 4 , ijixJxl * • > р\ \ ц
Рис. 2.5 - Бесхвостый планер Этриха и Велса [3]
Наряду с изучением полета птиц, широко распространенным
методом изучения возможности полета летательных аппаратов тяжелее
воздуха, в этот период был метод экспериментирования с летающими
моделями. Этим методом были получены начальные представления об
устойчивости и управляемости летательных аппаратов различных схем.
Исследования по устойчивости и управляемости самолетов
«бесхвостой» схемы проводились и в России. В конце XIX в. там был
выполнен ряд экспериментов с летающими моделями аппаратов схем
«бесхвостая» и «летающее крыло».
Например, русский ученый А.В. Эвальд в 1886-1887 гг. проводил
эксперименты с моделью бесхвостого реактивного самолета. Крыло его
представляло собой прямоугольную в плане плоскость. Поперечная
устойчивость обеспечивалась положительным поперечным «V» крыла. Для
разбега было предусмотрено колесное шасси. Тяга создавалась с помощью

ракетного двигателя. После многих доработок, модель, по словам
современников Эвальда, совершила после разбега устойчивый полет [2].
Больших успехов в создании устойчивых моделей летательных
аппаратов тяжелее воздуха, в том числе и бесхвостых, добился В.В. Котов.
В 90-х годах XIX в. им было выполнено большое количество
экспериментов, в результате которых найдены формы, обеспечивающие
устойчивый горизонтальный полет моделей летательных аппаратов.
В.В. Котов впервые экспериментально доказал «самоустойчивость»
крыла при задании его нрофшто S-образиой формы [2]. Эксперименты
Котова доказали также возможность управления летательных аппаратов по
курсу без помощи руля направления.
Примерно в это же время над вопросами устойчивости летательных
аппаратов тяжелее воздуха работал русский ученый С.С. Неждановский.
Он исследовал летные характеристики летательных аппаратов схемы
«летающее крыло». В конце 1898 г. в конструкции моделей этих
летательных аппаратов он применил стреловидную форму крыла. Для
обеспечения продольной устойчивости изобретатель использовал наряду
со стреловидностью еще и геометрическую крутку крыла. В своих
экспериментах Неждадавский использовал как бипланную, так и
монопланную схемы крыла. На различных моделях стреловидность
менялась в пределах х ~ 30°.,.45°, крутка в пределах у/ = - 4° .,.«11°.
Некоторые модели имели размах до 6 м и совершали успешные полеты [2].
Таким образом, Неждановским была впервые разработана и
практически доказана возможность создания самобалансирующегося
крыла путем сочетания стреловидности с круткой крыла по размаху. Этот
способ, обеспечивающий балансировку самолета без горизонтального
оперения, широко применялся впоследствии в конструкциях не только
«бесхвостых» самолетов, но и самолетов других аэродинамических схем.

2-2 Первые экспериментальные летательные аппараты «летающее
крыло»
В последующие годы метод копирования летающих объектов
природы уступил место методу создания летательных аппаратов на
научно-экспериментальной базе. В начале XX века во многих странах
появились специализированные аэродинамические лаборатории. На смену
экспериментам с летающими моделями пришли фундаментальные
теоретические и экспериментальные исследования. Была предложена и
развита гипотеза Жуковского - Чаплыгина об обтекании крыла, которая...
«указала правильный технический путь для создания крыловых профилей
и попутно - дорогу для применения математических методов к задачам
аэродинамики» [4].
Первые, по настоящему летавшие «бесхвостые» самолеты, были
созданы английским конструктором Д. Данном [5]. Необходимо отметить,
что для этих летательных аппаратов еще не было четкого разделения по
аэродинамическим схемам «бесхвостка» или «летающее крыло». Здесь
речь может идти лишь о принципах и предпосылках создания самолетов
схемы «летающее крыло».
Проводя аэродинамические эксперименты, Данн значительно развил
теорию самобалансирующегося крыла на основе аэродинамических
свойств семян растения «Занония Макрокарпа». Предложенное им
стреловидное крыло имело явно выраженную стреловидность,
прямолинейные кромки, крутку вдоль всего размаха и жесткую заднюю
кромку. Большая отрицательная крутка концов крыла уменьшила
опасность срыва потока, обтекающего крыло, на больших углах атаки.
Особенности крыла, предложенного Данном, обеспечили требуемый запас
и стабильные характеристики продольной статической устойчивости
летательных аппаратов. Конструктор отмечал, что положительная
стреловидность крыла способствует демпфированию продольных
17

колебаний. Путевая устойчивость такого крыла должна была
обеспечиваться стреловидностью и расположенными на концах крыла
вертикальными килями.
На основе опыта испытаний первых летательных аппаратов с
самобалансирующимся стреловидным крылом Д. Данн построил
«бесхвостый» самолет D-5. (рис. 2.6). Этот самолет представлял собой
двухместный биплан-со стреловидным крылом и был оснащен двумя
толкающими винтами, установленными по бокам ферменной гондолы.
Воздушные винты приводились во вращение с помощью цепной передачи
от двигателя, расположенного в гондоле.
Рис. 2.6 - Вид в плане самолета Д. Данна D-5 [2]
Самолет D-5 совершил первый полет 11 марта 1910 г., а в мае того
же года уже выполнял полеты дальностью свыше 3 км [5].
Последующие самолеты Данна являлись модификацией хорошо себя
зарекомендовавшего самолета D-5. Характер изменений показывает, что
Данн стремился упростить конструкцию последующих летательных
аппаратов, повысить их надежность и улучшить управляемость. Два
толкающих винта с цепным приводом были заменены одним с прямым
приводом от двигателя. Для улучшения управляемости своих самолетов
конструктор предложил увеличить площадь поверхностей управления и
использовал однорычажную систему управления. В результате
проведенной работы были построены «бесхвостые» самолеты, вполне
пригодные для продолжительных полетов.
18

Давая оценку деятельности авиаконструктора Данна, надо отметить,
что им впервые было разработано реальное самобалансирующееся
стреловидное крыло, созданы органы управления самолета, построенного
по «бесхвостой» схеме [2]. На основе теоретических и экспериментальных
исследований Д. Данном были построены первые, успешно летавшие
самолеты без горизонтального оперения.
Отметим особенности конструкции этих аппаратов, которые легли в
основу будущих летательных аппаратов схемы «летающее крыло» и, кроме
того, нашяи широкое применение в самолетах других аэродинамических
схем:
® стреловидное крыло с прямолинейными передними и задними
кромками, позволяющее наряду с хорошими характеристиками
продольной и путевой устойчивости летательного аппарата в дальнейшем
решать задачу увеличения критического числа М полета;
® сочетание аэродинамической и геометрической крутки крыла по
всему размаху, которое используется в настоящее время практически на
всех летательных аппаратах;
® управление летательным аппаратом с помощью элевонов,
позволяющее совместить функции управляющих органов по тангажу и
крену;
® вертикальные кили на концах стреловидного крыла, которые
наряду с функцией путевой устойчивости решают еще и задачу
уменьшения индуктивного сопротивления летательного аппарата;
® однорычажная система управления самолетом, которая в
настоящее время является доминирующей в авиации.
Работы по самолетам схемы стреловидное «летающее крыло»,
начатые Данном, продолжил после окончания первой мировой войны его
соотечественник Г. Хилл. В основу конструкции самолетов, разработанных
Хшшом, была положена принципиально новая система управления.

Понимая, что обычное хвостовое оперение подвержено воздействию
спутной струи от крыла, а элевоны теряют эффективность на больших
углах атаки, Хилл остановил свой выбор на самолете схемы «летающее
крыло» с «плавающими» поверхностями управления в концевых частях
стреловидного крыла. Эти органы управления представляли собой элевоны
большой площади, которые шарнирно крепились к концам крыла таким
образом, что автоматически, независимо от положения самолета,
устанавливались в положение, соответствующее их нулевой подъемной
силе. Следовательно, подобные органы управления на любых углах атаки
оставались эффективными.
Управление курсом осуществлялось применением поворотных
килей, установленных под крылом вблизи элевонов и также не терявших
эффективности на больших углах атаки.
В отличие от конструкции крыла, предложенного 'Данном, крыло,
примененное Хилом, имело значительное сужение, что было вызвано
необходимостью уменьшить хорду элевонов. Для проверки новой системы
управления в 1925 году Хилл построил самолет с высокорасположенным
стреловидным крылом и толкающим винтом (рис. 2.7).
Рис. 2.7 - Самолет Г. Хилл а «Птеродактиль»-! [1]
Пилот в этом летательном аппарате располагался в небольшой
обтекаемой гондоле. Этот самолет, получивший название «Птеродактиль»-
1, совершил первый полет в 1925 году [2]. Испытания самолета дали в
целом хорошие результаты. Он не выходил из-под контроля летчика даже
20

при углах атаки в 45°, имел достаточно широкий диапазон скоростей
полета.
Трудности обеспечения управляемости ощущались лишь при взлете
самолета в период перед отрывом от земли, когда органы управления из-за
незначительной скорости были малоэффективны.
23 Развитие летательных аппаратов схемы
«летающее крыло»
Появлению аэродинамической схемы «летающее крыло»
предшествовала идея бесфюзеляжного самолета. Ученые тех лет в
процессе поиска формы, наилучшим образом соответствующей
поставленной задаче, предполагали, что в таком летательном аппарате
двигатели и другие агрегаты и грузы должны быть расположены внутри
крыла. Широкую огласку получил патент 1910 г. Г. Юнкерса [6], в котором
содержалась аналогичная идея (рис. 2.8).
Рис. 2.8 - Рисунок из патента Г. Юнкерса 1910 г [2]
Несмотря на то, что начальный этап развития идеи бесфюзеляжного
самолета не оказал непосредственного влияния на прогресс самолетов
«бесхвостой» схемы, появление ее было необходимо для разработки
принципа идеального «летающего крыла»,
В 1919 году американским авиаконструктором В. Стаутом был
разработан первый проект, по настоящему являвшийся проектом
летательного аппарата схемы «летающее крыло». В этом проекте впервые
были объединены принципы «бесхвостого» и бесфюзеляжного самолетов

[2]. Предложенный конструктором самолет имел нестреловидное крыло
большого сужения. Подобная форма крыла позволяла разместить в его
корневой части двигатели, экипаж, грузы и при этом сохранить
приемлемый размах крыла [7]. Однако практическая реализация идеи
самолета типа «летающее крыло» была впервые осуществлена в СССР [8].
В конце 1920 года авиаконструктор Б.И. Черановский независимо от
Стаута разработал проект большого пассажирского самолета схемы
«летающее крыло». В отличие от американского проекта, «летающее
крыло» Черановского имело малое удлинение и параболическую форму в
плане, что, по мнению конструктора, позволяло уменьшить массу
конструкции и лобовое сопротивление самолета. «Летающее крыло»
должно было набираться из S-образных профилей большой относительной
толщины. Выбранная форма крыла позволяла использовать большие
внутренние объемы и обеспечивала путевую устойчивость самолета [2].
Эта идея была запатентована Б.И. Черановским в 1923 году. Однако в
патенте рассматривался уже одномоторный самолет с тянущим винтом и
одноколесным шасси, который «...с целью уменьшения общего веса и
лобового сопротивления имеет несущую поверхность, образованную лишь
из одного крыла, т.е. самолет является «бесхвостым», летающим крылом...
Толщина крыла берется достаточной для того, чтобы вместить в нем
моторы, баки с горючим, груз, людей и механизмы управления» [9].
Для проверки характеристик летательного аппарата схемы
«летающее крыло» в полете Черановский в 1923... 1924г.г. построил два
планера (БИЧ-1, БИЧ-2) по схеме «летающее крыло» с параболическим
крылом малого удлинения, имеющем большую относительную толщину
профиля, Второй из них - планер БИЧ-2 «Парабола» явился одним из
первых поднявшихся в воздух летательных аппаратов типа «летающее
крыло». На планере БИЧ-2 -было совершено 27 полетов, оставивших в
целом удовлетворительное впечатление [9] Однако при испытаниях
22

выявилась недостаточная продольная устойчивость планера на малых
углах атаки, недостаточная эффективность руля направления из-за малого
плеча его действия. В связи с последним из указанных недостатков на
построенных- позже планерах «летающее крыло» - БИЧ-4 (1925 г.) и БИЧ-
13 (1932 г.) вертикальное оперение не устанавливалось. Путевая
устойчивость этих аппаратов обеспечивалась параболической формой
крыла в плане, а путевая управляемость - элевонами (БИЧ-4) или
дифференциально отклоняющимися аэродинамическими тормозами,
расположенными на концах крыла (БИЧ-13). В 1926 г. Б. И. Черановский
на базе планера БИЧ-2 создал легкомоторный самолет БИЧ-3 (рис. 2.9) с
тянущим винтом, который обдувал центрально-расположенное
вертикальное оперение.
Самолет совершил ряд испытательных полетов, доказавших
возможность использования схемы «летающее крыло» в авиации [10].
Рис. 2. 9 - Схема «летающего крыла» Б. И. Черановского БИЧ-3 [11J
Таким образом, советским конструктором Б. И. Черановским был
создан и испытан самолет с толстым свободноиесущим крылом - прообраз
летательных аппаратов, построенных по схеме «летающее крыло».
Дальнейшим развитием БИЧ-3 явился экспериментальный двухместный
самолет БИЧ-7А [11]. В отличие от своего предшественника самолет БИЧ-
7 имел большие размеры, более мощный двигатель, центральное
вертикальное оперение. Он имел крыловой профиль с меньшей
относительной толщиной и подвесные закрылки с перевернутым профилем
(для придания" профилю всего крыла S-образной формы).

Исследования схемы «бесхвостка» с параболическим крылом,
проводимые Б.И. Черановским, вызвали большой интерес за рубежом,
особенно в Германии. Немецкие конструкторы А. Липпиш и братья
Хортен также обратили свое внимание на схему «летающее крыло».
Большой вклад в развитие схемы «летающее крыло» внес
французский авиаконструктор Шарль Фовель. Он построил свой первый
самолет - трапециевидное «летающее крыло» AV-2 в 1933 году.
Центральная секция крыла самолета имела симметричный профиль, а
консоли крыла были набраны из S-образных самобалансирующийся
профилей. С целью повышения путевой устойчивости на центроплане
самолета были установлены два вертикальных киля. Путевое управление
обеспечивалось аэродинамическими тормозами, расположенными на
концах крыла, поперечное управление - элеронами. Руль высоты был
установлен в центроплане крыла.
Первые полеты самолета AV-2 показали, что характеристики его
устойчивости и управляемости в целом удовлетворительные [12]. Однако
изменение тяги толкающего воздушного винта, расположенного из
конструктивных соображений на высоте более одного метра от крыла,
существенно нарушало продольную балансировку самолета. Поэтому
после нескольких полетов силовая установка была демонтирована, а
самолет испытывался как планер. В дальнейшем авиаконструктор
построил еще несколько планеров схемы «летающее крыло»,
аэродинамическая схема которых была идентична самолету (планеру) AV-
2. На рис. 2.10 показан один из них - планер AV-36.
24

Рис, 2.10 - Французский планер - «летающее крыло» AV-36 «Фовель»
Успех работ Фовеля можно объяснить тем, что ему удалось свести к
минимуму один из основных недостатков летательных аппаратов
«летающее крыло» с прямым крылом - чрезвычайную чувствительность
к изменению центровки из-за малой величины средней
аэродинамической хорды (САХ) и, следовательно, малой разности
значений координаты фокуса о© углу атаки и координаты центра масс
Как показал опыт первых самолетов «бесхвостой» схемы,
применение трапециевидного крыла со стреловидной передней и
нестреловидной задней кромкой неразрывно связано с развитием идеи
«летающего крыла». Для осуществления такой идеи необходима большая
строительная высота центропланной части крыла, в первую очередь для
размещения в ней экипажа и силовой установки, и, как следствие, большая
длина корневой хорды. Как показали опыты Шарля Фовеля, оптимальное
сочетание длины корневой хорды, площади крыла и его размаха можно
реализовать на крыле трапециевидной формы в плане. Другой причиной,
способствующей использованию трапециевидного крыла в конструкции
летательного аппарата схемы «летающее крыло», является возможность
сочетания в таком аппарате положительных свойств
самобалансирующегося стреловидного крыла и положительных свойств
нестреловидного крыла:

® приемлемых несущих свойств на крейсерских режимах полета;
® з'довлетворительных < характеристик устойчивости и
управляемости;
® сравнительно невысокой чувствительности к изменению
центровки самолета;
@ простоты и малого веса конструкции.
Все это обусловило широкое применение трапециевидного крыла
большого сужения (?] > 2) со стреловидной передней кромкой в
конструкции самолетов схемы «летающее крыло».
В начале 30-х годов, благодаря успехам аэродинамики стали строить
многомоторные самолеты с большой взлетной массой. Концепция
нескоростного тяжелого самолета-моноплана, распространенная в эти
годы, привела к тому, что толщина крыла некоторых самолетов, таких как
Юнкере G-38, АНТ-20, К-7 и др. и достигала достаточно большой
величины для размещения в нем пассажиров, грузов, и других агрегатов
летательного аппарата (рис. 2.11). Данное обстоятельство вызвало
значительный интерес к самолетам схемы «летающее крыло». Проекты
таких самолетов были' разработаны в СССР Б.И. Черановским,
К.Э. Циолковским [13], А.И. Путиловым, В.А. Чижевским [14] и за
рубежом [15,16],
Рис. 2.11 - Один из проектов размещения пассажиров в крыле самолета [2]
26

В большинстве указанных проектов рассматривалась схема
моноплан с трапециевидным крылом и несколькими тянущими винтами.
Параллельно с изобретательской деятельностью проводились также
теоретические исследования концепции «летающего крыла». Так,
К.Э. Циолковский еще в 20-е годы отмечал такое важное преимущество
самолета «летающее крыло», как возможность аэродинамической
разгрузки крыла при распределении вдоль его размаха полезной нагрузки
[13]. Благодаря этому могла быть дополнительно уменьшена масса
самолета.
Исследование особенностей схемы «летающее крыло» получило
дальнейшее развитие в работах Р. Кокса [15]. Он понимал, что все
преимущества «летающего крыла» могут быть выявлены лишь при очень
больших размерах самолета. В связи с этим он доказывал возможность
постройки самолета такой схемы с массой в 223 тонны и даже в 680 тонн.
Однако постройка гигантского самолета необычной аэродинамической
схемы была связана с большим техническим риском. Поэтому первые шаги
в направлении практического использования летательных аппаратов схемы
«летающее крыло» ограничивались созданием небольших транспортных
самолетов с частично утопленным в крыле фюзеляжем, а также
постройкой планеров такой схемы.
Первые самолеты схемы «летающее крыло» и предназначенные для
практического использования были построены в СССР в середине 30-х
годов. Такими самолетами являлись БИЧ-14 конструкции
Б.И. Черановского и ХАИ-3 конструкции А.А. Лазарева. Оба самолета
предназначались для перевозки пассажиров и грузов. Самолет БИЧ-14 был
построен в 1934 г. и отличался от первых «летающих крыльев»
Б.И. Черановского большими размерами и наличием двух двигателей,
установленных на передней кромке крыла. Пятиместная кабина была
полуутоплена в толстом параболическом крыле (максимальная толщина
ij

корневой хорды крыла 0.8 м) и постепенно переходила в вертикапьное
оперение (рис. 2.12). Всю заднюю кромку крыла занимали подвесные
элероны-закрылки.
Рис. 2.12 — «Летающее крыло» БИЧ-14 Б. И. Черановского [11]
При испытаниях выяснилось, что боковая устойчивость и
управляемость самолета были неудовлетворительными, так как его
вертикальное оперение находилось вне зоны обдувки от винтов и, кроме
того, затенялось крылом на больших углах атаки. Неудовлетворительно
был решен также вопрос продольной балансировки самолета.
П.М. Стефановский, испытывавший этот самолет, отмечал, что с
ростом скорости значительно увеличивался расход рулей высоты на
балансировку и возрастали усилия на ручку управления [17].
Применение аэродинамической схемы «летающее крыло» позволяло
значительно повысить аэродинамическое качество летательных аппаратов,
имеющих одинаковое с самолетами традиционной схемы удлинение
крыла. Это обстоятельство привело к тому, что во многих странах, в том
числе и в СССР в 30-е годы стала популярной идея планеролета. Под
планеролетом понимался планер больших размеров с высоким
аэродинамическим качеством, снабженный маломощной ' силовой
установкой и предназначенный для перевозки пассажиров и грузов. В
научных кругах и периодической прессе приводились доводы в пользу
высокой экономичности таких летательных аппаратов [18]. Во многом
благодаря этому, идея планеролета «летающее крыло» была принята за
основу при разработке в 1936 году самолета ХАИ-3.
28

Две пассажирские кабины на десять человек были полуутоплены в
центроплане трапециевидного крыла самолета, между ними в носке крыла
был установлен двигатель с тянущим винтом, а однокилевое вертикальное
оперение было расположено в задней части центроплана (рис, 2.13).
Рис. 2.13 - Схема самолета А.А. Лазарева ХАИ-3 [10]
Вопросы обеспечения устойчивости и управляемости самолета были
решены весьма успешно. Крыло трапециевидной формы в плане состояло
из S-образных самобалансирующихся профилей и имело геометрическую
крутку по размаху. Была также предусмотрена продольная балансировка
самолета с помощью поворотных законцовок крыла (±10°), имеющих
привод от штурвала в кабине. Продольное и поперечное управление
летательного аппарата осуществлялось посредством элевонов. Управление
по курсу обеспечивалось совместным действием руля направления и
интерцепторов, которые были расположены на концах крыла.
Испытания самолета ХАИ-3 прошли успешно. На большинстве
режимов полета ' управляемость была признана вполне
удовлетворительной, устойчивость - хорошей. Только на больших углах
атаки, когда незначительное по площади вертикальное оперение
затенялось крылом, отмечалось ухудшение путевой устойчивости самолета
[17].
В 1937-1938 гг. самолет ХАИ-3 осуществлял регулярные перевозки
грузов на местных авиалиниях Московской области [2]. Таким образом,
29

это был первый в мире гара&тачес&и используемый в эксплуатации
самолет, выполненный по схеме «летающее крыло». Однако, в силу
уровня развития аэродинамики и авиационных технологий в
рассматриваемый период, проведенные исследования по созданию
летательных аппаратов, выполненных по аэродинамической схеме
«летающее крыло», не смогли выявить каких-либо преимуществ этой
схемы перед аппаратами, построенными по «классической»
аэродинамической схеме. Не были устранены достаточно серьезные
недостатки схемы «летающее крыло», такие как:
® малые значения максимального коэффициента подъемной силы
у^улюкс ~ * '^)->
® значительные потери аэродинамического качества на продольную
балансировку самолета вследствие меньшей, по сравнению с самолетами
традиционной схемы, эффективности органов продольного управления;
® трудности обеспечения путевой устойчивости и управляемости
самолетов из-за малого плеча вертикального оперения относительно
центра масс;
Кроме того, на аэродинамических и летных характеристиках
«летающих крыльев сказывалась слабая проработка аэродинамической
компоновки и низкие удельные параметры силовых установок,
используемых в то время.
Таким образом, в этот период летательные аппараты, построенные
по схеме «летающее крыло», еще не обладали преимуществами,
свойственными «идеальному летающему крылу» - меньшим, чем у других
аэродинамических схем лобовым сопротивлением, большим
аэродинамическим качеством, меньшей относительной массой
конструкции. В табл. 2.1 [2] приведены некоторые характеристики
самолетов, построенных в те годы.
30

Таблица 2.1 - Сравнение весового и аэродинамического
совершенства пассажирских самолетов схемы «летающее крыло» и
самолета «классической» схемы
Самолет (схема)
1 БИЧ-14 («летающее крыло»)
1 ХЛИ-3 («летающее крыло»)
1 Дуглас DC-2 («классическая
| схема»)
т»н
0.33
0.36
0.35
{-кО расч
0.045
0.027
0.026
В то время считалось, что для выявления преимуществ самолетов
схемы «летающее крыло» необходимо было полностью устранить
ненесущие части конструкции, в первую очередь фюзеляж. Это могло быть
достигнуто либо значительным увеличением размеров самолета, когда
крыло полностью поглотило бы фюзеляж, либо существенным
уменьшением габаритных размеров фюзеляжа. Второй из указанных
способов был более доступен и связан с меньшим техническим риском,
поэтому именно он лег в основу конструкции летательных аппаратов,
соответствующих концепции «летающего крыла».
Для небольших самолетов уменьшение размеров фюзеляжа было
связано, в первую очередь, с проблемой уменьшения габаритных размеров
кабины летчика. В связи с этим в 30-е годы возникла идея размещать
летчика в самолете в лежачем или полулежащем положении (рис. 2.14).
Рис. 2.14 - Возможные варианты расположения летчика в кабине
«летающего крыла» [1]
?.)

Кроме того, горизонтальное расположение летчика позволяло
увеличить перегрузки в полете, обеспечивало хороший обзор из кабины в
направлении вперед - вниз.
Работа по изучению этого вопроса велась в различных странах,
особенно интенсивно в Германии и в СССР [19]. Применение подобного
принципа позволило создать первые летательные аппараты,
приближающиеся к схеме идеальное «летающее крыло».
В этой связи особо следует остановиться на планерах и самолетах,
созданных конструкторским бюро братьев Р. и В. Хортен. В начале 30-х
годов Хортены построили в Германии бесхвостый планер Но А,
практически не имевший каких-либо выступающих из крыла частей, т.е.
представлявший собой идеальное «летающее крыло» (см. рис. 2.15).
Рис.2.15 - Планер Хортен #0.-1, построенный по схеме
«летающее крыло» [20]
Этот планер имел трапециевидное крыло симметричного профиля с
геометрической круткой по размаху. Кабина летчика, находившегося в
полулежащем положении, была расположена в толще крыла. Планер не
имел вертикального оперения, отсутствовало также поперечное «V» крыла.
На задней кромке крыла были установлены органы продольного и
поперечного управления, для управления по курсу применялись
аэродинамические тормоза, расположенные на нижней поверхности крыла.
При испытаниях планера Но А был обнаружен ряд недостатков: слабое
демпфирование продольных колебаний, склонность к пггопору на больших
32

углах атаки, появление неблагоприятных моментов крена при отклонении
тормозных щитков. Однако в целом планер получил высокую оценку, о
чем свидетельствует первый приз, завоеванный им на планерных
состязаниях, состоявшихся в Германии в 1934 году [2].
Дальнейшие работы братьев Хортен над планерами «летающее
крыло» Но,-Зэ Но-А и другими летательными аппаратами были
направлены, в основном, на улучшение их летных характеристик, в первую
очередь аэродинамического качества. На рис.2.16 показано развитие
планеров Хортенов, построенных по схеме «летающее крыло», а на
рис. 2Л7 планер Яо.-З.
Но-1 (1934)
Но-2(№5)
Рис. 2.16 - Аэродинамические схемы планеров Хортенов
Рис.2.17 - Планер Яо.-З схемы «летающее крыло» [21]
31

Применение схемы «летающее крыло» позволило получить
прекрасные по тому времени результаты. Например, планер Но.-Ъ при
удлинении Я = 10.65 имел максимальное аэродинамическое качество Клшкс
= 28, у планера Но Л оно увеличилось до Клшкс = 37 (при удлинении Я =
21.62), а аэродинамическое качество планера Но.~6 достигало Кшкс = 43 (Я
= 33.1), что вполне сопоставимо с уровнем, соответствующим
современным планерам [2,20,21].
В конструкторском бюро Хортенов уделяли большое внимание
вопросам устойчивости и управляемости летательных аппаратов схемы
«летающее крыло». В частности, для предотвращения ухудшения
продольной балансировки при отклонении органов управления планеры
Но.-З и Но А были снабжены тремя парами рулей высоты. Внутренняя
пара могла отклоняться только вниз, средняя - только вверх, внешняя пара
выполняла функции элевонов. Это позволяло сохранять
аэродинамическую крутку крыла по размаху, необходимую для
продольной балансировки «летающего крыла» со стреловидным крылом,
при любых положениях рулей высоты.
В табл. 2.2 представлены геометрические характеристики планеров
братьев Хортен, построенных по схеме «летающее крыло» [1].
Таблица 2.2 - Геометрические хараетерисщки планеров братьев
Хортая
| Параметры
| Размах крыла 1,
\м
Хорда корневая
крыла bo, м
Хорда концевая
крыла Ьш м
Площадь крыла
\S,m2
Удлинение
| крыла, Я
Ho.-l
12.00
3.00
0.50
21.00
6.86
Но.-2
16.00
3.50
0.50.
32.00
8.00
Но.-З
19.98
3.25
s Q.40
37.48
10.65
Но.-4
20.00-,
1.55;'
0.30
18.50
21.62
,; Но.-б
Ь 24.00
* ]-25
0.20
17.40
33.10
34

Как видно из таблицы, Хортены постоянно стремились увеличить
удлинение крыла.
Успешные полеты планеров позволили Хортенам приступить к
созданию самолетов схемы «летающее крыло». Первый самолет этой
схемы, #о.-2М, построенный в 1935 году (рис. 2.18) и Яо.-ЗО,
совершивший свой первый полет в 1938 году, представляли, по существу,
моторизованные варианты построенных ранее планеров. В центроплане
крыла располагался двигатель, с помощью удлинительного вала
приводящий во вращение толкающий винт (для обеспечения необходимого
запаса продольной статической устойчивости двигатель размещался
вблизи передней кромки крыла).
'&.
Рис. 2.18 - Мотопланер НоЛУк [1]
Впоследствии такая компоновка стала классической для поршневых
самолетов схемы «летающее крыло» [2].
После того, как были детально проанализированы характеристики
устойчивости и управляемости мотопланеров Яо.-2М и Но.-3G3 в
35

конструкторском бюро Хортенов была начата разработка самолета схемы
«летающее крыло», предназначенного для решения практических задач.
Таким самолетом явился буксировщик планеров, воздушных мишеней и
воздушных торпед Но-5 (рис. 2.18).
Рис, 2.18 - Самолет #о.-5, построенный по схеме
«летающее крыло»
Этот самолет имел трапециевидный центроплан, к которому
крепились стреловидные консоли крыльев с S-образным профилем.
Внутри центроплана, имеющего толщину около одного метра (с= 0.18),
была расположена кабина эквдажа. Обзор обеспечивался через окна в
передней кромке крыла. В крыле за кабиной размещались два поршневых
двигателя мощностью 59 квт каждый, приводящие в движение толкающие
винты, которые с помощью удлинительных валов вращались в разные
стороны. Органы управления были аналогичны тем* которые ранее
применялись на планерах. Самолет Ыо*-$ был первым самолетом, в
наиболее полной мере соответствующим идее «летающего крыла». Он
обладал высокими для своего класса летательных аппаратов
характеристиками. По заказу правительства на базе самолета Но.-5 в 1943
году был построен учебно-тренировочный самолет Но.-1 доя летчиков
36

ВВС, которых затем предполагалось использовать на боевых самолетах
схемы «летающее крыло».
Этот самолет, в отличие от Но.-5 имел более мощные двигатели и
новые органы путевого управления - стержни круглого сечения,
выдвигаемые вдоль размаха из законцовок крыла. Испытания показали
неудовлетворительные характеристики этих органов управления [20].
Логичным продолжением работ по «летающему крылу» был переход
к созданию большого многомоторного самолета, в котором в наибольшей
степени воплотились бы преимущества этой схемы. Проект такого
самолета был разработан Хортенами в конце второй мировой войны.
Самолет, получивший обозначение #0.-8, предполагалось снабдить
четырьмя поршневыми двигателями с толкающими винтами [22]. Внутри
крыла должна была располагаться пассажирская кабина на 60 человек
(рис.2 Л 9). К маю 1945 года первый экземпляр этого самолета находился в
стадии постройки. Однако окончание второй мировой войны не позволило
Хортенам довести этот проект до конца.
Рис. 2 Л 9. Пассажирский и транспортный самолет Хортен #о.-8 [20]
Необходимо отметить, что ни один~ из летательных аппаратов,
спроектированных и построенных в конструкторском бюро Хортенов, не

был оснащен вертикальным оперением. Путевая устойчивость на этих
летательных аппаратах обеспечивалась за счет стреловидности крыла.
Большой вклад в становление схемы «летающее крыло» внесли
американские ученые и конструкторы. Первый тяжелый многомоторный
самолет схемы «летающее крыло» был создан американским
конструктором Д. Нортропом, который, как и братья Хортен, являлся ярым
приверженцем этой схемы.
Систематические работы по самолетам типа «летающее крыло»
авиаконструктор Д. Нортроп начал в 1939 г, В результате планомерных
теоретических исследований и многочисленных продувок в
аэродинамических трубах моделей самолетов схемы «летающее крыло»
была выявлена оптимальная конфигурздия такого самолета. Для проверки
полученных результатов и дальнейшей отработки вопросов устойчивости
и управляемости самолетов этой схемы в 1940 г. фирмой «Northrop» был
построен экспериментальный самолет N-1M [23]. Самолет N-1M был
выполнен по схеме «летающее крыло» с двумя толкающими винтами.
Винты приводились во вращение через удлинительные валы двумя
двигателями, установленными внутри крыла (рис. 2.20). В самолете N-1M
было использовано стреловидное крыло с симметричным профилем и
геометрической круткой по размаху.
Вертикальное оперение было заменено отогнутыми книзу концами
крыла. Расположенные за изломом органы управления выполняли
функции и элеронов, и рулей направления. В центральной части крыла
размещались рули высоты. Благодаря обширным испытаниям самолета N-
1М были получены новые данные по особенностям устойчивости и
38

управляемости самолетов схемы «летающее крыло», исследованы
различные типы органов управления. Полеты показали, что
удовлетворительная путевая устойчивость и управляемость достигается и
без помощи отогнутых вниз законцовок крыла. Функции органов путевого
управления выполняли аэродинамические тормоза, расположенные на
концах крыла.
В связи с идеей создания сверхдальнего бомбардировщика, который
мог бы совершать налеты на Германию с территории США или Канады,
работы, проводившиеся фирмой «Northrop», вызвали большой интерес со
стороны командования ВВС США, В сентябре 1941 года фирме «Northrop»
был дан заказ на постройку двух опытных экземпляров стратегического
бомбардировщика схемы «летающее крыло». Работы по созданию такого
самолета начались в 1942 г. В процессе работ над этим летательным
аппаратом было построено несколько опытных самолетов N-9M, которые
являлись уменьшенными в 3 раза аналогами стратегического
бомбардировщика (рис. 2.21). При испытаниях были исследованы
различные типы органов управления (в первую очередь, путевого), общее
поведение самолета при различных атмосферных условиях и различной
центровке, а также его штопорные характеристики [23].
Рис. 2.21 - Самолет «Northrop» N-9M схемы «летающее крыло» [21]
19

В начале 1943 года была выбрана окончательная конфигурация
бомбардировщика и началась постройка бомбардировщика «летающее
крыло» «Northrop» ХВ-35 (рис. 2.22).
sF-
Рйс. 2.22 - Самолет «Northrop» ХВ-35 [22]
Самолет «Northrop» ХВ-35 практически не имел выступающих из
крыла частей. Суммарное сопротивление элементов, выступающих за
обводы крыла, судя по материалам фирмы [23], составляло лишь 10%
общего сопротивления самолета, и этот летательный аппарат являлся
достаточно большим приближением к схеме идеального «летающего
крыла». Самолет был снабжен четырьмя поршневыми двигателями с
толкающими-винтами.
Стреловидное крыло самолета цельнометаллической конструкции
имело симметричный профиль (с= 0.2) с геометрической круткой по
размаху. В центральной части крыла располагался отсек экипажа, обзор из
которого обеспечивался через окна в носке крыла и через незначительно
выступающий над крылом фонарь кабины. По бокам от отсека экипажа
имелись двигательные и бомбовые отсеки, отсеки для размещения шасси.
40

В консолях крыла были расположены топливные баки. Самолет имел
трехколесное убирающееся шасси с носовым колесом.
Путевая устойчивость самолета обеспечивалась стреловидностью
крыла, а также стабилизирующими характеристиками толкающих винтов и
обтекателей их привода. Улучшению характеристик путевой устойчивости
самолета на больших углах атаки способствовали расположенные на
концах крыла щели, автоматически открывающиеся для устранения
скольжения на скорости полета менее 225 км/ч. Органы управления
самолетом ХВ-35 включали в себя элевоны и расщепляющиеся щитки на
концах крыла, которые заменяли рули направления.
Стремясь повысить удельную нагрузку на крыло самолета, Нортроп
применил посадочную механизацию - щитки, установленные в задней
части центроплана. Для компенсации пикирующего момента,
возникающего при отклонении посадочного щитка, элевоны на концах
крыла должны были отклоняться вверх. Это, разумеется, снижало эффект
применения посадочной механизации [21].
Как следует из отчета фирмы «Northrop» [23], самолет ХВ-35
обладал вполне удовлетворительной продольной и боковой
устойчивостью. Работа органов продольного и поперечного управления
(тангажа и крена) не вызывала нареканий. Высокая эффективность органов
путевого управления была доказана в полете с односторонним
выключением обоих двигателей.
Вместе с тем, отсутствие вертикального оперения затрудняло
демпфирование колебаний рыскания. Все это привело к тому, что
характеристики самолета ХВ-35 перестали отвечать требованиям к
устойчивости и управляемости бомбардировщика на таких режимах, как
полет в сомкнутом строю, полет на боевом курсе при бомбометании
и др. [2].
V

Использование механизации крыла позволило фирме «Northrop»
почти в полтора раза увеличить максимальную подъемную силу крыла
Однако значения Супос, характерные для самолетов «классической» схемы,
по-прежнему оставались недостижимыми. В то время, как у самолета ХВ-
35 этот параметр составлял Су пос = 1.5, то у самолета «Boeing» В-29 он
соответствовал значению Су пос ~ 2.3 [23]. Другие же характеристики
самолета ХВ-35, были достаточно высокими (табл. 2.3).
Таблица 2.3 - Основные геометрические и аэродинамические
характеристики самолета «Northrop» XB-35
/, м
52.46
S,
м2
372
X
7.40
п
3.63 |
Xпк-
град
25
с
0.2
С;0 ,
0.011
Су
макс
1.0
Су
пос
1.5
&-А40КС
22.6
Как видно из таблицы, самолет обладал уникальными по тому
времени аэродинамическими характеристиками. По параметру дальность -
бомбовая нагрузка самолет ХВ-35 превосходил &ее тяжелые
бомбардировщики тех лет, не уступая им при этом по другим
характеристикам (табл. 2.4, 2.5 [2]).
Таблица 2.4 - Характеристики тяжелых бомб
с поршневыми двигателями
Самолет
«Northrop»
ХВ-35
«Boeing»
В-29
«Boeing»
В-50Л
«Comer»
В-36А
Год
полет
а
1946
1942
1946
1946
Количес
твои
мощное
ть
двигате
лей, кет
4x2210
4x1625
4x2590
6x2590
т0, кг
93300
54500
61200
136000
У max*
км/ч
630
560
620
515
ардировщи
Н„р, км
10.7
10.0
10.4
9.15
ков США
тбомб
L '
кг/км
4500
10000
4500
7700
4500
9300
4500
7700
42

Таблица 2.5 - Сравнительные аэродинамические характеристики
тяжелых бомбардировщиков различных схем
Самолет
\xB-35
\ДБ-ЛК
Боинг В-
\29
Страна
США
СССР
США
Схема
«летаю
щее
крыло»
«бесхвос
тка»
«класса
ческая»
Я
7.4
8.2
10.7
СхО
0.011
0.020
0.023
i^max
22.6
18.7
19.1
max
3.56
3.25
3.25
тт
0.46 1
0.34
0.35
Для устранения недостатков самолета ХВ-35, указанных выше,
фирма разработала ряд мероприятий, в том числе использование
автоматической системы повышения устойчивости. Предусматривалось
создание пассажирского и транспортного вариантов этого самолета
[23,24], требования к характеристикам продольной и путевой
устойчивости которых были бы не столь высоки.
Опыт постройки самолета ХВ-35 показал что схема «летающее
крыло» в аэродинамическом и весовом отношениях является наиболее
совершенной. По величинам аэродинамического качества, весового
совершенства и другим параметрам самолет ХВ-35 превосходил лучшие
образцы винтомоторных самолетов «классической» и «бесхвостой» схем
[2]. Самолет является одним из выдающихся летательных аппаратов,
многие характеристики которого остались непревзойденными и по сей
день.
Подводя итоги развития летательных аппаратов «летающее крыло» в
период 30-40-х годов можно констатировать, что винтомоторные самолеты
схемы «летающее крыло» получили дальнейшее развитие. В частности, в
этот период наблюдалось значительное увеличение размеров, массы и
энерговооруженности самолетов, построенных по схеме «летающее
крыло», появились многомоторные самолеты этой схемы.
43

Были предложены и получили развитие новые органы управления и
механизации самолетов, выполненных по схеме «летающее крыло»:
• дифференциально отклоняющиеся и расщепляющиеся элероны;
• интерцепторы;
• автоматические предкрылки;
• изменяемая в полете кривизна профиля крыла;
• многофункциональные тормозные щитки и т.д.
Были значительно улучшены характеристики устойчивости и
управляемости самолетов без горизонтального оперения на различных
режимах полета. Аэродинамическая схема «летающее крыло» была
положена в основу конструкции успешно летавших самолетов ХАИ-3, AV-
2, #о.-2М, #0.-5, М-1М, М-9М, ХВ-35 и др. Их испытания доказали, что
для освоенных в те годы скоростей полета применение схемы «летающее
крыло» обеспечивало наибольшие преимущества, как в аэродинамическом,
так и в весовом отношениях.
2.4 «Летающее крыло» с турбореактивными двигателями
Появление турбореактивных двигателей (ТРД) и их применение в
авиации обусловило новый интерес к самолетам схемы «летающее крыло».
Еще в начале 40-х годов появились работы (например, [25]), в которых
отмечались преимущества «летающего крыла», оснащенного ТРД, по
сравнению с поршневыми самолетами этой схемы:
• большие высота и скорость полета (реактивные двигатели уже в
то время позволяли подниматься самолетам на высоты до 13000... 15000 м
и достигать скоростей полета превышающих 900... 1000 км/ч);
• удобство компоновки внутри крыла из-за малых габаритных
размеров ТРД по сравнению с поршневыми двигателями;
44

• возможность ламинаризации обтекания крыла путем отсоса или
сдува пограничного слоя с помощью сжатого воздуха, отбираемого от
компрессора турбореактивного двигателя;
• уменьшение высоты и массы шасси (при использовании
поршневых двигателей высота шасси обусловливалась диаметром
воздушных винтов).
Наиболее интенсивно работы по использованию ТРД в качестве
силовой установки для «летающих крыльев» велись в Германии. Под
руководством братьев Хортенов был спроектирован и построен первый
реактивный самолет схемы кшетающее крыло». Большие размеры этого
самолета, получившего обозначение #о.-9 (Go,229 [20]), позволяли
разместить летчика сидя. Созданный на базе самолета #о.-5, он имел
идентичные органы устойчивости и управляемости, но в отличие от своего
предшественника характеризовался значительно большими размерами и
большей стреловидностью крыла (рис. 2.23).
Рис. 2.23 - Конструктивно-компоновочная и аэродинамическая схемы
самолета Хортен Но.-9 (Go.-229) [22]
В связи с высокими скоростями полета, на которые был рассчитан
этот самолет, на нем было применено катапультируемое кресло летчика и
изменяемое в зависимости от скорости полета передаточное отношение от
органов продольного управления к ручке пилота [20].
45

Основные геометрические и некоторые летные характеристики
самолетов «летающее крыло» конструкторского бюро Хортенов с
турбореактивными двигателями приведены в табл. 2.6.
Таблица 2.6 - Основные характеристики реактивных самолетов
«Хортен»
Параметры
размах крыла 1, м
^Высота, м
Шпина L, м
рлощадь крыла S, м2
^Стреловидность крыла %,
fpad.
Удлинение крыла X
)Масса пустого самолета,
кг
]Масса взлетная
максимальная, кг.
^Скорость максимальная,
осм/ч.
[Скорость посадочная,
всм/ч.
щалъностъ, км.
^Цотолок, м.
Но-9
16.0
2.6
7.2
46.0
32.2
5.6
1900
2000
-
75
-
-
HO-9V2
16.8
2.6
7.2
52.8
32.2
5.35
4844
6876
960
130
-
-
Ho-9V3
16.8
2.8 1
7.45
50.8 |
32.2
5.35
4600
9000
945 |
130
3150
16000
На заводах фирмы Гота планировалось срочное изготовление 20
реактивных самолетов #о.-9, производство которых было включено в
чрезвычайную программу обороны Германии, однако катастрофа
единственного построенного самолета и поражение Германии во Второй
мировой войне прервали продолжение этих работ [20],
Анализ конструктивных особенностей самолета Но-9 показывает,
что в конструкторском бюро Хортенов был разработан первый в мире
самолет-«невидимка», предназначенный для скрытного проникновения к
цели. Хортены впервые применили концепцию «Unsichtbar», цель которой
- снижение радиолокационной и инфракрасной заметности самолета. Это
достигалось за счет применения таких технических решений, как выбор
46

схемы «летающее крыло», расположение двигателей внутри центроплана,
утопленные воздухозаборники, использование обшивки из
радиопоглощающих материалов, экранирование истекающих из
двигателей газов «бобровым хвостом», применение системы их
охлаждения. Все это практически полностью совпадало с приемами
разработанной спустя 30 лет в США технологии «СТЕЛС»,
шнрокдмасштабное применение которой предприняли фирмы «Lockheed»
и «Northrop» в 70... 80-х годах на самолетах F-117 и В-2.
После окончания второй мировой войны были продолжены
исследования перспектив применения реактивных двигателей на самолетах
схемы «летающее крыло». Интерес к этой схеме увеличивался в связи с
тенденцией увеличения габаритных размеров и взлетной массы самолетов.
Первые тяжелые реактивные самолеты «летающее крыло» были построены
в Англии и США во второй половине 40-х годов.
В Англии работы по реактивным самолетам схемы «летающее
крыло» возглавила фирма «Армстронг-Уитворт». В 1943 году фирмой был
разработан проект многомоторного трансконтинентального самолета,
который должен был иметь полностью ламинарное обтекание крыла.
Наиболее перспективной для осуществления этого проекта являлась
аэродинамическая схема «летающее крыло» с реактивными двигателями. В
1945 году по этой схеме был построен планер AW.52G, на котором
отрабатывались устойчивость и управляемость будущего самолета.
Успешные полеты планера позволили приступить к постройке
экспериментального самолета AW.52, снабженного двумя ТРД Ролс-Ройс
«Нин» с тягой по 2250 кгс каждый.
В отличие от английских и американских реактивных самолетов -
«бесхвосток», построенных в большинстве случаев на основе проектов,
разработанных в Германии, самолет AW.52 имел оригинальную схему
(рис. 2.24), а его конструкция отличалась многими новшествами [2,26].

Самолет имел стреловидное крыло с ламинарным профилем,
относительная толщина которого менялась от 18 % в центроплане до 15 %
в концевых сечениях крыла.
Для обеспечения ламинарного обтекания обшивка крыла была
выполнена гладкой. С целью предотвращения срыва потока с концов
крыла на больших углах атаки на самолете был применен отсос
пограничного слоя с поверхности консолей крыла. Отсос пограничного
слоя осуществлялся при помощи турбореактивного двигателя, причем
система отсоса включалась автоматически в зависимости от положения
ручки управления самолетом и положения рычага управления двигателей
(РУД) [2].
Рис. 2.24 - Схема самолета Армстронг-Уитворт AW.52
Самолет AW.52 имел обычные для схемы «летающее крыло»
отрицательную крутку стреловидного крыла и органы обеспечения
балансировки, устойчивости и управляемости - вертикальные кили на
концах крыла, элевоны. Для уменьшения посадочной скорости
применялись посадочные закрылки, а возникающий при их отклонении
пикирующий момент компенсировался соответствующим отклонением
особых поверхностей (так называемых «корректоров»), расположенных на
концах крыла перед элевонами. Кроме того, «корректоры» могли служить
48

для баланещювки самолета на различны» £«жимаж полета. Первый полет
самолета состоялся в ноябре 1947 года.
В табл. 2.7 приведены некоторые геометрические и летно-
технические данные этого самолета [26]
Таблицу- 2.7 - Геометрические параметры и летно-технические
характеристики самолету «АрМстрош^УигвОрт» AW-52
м
27.4
S,
м2
122
Л
6.15
Ч
2.3
Хпкз
град
,35
т
, ю.ж
км/ч
^800
Нпр>
км
15.2
и
км
3400
На самолете «Армстронг-Уитворт» AW-52 была проведена
обширная программа летных испытаний во время которых были
опробованы многие технические решения, использованные затем при
проектировании новых самолетов «летающее крыло».
Одновременно с полетами самолета AW.52 начались испытания
американского экспериментального реактивного стратегического
бомбардировщика «Northrop»YB-49 схемы «летающее крыло». Этот
самолет являлся модификацией самолета ХВ-35.
В отличие от прототипа, в крыле самолета «Northrop»YB-49 было
установлено восемь ТРД «Аллисон» J-35A-5 со статической тягой по 1820
кгс, а для компенсации уменьшившейся из-за отсутствия толкающих
винтов путевой устойчивости самолета на крыле размещалось четыре
небольших вертикальных киля (рис. 2.25).
Появление реактивных «летающих крыльев» AW.52 и
«Northrop»YB-49 вызвали большой интерес у авиационных специалистов и
военных. В частности, командование ВВС США предполагало
использовать самолет «Northrop» YB-49 в качестве основного
стратегического бомбардировщика и разведчика страны [27]. Однако
появление однотипного бомбардировщика ХВ-47 с лучшими скоростными
характеристиками поставило точку в дальнейшей судьбе YB-49 и в 1949 г.
контракт на его серийное производство был аннулирован. Примерно в это
49

же время прекратились работы по дальнейшему развитию самолета
AW.52 [2].
Рис. 2.25 - Экспериментальный реактивный стратегический
бомбардировщик «Northrop» YB-49 схемы «летающее крыло»
Исследования «летающих крыльев», проведенные английской
фирмой «Армстронг-Уитворт», привели в начале 50-х годов к созданию
всемирно известного серийного самолета-бомбардировщика «Vulcan».
Этот самолет впитал в себя почти все основные элементы «летающего
крыла (рис. 2.26).
Работы над проектом тяжелого самолета - носителя ядерного оружия
на фирме «Avro» начались в 1947 году. Министерство авиации
Великобритании поставило целый ряд довольно жестких требований к
будущему самолету. Нужно было обеспечить большую грузоподъемность,
большую высоту и дальность полета, высокую дозвуковую скорость. При
этом первоначально самолет должен был иметь массу не более 50000 кг и
взлетать с существующих в Великобритании аэродромов. Конструкторская
группа фирмы пришла к выводу, что самолет «нормальной»
аэродинамической схемы не сможет вписаться в отведенные весовые
нормативы.
50

Рис. 2.26 - Стратегический бомбардировщик «Avro» 698
«Vulcan»
В связи с этим после тщательного изучения различных схем была
выбрана «бесхвостая» схема самолета, приближающаяся к схеме
«летающее крыло» с небольшой носовой частью фюзеляжа, имеющей
такую же строительную высоту, что и центропланная часть треугольного в
плане крыла малого удлинения (Я = 3.1). Крыло обладало большими
внутренними объемами для размещения двигателей, шасси, отсека
вооружения и топливных баков и позволило максимально снизить
аэродинамическое сопротивление. Кроме того, такое крыло обеспечивало
необходимую жесткость конструкции и хорошие взлетно-посадочные
характеристики. Значительные линейные размеры самолета позволили
использовать профили крыла малой относительной толщины, что давало
возможность увеличить критическое число М полета. Достаточно сказать,
что максимальная скорость самолета приближалась к 1100 км/ч.
По своим тактико-техническим характеристикам бомбардировщик
«Avro» 698 «Vulcan» относился к носителям ядерного оружия средней
дальности и превосходил самолеты этого класса, такие как Ту» 16 и

«Boeing» B-47. Самолет имел для того времени уникальные летно-
технические характеристики (табл. 2.8):
Таблица 2.8. - Летно-технические характеристики
стратегического бомбардировщика «Avro» 698 «Vulcan» последних
модификаций
Размах крыла /, м
Длина самолета Z, м
Высота самолета,
Площадь крыла S, м2
Максимальная взлетная масса то, кг
Тип и количество двигателей
\ Суммарная щяга двигателей, кгс
33,83
30.45
8.28
368
90720
4хТРДД
4x9070
Однако, самолеты, подобные «Avro» 698 «Vulcan», также не нашли
широкого применения в авиации. Это объясняется тем, что наличие крыла
небольшого удлинения вело к увеличению индуктивного сопротивления и
снижению аэродинамического качества летательного аппарата. Кроме
того, на крыле малого удлинения достаточно сложно использовать
взлетно-посадочную механизацию. Поэтому для получения приемлемых
взлетно-посадочных характеристик необходимо было увеличивать
площадь крыла (т.е. уменьшать удельную нагрузку на крыло).
Анализ развития реактивных самолетов схемы «летающее крыло»
показал, что, несмотря на благоприятные прогнозы и удачные конструкции
многих построенных в 40-е...50-е годы летательных аппаратов «летающее
крыло», применение реактивных двигателей на них не привело в то время
к их широкому использованию в авиации. Основной причиной этого
являлись малые величины критического числа Маха (М^), характерные
для самолетов схемы стреловидное «летающее крыло», так как они
должны были иметь крыло большой относительной толщины (например,
«Northrop»YB-49 имел крыло с относительной толщиной с= 20 %). Это
приводило к уменьшению критического числа Маха и ограничивало
максимальную скорость стреловидных «летающих крыльев». Во времена
52

борьбы за скорость подобное обстоятельство сводило на нет
аэродинамические и весовые преимущества самолетов схемы «летающего
крыла» по сравнению с самолетами классической схемы, имеющими
тонкое стреловидное крыло и самолетами, выполненными по схеме
«бесхвостка» с треугольным крылом малого удлинения (табл. 2.9),
Таблица 2.9 - Характеристики реактивных бомбардировщиков
«Northrop»YB-49, «Boeing» В-47, «Avro» 698 «Vulcan» и Ту-16
(характеристики на год первого вылета)
. Самолет
«Northrop»
YB-49
«Boeing»
В-47
«Avro»
«Vulcan»
Г «Туполев»
Ту-16
Суммари
аятяга
СУ, кгс
8x1870
6x2640
4x4500
2 х9600
т0,
кг
96 800
60 000
50 000
70 000
Упшх, км/ч
835
1020
1100
1100
Нпр, км
10.7
12 J
15.0
14.0
тбамб'Ъ
т/км
13.5/8700 \
9.0/6000 \
9.5/7640
9.0/7200
Уменьшение плотности воздуха на больших высотах полета,
характерных для реактивных самолетов, ухудшало динамическую
устойчивость летательных аппаратов. Этот факт был особенно
неблагоприятен для самолетов схемы «летающее крыло», задача
достижения требуемой продольной и путевой динамической устойчивости
которых стояла весьма остро. Однако указанный недостаток в какой-то
степени мог компенсироваться введением в систему управления самолетом
демпферов колебаний. Такие системы повышения динамической
устойчивости появились в авиации в конце 40-х годов.
Таким образом, несмотря на постоянное увеличение массы
самолетов, такие процессы, как резкое уменьшение относительной
толщины крыла и возросшая удельная нагрузка на крыло, характерные для
авиации конца 40-х начала 50-х годов, привели к значительному
уменьшению строительной высоты крыла. Дальнейшее развитие самолетов
53

«летающее крыло» требовало либо существенного увеличения размеров
самолета (однако при этом трудно сохранить требуемую жесткость
тонкого крыла, не используя новых материалов и технологий), либо
перехода к треугольным крыльям малого удлинения.
2о5 Современные достижения в области строительства боевых
самолетов схемы «летавощее крыло»
Должно было пройти какое-то время для возрождения идеи
«идеального летающего крыла». Оно пришло с появлением новейших
технологий и последних достижений аэродинамики, электроники,
кибернетики.
В конце 70-х годов с появлением новых концепций использования
боевых летательных аппаратов, схема «летающее крыло» вновь обратила
на себя взгляды авиационных специалистов. Оказалось, что в «летающем
крыле» можно успешно использовать новые аэродинамические подходы и
новые технологии, которые очень сложно или вообще невозможно
реализовать на летательных аппаратах, выполненных по «классической»
аэродинамической схеме. Эти технологии получили общее название
«технологий малой заметности» или «СТЕЛС».
Аэродинамические и конструктивные аспекты технологии «СТЕЛС»
включают в себя:
® изготовление планера с плавными обводами без резких изломов и
линий сопряжения для исключения появления эффекта уголкового
отражателя;
® сведение к минимуму количества несущих и управляющих
аэродинамических поверхностей летательного аппарата;
® применение таких передних кромок крыла, которые не имелют
изломов и по возможности прямолинейны;

• использование профилей крыла, которые позволяют выполнить
нижнюю поверхность крыла (со стороны источника излучения) как можно
более йлоской;
® использование аэроданшгрескнх компоновок без вертикального
оперения, или компоновок с вертикальным оперением,
устанавливающимся под углом к базовой плоскости летательного
аппарата;
® применение радиопоглощающих материалов и экранов,
обеспечивающих изменение направления отраженной электромагнитной
волны;
® изготовление конструкций с максимальным использованием
композиционных материалов;
® снижение излучающей способности двигателей и использование
специальных лакокрасочных покрытий.
Как видно из требований к компоновке летательного аппарата,
выйолненного по технологии малой заметности, наиболее
предпочтительным для него является схема «летающее крыло».
Первым представителем летательных аппаратов, выполненных по
технологии «СТЕЛС» стал ударный самолет ВВС США «Lockheed» F-
117А. Самолет, выполнен по схеме «летающее крыло» с V-образным
оперением и надкрыльевыми воздухозаборниками двигателей. Крыло
самолета со скошенными фасеточными законцовками имеет ромбовидные
профили с плоской нижней поверхностью и большую стреловидность.
Функции фюзеляжа выполняет развитый центроплан треугольного
профиля и достаточно большой относительной толщины. Внешний вид
самолета и его аэродинамическая схема показаны на рис, 2.27, 2.28, а в
таблице 2.10 приведены некоторые летно-технические характеристики
этого самолета.
55

Рис. 2.27 - Ударный самолет «Lockheed» F-117А
Рис. 2.28 - Аэродинамическая компоновка самолета «Lockheed» F-117A
Таблица 2.10 - Летно-технические характеристики самолета
«Lockheed» F-117A [28]
Размах крыла 1, м
Длина самолета L, м
1 Площадь крыла S, м2
; Максимальная взлетная масса то, кг
Масса полезной нагрузки т„„, кг
Тип и количество двигателей
Суммарная тяга двигателей, кгс
Максимальная скорость, км/ч
Практическая дальность, км
13.21
20.09
105.9
23800
2700
2хТРДД
2x4900
1040
2500
Как видно из таблицы, самолет «Lockheed» F-117A в силу своей
аэродинамической компоновки, выполненной в угоду технологии
«СТЕЛС», имеет весьма посредственные для современного уровня
развития авиации летно-технические характеристики. Он обладает
дозвуковой скоростью и ограниченной маневренностью, может
56

базироваться лишь на аэродромах с бетонным покрытием, имеет
относительно малую бомбовую нагрузку и т.д.
Следующим, наиболее значительным этапом, позволившим
использовать схему «летающее крыло» в военной авиации, стало создание
стратегического бомбардировщика «Northrop» B-2, выполненного также по
технологии малой заметности «СТЕЛС» (рис. 2.29).
Рис. 2.29 - Аэродинамическая компоновка бомбардировщика «Northrop»
В-2
Как и бомбардировщик «Northrop» XB-35, этот самолет выполнен по
схеме «летающее крыло» без горизонтального и вертикального оперения.
Кабина экипажа размещена в обтекаемой формы - надстройке, не
выходящей за переднюю кромку крыла, что позволяет говорить о полном
отсутствии фюзеляжа, в строгом смысле этого слова. Четыре
двухконтурных турбореактивных двигателя размещены в задней части
крыла по бокам от кабины экипажа, а два воздухозаборника (один
воздухозаборник на два двигателя) расположены по бокам кабины на
верхней поверхности крыла. Крыло имеет плавные обводы и линии
сопряжения отдельных элементов конструкции (рис. 2.30). Функцию рулей
направления выполняют расщепляющиеся элероны, установленные на
концах крыла.
57

Рис. 2.30 - Бомбардировщик США «Northrop» В-2, построенный по схеме
«летающее крыло»
Необходимо отметить, что создание надежной системы
устойчивости и управляемости (СУУ) было одним из ключевых условий
при разработке В-2. Это позволило преодолеть общую проблему путевой
устойчивости «летающего крыла» - непроизвольные колебания рыскания
на больших высотах, не нашедшую своего решения во времена самолетов
ХВ-35 и YB-49 [29].
Форма самолета В-2 в плане, с точки зрения аэродинамики,
аналогична самолетам ХВ-35 и YB-49 и является его отличительной
особенностью. Эта форма, делает самолет, по мнению специалистов,
практически невидимым для радиолокационных, инфракрасных и
оптических средств обнаружения и позволяет использовать другие аспекты
технологии «СТЕЛС».
Некоторые летно-техническне характеристики этого уникального
самолета приведены в табл. 2.11 [29].
Таблица 2.11 - Летно-технические характеристики
бомбардировщика «Northrop» В-2
Размах крыла 1, м
Длина самолета L, м
Площадь крыла S, м2
Максимальная взлетная масса то, кг
Масса полезной нагрузки тт кг
52.5
21.0
464.5
136 000
18144
58

Тип и количество двигателей
Суммарная тяга двигателей, кгс
Максимальная скорость, км/ч
Практическая дальность, км.
4хТРДД
4x8600
1010
11675 \
В последнее десятилетие 20-го века стали интенсивно развиваться
авиационные ударно-разведывательные беспилотные летательные
аппараты (БЛА). Появилось множество БЛА различных аэродинамических
схем. Однко в этой области военной авиаци использование схемы
«летающее крыло» оказывается наиболее перспективным:
® за счет более высоких аэродинамических характеристик
крейсерского полета;
® за счет значительно меньшей эффективной площади рассеивания
(ЭПР);
® за счет значительно большей весовой отдачи;
® за счет решения проблемы продольной и путевой устойчивости и
управляемости и уменьшения потерь на ^ балансировку «летающих
крыльев» с помощью современных СУУ.
Приведем несколько примеров использования аэродинамической
схемы «летающее крыло» в этой области авиации.
Всемирно известная самолетостроительная корпорация «Lockheed -
Martin» разработала для разведывательных целей беспилотный
летательный аппарат «ЬосШёШ- Martin» RQ-3A «Darkstar» UAV (см. рис.
231), выполненный с применением технологий малой з'аметности.
Рис. 2.31 - Беспилотный разведчик «Lockheed ° Martin» RQ-3A «Darkstar»,
выполненный по схеме «летающее крыло»
Чй

Летательный аппарат «Darkstar» выполнен по аэродинамической
схеме «летающее крыло» обратной стреловидности и изготовлен
полностью из композиционных материалов на основе углепластиков. БЛА
предназначен для разведывательных полетов на высотах -14 км
продолжительностью до 8 часов в районах, имеющих современную
противовоздушную оборону (ПВО). В-качестве силовой установки на
беспилотном летательном аппарате используется двухконтурный
турбореактивный двигатель FJ-44 с тягой -800 кгс фирмы «Уильяме» [30].
Дальнейшим продолжением работ в области создания беспилотных
летательных аппаратов схемы «летающее крыло» стала разработка
корпорацией • «Northrop - Grumman» беспилотного ударно-
разведывательного летательного аппарата «UCAV» (необитаемый боевой
самолет) [31]. Корпорация, будучи уверенной в успехе этой-концепции,
практически полностью финансирует начальную -стадию проекта, не
ожидая в ближайшем будущем государственной поддержки.
Фактически этот беспилотный летательный аппарат, так же как
бомбардировщик «Northrop» B-2, близок к концепции «идеального
летающего крыла». Летательный аппарат оснащен одним двухконтурным
турбореактивным двигателем, расположенным в центроплане крыла
(рис. 2.32).
Рис.2.32 - Ударно-разведывательный БЛА схемы «летающее крыло» UCAV
корпораций «Northrop - Grumman» [30]
60

Лобовой воздухозаборник, так же как и выходное устройство
двигателя, сконструированы в соответствии с требованиями технологии
«СТЕЛС». Крыло имеет стреловидность по передней кромке % = 55°,
сужение крыла обеспечивается изломом задней кромки.
2.6 Современные легкие летательные аппараты схемы «летающее
крыло»
С появлением новых синтетических материалов и технологий во
многих странах вновь возродился интерес к строительству легких
пилотируемых летательных аппаратов «летающее крыло». В частности в
Германии и Швейцарии построено несколько удачных легких спортивных
и экспериментальных самолетов этой схемы.
На рис. 2.33 изображен оригинальный по своей компоновке
спортивный самолет «Schapel» SA-882 [1] схемы стреловидное «летающее
крыло». Самолет построен в Германии в середине 80-х годов. Принципы
формирования крыла и органов управления самолета являются
классическими для этой схемы. Так, например, крыло набрано из S-
образных профилей с геометрической круткой вдоль всего размаха.
Центроплан имеет большую строительную высоту, что позволяет
разместить в нем кабину пшюта, практически не выходящую за обводы
крыла. Органы продольного и поперечного управления (трехсекционные
рули высоты подтипу планера Яо.-Д) „расположены в консольных частях
крыла,, имеющего -"стреловидность по передней кромке х - 35°, Путевая
устойчивость обеспечивается стреловидностью крыла, имеющего
удлинение 1 = 7.3. Самолет оснащен поршневым двигателем,
распложенным за кабиной пилота. Вращающий момент на толкающий
воздушный винт передается с помощью удлинительного вала. Шасси
самолета трехстоечное, неубирающееся, с носовым колесом. В

конструкции летательного аппарата заметно сильное влияние немецких
конструкций братьев Хортенов.
Рис. 2.33 - Спортивный самолет SA-882 схемы «летающее крыло»
Другим примером сверхлегкого спортивного летательного аппарата
может служить одноместный самолет «Aachen» (рис. 2.34), построенный
также по схеме «летающее крыло». Этот самолет совершил свой первый
полет в январе 1996 года. В настоящее время самолет находится в стадии
испытаний и в ближайшем будущем должен быть сертифицирован как
сверхлегкий мотопланер [32],
Рис. 2.34 - Самолет «Aachen» аэродинамической схемы «летающее крыло»
[32,33]
62

Мотопланер «Aachen» имеет стреловидное крыло (стреловидность
по передней кромке 27.5°) с размахом 13 м и площадью 16 м2.
Максимальная взлетная масса 300 кг. Аппарат оснащен поршневым
двухцилиндровым двигателем «Gobler Hirtfa» мощностью 36 л.с. и
развивает максимальную скорость 204 км/ч. Продольное и поперечное
управление аппаратом осуществляется с помощью элевонов,
расположенных в консольных частях крыла, путевая устойчивость
обеспечивается стреловидностью крыла и двухкилевым вертикальным
оперением малой площади, расположенным в консольных частях.
Управление самолетом по курсу осуществляется небольшими рулями
поворота, расположенными на вертикальном оперении. Как отмечалось в
журнале «Fliegen Magazin» №7 за 1996 г., самолет «Aachen»
продемонстрировал, что щрш современном уровне технологии и
аэродинамики можно успешно преодолеть некоторые негативные
качества, нр^у|]даеаэрадв1намйтаеск©й схеме «летающее крыло» [33].
Такое утверждение вполне справедливо можно отнести и к самолету
«Baby Stingray», созданному швейцарской фирмой «Prospective Concepts»
по проекту «Stingray», в аэродинамическом проектировании которого
принимал непосредственное участие автор этой книги.
Летательный аппарат выполнен по схеме «летающее крыло»
(рис. 2.35, 236), форма которого-поддерживается избыточным давлением
воздуха. Объем воздуха, закачиваемого в оболочку под небольшим
избыточным давлением, составляет 68 м3. Крыло малого удлинения,
большой относительной толщины в центральной части, сложной формы в
плане, с концевыми аэродинамическими поверхностями, напоминает
морского ската. Крыло, набрано из S-образных профилей RAF-34 и имеет
геометрическую крутку вдоль размаха (#>^-5°). В табл. 2.12, 2.13
приведены некоторые аэродинамические и летно-технические
характеристики этого самолета. Аэродинамические характеристики,
63

представленные в таблицах, получены при экспериментальных
исследованиях в аэродинамических трубах моделей самолета без гондолы
экипажа.
Рис. 2.35 - Форма крыла в плане самолета «Baby Stingray»
Рис. 2.36 - Самолет «Baby Stingray», выполненный по схеме «летающее
крыло»
Таблица 2.12 - Основные геометрические и аэродинамические
характеристики самолета ««Baby Stingray»
l,M
12.0
L, м
9.5
S,m2
70
Л
2.06
град
0.042
СхО
0.011
Чумаке
1.28
Г^ЛШКС
12.7
64

Таблица 2.13 - Летно-технические характеристики самолета «Baby
Stingray»
Экипаж, чел.
Взлетная масса то, кг
Тип и количество двигателем
Мощность силовой установки, л. с.
Максимальная скорость, кль'ч
Взлетная скорость, км/ч
Посадочная скорость, км/ч
2
840
2хПД«Ко1ах»582
2x64
130
55
55
Экипаж располагается в хорошо обтекаемой гондоле, закрепленной
под крылом. На гондоле установлены два двигателя «Rotax-582» с
толкающими трехлопастными винтами фиксированного шага и
трехколесное шасси с носовым колесом [34, 35]. Продольное управление
самолетом осуществляется с помощью руля высоты, расположенного в
хвостовой части крыла и выполненного в виде «бобриного хвоста»,
устойчивость по курсу осуществляется двухкилевым вертикальным
оперением умеренной стреловидности, управление по курсу с помощью
рулей поворота, расположенных на вертикальном оперении. Устойчивость
по крену обеспечивается формой крыла в плане и концевыми
аэродинамическими поверхностями, имеющими положительное
поперечное «V» (рис. 2.37). Поперечное управление осуществляется
щелевыми элеронами (закрылками Юнкерса), расположенными в
консольных частях крыла.
Рис, 2.37 - Самолет «Baby Stingray» (на фото хорошо видны концевые
аэродинамические поверхности)
65

Этот летательный аппарат является прототипом семейства легких
административных и пассажирских самолетов, экипаж и пассажиры
которых будут размещаться в крыле. По аэродинамической схеме эти
летательные аппараты будут представлять собой «идеальное летающее
крыло». На рис. 2.38 показан один из вариантов аэродинамической
компоновки самолета «Stingray»
Рис. 2.38 - Проект административного самолета «Stingray»
Как видно из приведенных материалов, последние десятилетия
XX века ознаменовали второе рождение летательных аппаратов типа
«летающее крыло», основанное на применении новых материалов,
технологий и достижений в аэродинамике, динамике полета и систем
управления летательных аппаратов.
В табл. П.1 (Приложение 1) приведены некоторые характеристики
летательных аппаратов схемы «летающее крыло», построенных в XX веке.
3 ПЕРСПЕКТИВЫ ЛЕТАТЕЛЬНЬЖ АППАРАТОВ СХЕМЫ
«ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО» В 21 ВЕКЕ
ЗЛ. Перспективные летательные аппараты военного назначения
В открытой прессе появились сообщения о нескольких проектах
стратегического бомбардировщика XXI века. По контракту с
министерством обороны США фирмы «Boeing», «Lockheed - Martin» и
«Northrop - Gmfnman» изучают концепции перспективного
66

стратегического ударного самолета FSA (Future Strike Aircraft),
выполненного по схеме «летающее крыло» с двухкилевым оперением,
который после 2030 г. должен стать заменой для бомбардировщиков В-
52Н, В-1В и В-2. Внешний вид перспективных летательных аппаратов FSA
показан на рис. 3.1 [36].
Рис. ЗЛ - Внешний вид перспективного сверхзвукового бомбардировщика
и перспективного ударного самолета корпорации «Northrop - Grumman»
FSA
В зависимости от научно-технического уровня, работы по созданию
перспективного ударного самолета FSA можно разделить на два этапа. На
первом этапе возможно создание бомбардировщика «летающее крыло» с
турбопршоточнымн двигателями, который поступит на вооружение уже в
2010-2015 гг. Второй этап, предусматривающий использование более
«экзотических» технологий выполнения силовой установки, может быть
реализован в 2030-2035 гг.
3.2 Перспективные дальнемагастр&шьиые
пассажирские самолеты
Как было отмечено ранее, схема «летающее крыло» идеально
подходит для летательных аппаратов, на которых применяются технологии
малой заметности. Однако в настоящее время эту аэродинамическую схему
предполагают использовать не только в военных целях. Ряд
самолетостроительных корпораций планируют постройку в ближайшем
57

будущем больших пассажирских и транспортных самолетов но схеме
«летающее крыло». В частности, фирма «Boeing» предполагает в течение
ближайших 10 лет изменить традиционные представления о том, какими
должны быть пассажирские самолеты. В настоящее время исследуется
отношение общественного мнения США относительно того, как отнесутся
пассажиры к идее летать в крыле самолета [36,37].
«Летающее крыло» на 800 мест - таков революционный замысел
создателей нового самолета «Boeing».. Этот самолет, проектирующийся по
концепции BWB (Blendet-Wing-Body), объединяет положительные
качества чистого «летающего крыла» подобно бомбардировщику Nortlirop
В-2, и больших пассажирских самолетов традиционной схемы [38].
Новый лайнер вдвое превосходит по размеру самые крупные
пассажирские самолеты (рис. 3.2, 3.3). Иллюминаторов в самолете почти
не предусмотрено, поэтому пассажиры, которых предполагается
разместить на двух палубах, будут видеть образы окружающего мира на
видеоэкранах. Новый самолет будет летать на той же высоте и с той же
скоростью, что и пассажирские самолеты «классической»
аэродинамической схемы, однако при этом он будет тратить на четверть
меньше горючего и обладать значительно более низким уровнем шума
[38].
Новые двигатели, разрабатываемые фирмой «Pratt Sc Whitney»
[33, 38] для проекта BWB, имеют степень двухконтурности, большую, чем
у современных реактивных двигателей для дальнемагистральных
пассажирских самолетов. Воздухозаборники двигателей будут работать
совместно с верхней поверхностью центропланной части крыла, улучшая
аэродинамические характеристики крыла. Для посадочного режима
предусмотрено изменение угла установки ступеней винтовентилятора, что
создает реверс тяги. Самолет задумывается фирмой «Boeing» как
конкурент новому аэробусу А-380.
6$

Французская авиастроительная корпорация «Aerospatiale» также
ведет разработку пассажирского самолета большой пассажировместимости
(рис. 3.4).
Рис.3.2 - Компоновочная схема пассажирского самолета фирмы «Boeing» [33]
Рис.3.3 - Внешний вид пассажирского самолета по концепции BWB
«Boeing» [33]
Рис.3.4 - Внешний вид пассажирского самолета фирмы «Aerospatiale» [33]
С 199! года в ОКБ им. А.Н. Туполева велись научно-
исследовательские работы по созданию самолета сверхбольшой
пассажировместимости. Новый проект, получивший обозначение Ту-404,
19

был рассчитан на перевозку 1200 пассажиров на дальность 12000°
13000 км. В ОКБ прорабатывалось несколько вариантов возможных
компоновок такого самолета. В частности велись работы над вариантом
Ту-404 по схеме «летающее крыло» (см. рис. 3.5) [39]. Силовая установка
самолета должна состоять из 6 винто-вентиляторных двигателей с
толкающими винтами с взлетной тягой по 18000 кгс и удельным расходом
топлива на крейсерском режиме 0.644 кг/кгс.ч.
Рис.3.5. Аэродинамическая компоновка самолета Ту-404 (проект)
Планируется, что двигатели будут устанавливаться в хвостовой
части центропланной части крыла. В дентропланной части крыла
разместится и шесть пассажирских салонов, рассчитанных на 1214
пассажиров. Вертикальное оперение выполнено двухкилевым. К
центроплану, имеющему стреловидность по передней кромке 45°, крепятся
стреловидные консоли, стреловидность которых составляет 35°. Консоли
представляют собой кессонные баки,,в которых находится основной запас
топлива.
Однако работы по проекту Ту-404 не вышли из стадии начального
проектирования и обсуждения концепции подобного самолета с
заказчиком.
70

4 ПУТИ УЛУЧШЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК «ЛЕТАЮЩИХ КРЫЛЬЕВ»
Как видно из анализа мировых тенденций развития летательных
аппаратов, самолеты схемы «летающее крыло», несмотря на их
существенные аэродинамические преимущества перед самолетами других
аэродинамических схем, до последнего времени не нашли широкого
применения в авиации. На протяжении XX века, который характеризовался
бурным развитием авиации, доминирующей оказалась «классическая»
аэродинамическая схема, по которой построено подавляющее
большинство всех самолетов в мире. Однако научно-технические
достижения последних лет в области аэродинамики, динамики полета и
систем управления позволяют в значительной мере устранить недостатки,
присущие схеме «летающее крыло» в прошлом и занять достойное место
среди самолетов традиционных схем.
4.1. Особдашсга балансировки, устойчивости и управляемости
«летающих крыльев»
Летательный аппарат, выполненный по любой схеме, в том числе и
по схеме «летающее крыло», должен быть устойчивым и управляемым в
полете. Под продольной устойчивостью понимают стремление аппарата
вернуться к исходному положению после действия возмущения, например,
вертикального порыва ветра. Продольная устойчивость любого
летательного аппарата обеспечивается размещением его центра масс перед
точкой, где приложено приращение подъемной силы, возникающее при
увеличении угла атаки. Эта точка называется аэродшшмическим
фокусом и© углу атаки. Аэродинамический фокус не меняет своего
положения при малых изменениях угла атаки. В общем случае положение
аэродинамического фокуса всего летательного аппарата определяется
положением аэродинамических фокусов всех его несущих частей, но в

большей степени аэродинамическим фокусом крыла и горизонтального
оперения.
Продольная балансировка самолета любой схемы, в том числе и
схемы «летающее крыло», обеспечивается равновесием моментов,
действующих относительно продольной оси OZ в связанной с летательным
аппаратом системой координат (начало координат расположено в центре
масс летательного аппарата). Такое равновесие должно быть соблюдено на
всех эксплуатационных углах атаки. У самолетов «классической»
аэродинамической схемы это осуществляется соответствующим
изменением управляющего момента, образующегося отклонением руля
высоты или поворотом всего горизонтального оперения. Такой
управляющий момент создается на плече, примерно равном расстоянию от
точки, лежащей на расстоянии 25 % средней аэродинамической хорды
(САХ) горизонтального оперения (го) до центра масс аппарата. Это плечо
(Ьго) дня самолетов «классической» аэродинамической схемы имеет длину,
заметно превышающую хорду крыла (рис. 4.1).
Рис. 4.1 - Продольная балансировка летательного аппарата «классической» схемы
У летательных аппаратов типа «летающее крыло» и «бесхвостка»
рули (рв) высоты размещены на задней кромке крыла (рис. 4.2, 4,3). При
наличии стреловидности (рис. 4.4) органы продольного управления
располагаются в концевых сечениях крыла в виде элевонов (элеронов,
выполняющих одновременно функции рулей высоты).
Рис. 4 2- Продольная балансировка летательного аппарата «летающее крыло»
72

В этом случае расстояние между центром масс летательного
аппарата и САХ руля высоты несколько увеличивается, однако остается
все же значительно меньшим, чем у самолетов «классической»
аэродинамической схемы.
ф?
ЙУХЧУСЧ^УУЧЧЧЧЧЧУЧ.чУУЧУ^^
Рис. 4.3 - Три возможных варианта расположения органов продольного
управления на «летающем крыле»:
г) -спомощью элевонов, расположенных в консольных сечениях крыла; Ь)
- с помощью руля высоты, расположенного в центральной части крыла;
с) -с помощью элевонов, расположенных по всему размаху крыла.
При размещении, центра масс перед аэродинамическим фокусом, что
необходимо для обеспечения продольной статической устойчивости
любого самолета, ее оснащенного специальным автоматом устойчивости,
управляющая сила всегда будет направлена в сторону, противоположную
направлению подъемной силы крыла.
Рис. 4.4 - Расположение элевонов на стреловидном
«летающем крыле»
73

Чем меньше плечо восстанавливающей силы, тем больпте должна
быть ее величина. Следовательно, в этих условиях, для создания
потребного управляющего момента необходимо большее отклонение руля
высоты.
Необходимо отметить еще одну особенность «летающих крыльев». У
самолетов «нормальной» аэродинамической схемы горизонтальное
оперение существенно смещает назад положение аэродинамического
фокуса всего летательного аппарата. Следовательно, у летательного
аппарата схемы «летающее крыло», не имеющего горизонтального
оперения, допустимое предельно заднее размещение центра масс из
соображений продольной устойчивости оказывается меньшим, чем у
самолета «классической» аэродинамической схемы. Вследствие этого
диапазон эксплуатационных центровок «детак}щих крыльев» значительно
меньше, чем у самолетов «классической схемы». Из этого следует, что
компоновка основных гастем и агрегатов в таком самолете должна
осуществляться в передней части крыла вдоль его размаха.
Одним из основных недостатков аэродинамической схемы
«летающее крыло» является малое плечо аэродинамических поверхностей
продольного управления. Так как традиционные органы балансировки -
рули высоты располагаются очень близко к центру масс, их эффективность
значительно снижается по сравнению с самолетами «классической» схемы.
Поэтому у самолетов, выполненных по схеме «летающее крыло», для
обеспечения балансировки самолета в горизонтальном полете требуется
отклонять рули высоты на большие утлы, что приводит к появлению
дополнительного балансировочного аэродинамического сопротивления. На
рис. 4.5 дано качественное сравнение отношения коэффициента подъемной
силы с учетом потерь на балансировку СУбт к коэффициенту подъемной
силы Су без учета этих потерь для летательных аппаратов «нормальной»
74

аэродинамической схемы и схемы «летающее крыло в зависимости от
степени их статической устойчивости т/ [40].
Рис. 4.5 - Зависимости -^—=/(#£')
Наряду с изменением подъемной силы при балансировке меняется и
сопротивление, обусловленное подъемной силой. Увеличение
сопротивления при балансировке оценивается коэффициентом к^
(рис. 4.6) [40].
летающее крыло"
Рис. 4.6 - Зависимости кбал=КщУ)
Как видно из рисунка, при увеличении степени продольной
статической устойчивости тс/ по абсолютной величине, коэффициент к^
«летающих крыльев» увеличивается интенсивнее, чем у самолетов
«нормальной» аэродинамической схемы.
Потери на балансировку приводят к уменьшению максимального
аэродинамического качества /£««. Это характерно для самолетов всех
аэродинамических схем. Однако наиболее заметно уменьшается
максимальное аэродинамическое качество у самолетов схемы «летающее
крыло» (рис. 4.7 [40]).

Рис. 4.7 - Зависимости £*s^=f(ml')
max
Исходя из вышесказанного, отметим, что летательные аппараты
схемы «летающее крыло» обладают принципиальными недостатками,
которые вполне способны свести на нет достоинства, присущие этой
схеме.
42. Пути улучшения аэродинамических' характеристик «летающих
крыльев»
Анализ показанных в предыдущем параграфе зависимостей показал,
что уменьшение по абсолютной величине степени продольной статической
устойчивости может значительно уменьшить потери на балансировку
«летающих крыльев». Кроме того, использование неустойчивого в
продольном отношении летательного аппарата в сочетании с
современными автоматами устойчивости может устранить этот, по сути,
главный недостаток «летающих крыльев».
Вторым путем уменьшения потерь на балансировку является
повышение эффективности аэродинамических органов управления, в
частности, руля высоты или руля направления.
Для существенного повышения эффективности органов управления
«летающих крыльев» можно использовать двухзвенные рули высоты или
направления (рис. 4.8) [41]. Использование подобного устройства
позволяет повысить эффективность органов продольного или путевого
управления на 40 %... 50 %.
76

Рис. 4.8 - Принцип работы двухзвенного руля высоты
Большое влияние на продольную устойчивость и балансировку
летательного аппарата схемы «летающее крыло» оказывает форма крыла в
плане. Трапедаевидные крылья сложной формы в плане в этом отношении
наиболее предпочтительны. Примером тому может служить самолет «Baby
Stingray», вытянутая хвостовая часть которого, в значительной степени
компенсирует недостаток стреловшдах «летающих крыльев» - малое
плечо руля высоты.
Однако одним из наиболее радикальных способов повышения
эффективности органов продольного управления в сочетании с
использованием трапециевидного крыла сложной формы в плане является
рациональная компоновка силовой установки летательных аппаратов
схемы «летающее крыло». Силовая установка в этом случае должна
размещаться таким образом, чтобы, струя от воздушного винта или из
сопла реактивного двигателя попадала на, соответствующие органы
управления. На рис. 4.9, 4.10, 4.11 показаны несколько компоновок
силовой установки на летательных аппаратах «летающее крыло»,
предложенные автором этой книги, в которых струя от движительной
установки «винт в кольце» направлена на руль высоты.
11

Рис 4.9 - Пример рациональной компоновки силовой установки на легком летательном
аппарате «летающее крыло»
Рис. 4,10 - Проект легкого летательного аппарата с одной движительной установкой
Рис. 4.11 - Проект легкого летательного аппарата с двумя движительными установками
78

Расчеты показывают, что эффективность руля высоты при
компоновке, показанной на рис. 4.10 повышается на крейсерских режимах,
в среднем, на 60 %,..70 %. Если летательный аппарат имеет два подобных
движителя (рис. 4.11), то эффективность органов продольного управления
возрастает более чем в 2 раза.
Еще одной проблемой, с которой обычно сталкиваются
проектировщики самолетов схемы «летающее крыло», является
обеспечение путевой устойчивости и управляемости. Для этой схемы
затруднен выбор места для размещения вертикального оперения и,
соответственно, руля направления. Лишь очень немногим авиационным
конструкторам удалось построить самолеты схемы «летающее крыло» без
вертикального оперения, большинству все же пришлось использовать эти
поверхности, зачастую существенно большей площади, из-за их
пониженной эффективности вследствие уменьшения плеча вертикального
оперения по сравнению с самолетами «классической» схемы.
Путевая устойчивость - это стремление летательного аппарата
вернуться в исходное положение после действия возмущения,
вызывающего изменение его углового положения в горизонтальной
плоскости.
Путевая устойчивость определяется, в первую очередь, размерами
вертикального оперения и расстоянием от вертикального оперения до
центра масс аппарата. Форма крыла в плане также оказывает существенное
влияние на путевую устойчивость. В частности, крыло прямой
стреловидности способствует увеличению путевой устойчивости, так как
при несанкционированном изменении угла скольжения оно стремится
вернуться в исходное положение. У летательных аппаратов схемы
«летающее крыло» из-за отсутствия фюзеляжа плечо вертикального
оперения меньше, чем у самолетов «классической» схемы. Это усложняет

решение проблемы обеспечения путевой устойчивости «летающих
крыльев».
Если плечо вертикального оперения не может быть увеличено по
конструктивным соображениям, то на аппаратах «летающее крыло»
приходится применять вертикальное оперение большой площади, либо
вертикальное оперение, состоящее из двух и более килей (см. рис. 4.12),
Рис. 4.12 - Схема расположения вертикального оперения на самолетах
типа «бесхвостка» и «летающее крыло»
Путевая управляемость у самолетов схемы «летающее крыло», как и
у самолетов «классической» схемы, обеспечивается отклонением руля
направления на вертикальном оперении. Однако на некоторых
летательных аппаратах для повышения эффективности органов путевого
управления вертикальное оперение выполняется цельноповоротным.
Используются также дифференциальные рули направления, имеющие на
25 %...30 % большую, чем обычные рули эффективность (рис. 4.13).
Рис. 4.13 - Дифференциальные рули направления [1]
80

Кроме того, на «летающих крыльях» для путевого управления
самолетом достаточно часто используют расщепляющиеся элероны и
дифференциально отклоняемые тормозные щитки.
Как видно из вышесказанного, схема «летающее крыло» имеет ряд
характерных особенностей в части продольной и путевой устойчивости и
управляемости. Эти особенности являются причиной того, что создание
летательных аппаратов такой схемы с удовлетворительными пилотажными
характеристиками оказывается достаточно сложным делом, требующим
большого объема предварительных исследований.
si

ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Анализ зарождения и развития аэродинамической схемы «летающее
крыло» представляет собой сложный и неоднородный процесс. Развитие
самолетов схемы «летающее крыло» оказало значительное влияние на
прогресс всей авиации. В частности, такие конструктивные особенности,
как стреловидное крыло, самобалансирующийся S-образный профиль,
примененные впервые на планерах и самолетах схем «бесхвостка» и
«летающее крыло» получили в последствии широкое распространение и на
летательных аппаратах других схем. До середины ХХ-го столетия
самолеты, построенные по схеме «летающее крыло», обычно уступали
лучшим образцам самолетов «классической» схемы.
Методы, предлагаемые в 30-е... 40-е годы для устранения
перечисленных выше недостатков «летающих крыльев» (принцип
статически неустойчивого самолета, конвертируемая в полете схема,
автоматы повышения устойчивости и др.), не могли быть реализованы при
существовавшем в то время уровне науки и техники.
Существовали также и другие причины,, препятствовавшие
распространению «летающих крыльев» в авиации до настоящего времени.
Такие самолеты могли стать конкурентоспособными с самолетами
«классической» схемы только при успешном решении всех этих задач.
Авиаконструктор, выбирая схему «летающее крыло» для своего
будущего самолета, заведомо идет на известный риск. Мера оправданности
такого риска определяется многими обстоятельствами. Главными из них
является отсутствие жестких ограничений по времени, отпущенному на
проектирование и постройку данного летательного аппарата, а также
наличие предварительного задела исследований по изучению
особенностей этой схемы. Поэтому неудивительно, что схему «летающее
крыло» применяют очень немногие самолетостроители. Считанные
единицы из этих машин пошли в серийное производство и успешно
82

эксплуатировались или эксплуатируются. Анализ приведенных материалов
показывает, что это обусловлено различными факторами. Неудачная
конструкция многих самолетов, построенных по схеме «летающее крыло»
и предназначенных для практической эксплуатации, в ряде случаев
объясняется недостаточным опытом их разработчиков в области
проектирования детательных аппаратов без горизонтального оперения [2].
Долгий путь развития самолетов «летающее крыло» схемы позволил
выработать достаточно много технических решений, обеспечивающих
конкурентоспособность этой схемы с летательными аппаратами,
построенными по другим аэродинамическим схемам.
Схема «летающее крыло» на протяжении всего периода развития
авиации постоянно имела своих устойчивых приверженцев. Присущие
бесхвостым конструкциям преимущества, связанные с уменьшением
массы, стоимости и аэродинамического сопротивления, проявлялись до
настоящего времени, главным образом, в области Легких и сверхлегких
летательных аппаратов, для которых характерен очень узкий диапазон
скоростей полета, что существенно упрощает решение проблем
балансировки и обеспечения необходимой управляемости.
Научно-технические достижения последних лет в областях
аэродинамики и систем управления позволяют устранить негативные
качества схемы «летающее крыло» при полном сохранении ее
преимуществ. Это достигается в первую очередь путем уже известных и
новых аэродинамических и конструктивных решений, а именно;
» созданием аппаратов сложной формы в плане;
® использованием концепции статически нейтрального или
неустойчивого в продольном и путевом каналах летательного аппарата,
которая позволяет свести к минимуму основной недостаток «летающих
крыльев» - сложность обеспечения приемлемых характеристик
балансировки, устойчивости и управляемости по тангажу и курсу;

® применением новых S-образных самобалансирующихся профилей
для снижения потерь качества на балансировку на всех режимах полета и
повышения максимального коэффициента подъемной силы;
® использованием геометрической и аэродинамической крутки
крыла;
® широким использованием элементов адаптации крыла к режимам
полета;
® использованием оригинальной компоновки силовой установки,
позволяющей повысить эффективность органов продольного и путевого
управления;
• использованием энергетических методов управления
пограничным слоем на взлетно-посадочных и крейсерских режимах
полета.
® внедрением новых полимерных и композитных материалов в
конструкцию летательных аппаратов «летающее крыло».
Эти меры должны способствовать более широкому использованию
«летающих крыльев» в авиации будущего.
84

ПРИЛОЖЕНИЕ 1
Таблнца П. 1 - Летвэ-теошчесжие характеристики «летающих крыльев» (1910... 1996 г.г.)
| Г^д сотданш
| 1910
1 1925
1926
1932
J935
! 1935
| 1936
| 1937
! 1938
j 1940
1940
\ 1940
| 1942
1943
j !944
1945
1945
1946
! 1947
1947
j ..
' 1952
| 1981
1 1989
{ 1995
1 1996
1996
Конструктор яви
фирма
Д Данн
Г. Хилл
Б.И.Черановский
Б.ИЛерановский
Б И.Черановский
Ш. Фовель
А.А. Лазарев
А. С. Москалев
Б.И.Черановский
Б.И.Черановский
В.Н. Беляев
Д. Нортроп
Д. Нортроп
Братья Хортены
Д. Нортроп
Братья Хортены
Д. Нортроп
Д. Нортроп
Д. Нортроп
«Армстронг-
Уитворт»
«Авро»
«Lockheed»
«Northrop»
«Lockheed -
Martin»
У. Шефер
«Prospective
Concepts»
Название нян
марка самолета
D-5
«Птеродактиль» 1
БИЧ-3
БИЧ-7А
БИЧ-14
AV-10
ХАИ-3
«Стрела»
БИЧ-20
БИЧ-21
ДБ-ЛК
N-1M
N-9M
Но.-7
МХ-324
Go-229
ХР-79В
ХВ-35
YB-49
AW-52
«Вулкан»
F-117A
В-2
RQ-3A
«Darkstar»
«Aachen»
«Baby Stingray»
Тип
двигателя
ОД
од
ПД
ОД
ПД
ПД
ПД
ПД
ПД
ПД
ПД
ПД
ПД
ПД
ЖРД
ТРД
ТРД
ПД
ТРД
ТРД
ТРД
ТРДД
ТРДЦ
ТРДД
ПД
ПД
Мощность, кзт.
(тага,хг)
1x44.0
1x22.0
1x13.3
1x73.5
2x73.5
1x55
1x73.5
1x103.0
1x13.2
1x162
2x700
2x88.2
2x220
2x58.8
1x90
2x860
2x520
4x2250
8x1870
2x1590
4x4300
2x6300
4x8600
1x800
1x26
2x47
/,ы
14.0
13 7
9.5
12.5
16,2
10.0
22.4
3.5
6.9
6.8
21.2
11.6
18.3
15.5
8.3
16.0
11.6
52.0
52.0
27.4
30.2
13.2
52 4
21.0
13.0
12.0
яг&кг
700
370
230
886
1900
545
2250
650
287
643
9285
1769
3220
3210
910
8500
3940
73500
96800
8950
68000
23800
168400
3900
300
840
m0/St
кг/м2
14.3
17.1
12.0
30.0
- 316
30
29.0
48.5
32.0
71.5
163
63.4
70.7
73.0
72.8
162.0
146 0
198.0
260.0
73.4
310.0
225,0
362.6
-
18.8
12.0
? W км/ч j
85 |
ИЗ
80
165
220 |
165 |
130
310
140
320 ;
488
322 1
414 !
340
-
945
815
605
835
720
1000
1040
1010
300
204
130

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
1. Nickel К., WohlfahrtM. // Schwanzlose Flugzeuge. Birkhauser Verlag.
Basel-Boston-Berlin. 1990. P. 616.
2. Соболев Д.А. //Самолеты особых схем. -2-е изд., перераб. и доп. М.:
Машиностроение, 1989. -176 с.
3. Костенко И.К //Летающие крылья., М.: Машиностроение, 1985. - 99 с.
4. Чаплыгин С. А. //Избранные работы по теории крыла. М.- Ленинград:
Государственное издательство технико-теоретической литературы, 1949. -
274 с.
5. Dunne J. The theory of the Dunne aeroplane // HAS journal. 1913. V. 17. N
66. P. S3 - 102.
6. Вейль А. Бесхвостые самолеты /Пер, с англ. М.: Изд. БИТ ЦАГИ, 1946.
- 98 с.
7. Бадягин А.А., Макаров Ю.В. К истории самолетов с несущим
фюзеляжем // Из истории авиации и космонавтики. 1980. Вып. 40. С. 37 -
45.
8. Шмелев Г.А. Безмоторное летание. М«: Авиахим. 1926. -186 с.
9. Черановский Б.И. Треугольники и парабола // «Самолет», 1933. № 12.,
с. 14.
Ю.Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 г. 2-е
изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1978. -576 с.
11.Черановский Б.И. Самолет «БИЧ-7» («Парабола») // «Самолет», 1930.
№11., с. 26-28.
12.Fauvel С. L'avion a <Aile Pure» //L'Aerophile. 1933. An 41. N 10. Р. 310 -
312.
1 З.Циолковский К.Э. Новый аэроплан. Калуга: Изд. автора, 1929. -39 с.
14.Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР. 1938 - 1950 гг.
М.: Машиностроение, 1978. -440 с.
86

15.Cox R. Large aeroplanes // RAS journal. 1938. V. 6. N 7. P. 591 - 602.
16.Lippisch A. Das Problem des schwanzloses Flugzeuges und seine
Weiterentwicklung zum Nurflugelflugzeug // ZFM. 1932. Jg. 23. N 22. S. 653 -
658.
17.Стефановский П.М. Триста неизвестных. М.: Воениздат, 1968. -304 с.
18.Малиновский Л.П. Планеролеты // ТВФЭ 1935, №6. С. 26 - 51.
19.Бадяган А.А. Самолеты с горизонтальным расположением летчика
1938-1945 гг. // Из истории авиации и космонавтики. Вып. 40. 1980. С. 15 -
21.
20.Козырев В., Козырев М. «Летающие крылья» Хортенов //М.: Крылья
Родины№1.1999. С. 16-20.
21.П. Бауэре // Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: Мир.
1991.-319 с.
22.Swanziose Hoiten I ro-Habicht//Flugsport. 1935. Jg. 27. N 16. S. 360 - 361.
23.Northrop J. Development of all-wing aircraft // RAS journal. 1947. V. 51. N
430. P. 481.
24.Preissner R. Flugzeuge mit Vorderflugein // Flieger-Jahrbuch 1978. Berlin:
VEB Verlag, 1977. S. 82 - 88.
25.Smith G. // Turbins and the flying wing //Flight. 1943. V. 43. N 1794. P. 496
-498.
26.Грин В., Кросс Р. //Реактивные самолеты мира. Пер, с англ, М.: Изд.
Иностранная литература», 1957. 284 с.
27.All-jet bomber Air Force // Flight. 1948. V. 54. N 2083. P. 629-633.
28.Сергеев Ю. «Блек джет» - блуждающий призрак. Самолет-невидимка F»
117А// М.: Крылья Роданы №1.1999. С. 21 - 25.
29.Подольный Е. Правда о невидимке // М.: Крылья Родины №9, 10. 1997.
С. 28-29, 25-27.

SO.Global Defence Review LTD 1998: //1998 Airborne reconnaissance a vision
for the list century, p. 53-51
31.Aircraft, UCAVs: An Uneasy Mix // Aviation Week & Space Technology,
August 3,1998 N7, P. 69-71.
32.Seifert K.D. Ein Rochen als Luftikus // Fliegerrevue 2/1999. S. 10 - 11.
33.EwaId J. Hortens begitimer Nachfol // Fliegen Magayin 7/1996. S.l2 - 16.
34.Aus Luft gebaut // GEO Nr 6/Juni 1998. S. 178 - 180.
35.List F. Nur flugler // Fliegerrevue 12/1999. S.20 - 22.
Зб.Серия «Авиационная и ракетная техника» // Экспресс-информация
№ 10 (2170) 5 марта 2001 г. ЦАГИ
37.Aviation Week & Space Technology, 7/11 2000 N6, v. 152. p. 48-49.
38.Sweetman В., Brown S. Megaplanes // Popular Science, April 1995.
P.54-58.
39.Под знаком «Ту» М.: «Авиация и космонавтика» №10.2000. с.
40.Аэродинамика летательных аппаратов и гидравлика их систем. // Под
ред. доктора технических наук Ништа М.И. // ML: ВВИА им. проф,
Жуковского. 1981.- 579 с.
41. Авиация общего назначения. Рекомендации для конструкторов. // Под
ред. доктора технических наук Микеладзе В.Г. М.: ЦАГИ им. проф.
Жуковского. 1996.- 298 с.
88

ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение 3
Глава I
Сущность аэродинамической компоновки «летающее крыло»
1.1. Анализ аэродинамических компоновок летательных аппаратов 5
1.2. Достоинства схемы «летающее крыло» 11
1.3. Недостатки схемы «летающее крыло» 13
Глава 2
Исторвш развитая летательных аппаратов «летающее крыло»
2.1. Первые проекты «летающих крыльев» 16
2.2. Первые экспериментальные летательные аппараты «летающее
крыло» 26
2.3. Развитие летательных аппаратов схемы «летающее
крыло» 32
2.4. «Летающее крыло» с турбореактивными двигателями. 65
2.5. Современные достижения в области строительства боевых самолетов
схемы «летающее крыло» 78
2.6. Современные легкие летательные аппараты схемы «летающее
крыло» 88
Глава 3
Перспективы летательных аппарате© схемы «летающее крыл©» в 21
веке
3.1. Перспективные летательные аппараты военного назначения 97
3.2. Перспективные дальнемагистральные пассажирские самолеты
98
Глава 4
Пути улучшения аэродинамических характеристик «летающих
крыльев»
4.1. Балансировка, устойчивость и управляемость «летающих
крыльев» 103
US

4.2. Пути улучшения аэродинамических характеристик «летающих
крылъе в » , 111
Заключение 119
Приложение 1 , 123
Список использованных источников ...... 125
90

Научное отдание
О. Л. ЛЕМКО
«ЛЕТАЮЩИЕ КРЫЛЬЯ»
ИСТОРИЯ И ВОЗМОЖНЫЕ ПУТИ РАЗВИТИЯ
Подписано к печати « 2 » февраля 2002 г. Формат 60x84 146
Н?д~е 1 Усл. печ. л. 4,09 Заказ № " Тираж 300 экз.
Цена договорная
Подготовлено и напечатано
в редакционно-издательском отделе ДИПО ИПР
г. Донецк, ул. Куйбышева, 31
Свидетельство: серия ДК Jfe 636 от 17.10.01 г.,
выданное Госкомитетом информационной политики, телерадиовещания Украины